Text
Е.А. Гриценко
В.П. Данильченко
С.В, Лукачев
В.Е. Резник
Ю.И. Цыбизов
КОНВЕРТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ ГТД
В ГАЗОТУРБИННЫЕ УСТАНОВКИ
НАЗЕМНОГО ПРИМЕНЕНИЯ
САМАРСКИЙ НАУЧНЫЙ ЦЕНТР РАН
Е.А. Гриценко
В.П. Данильченко
С.В. Лукачев
В.Е. Резник
Ю.И. Цыбизов
КОНВЕРТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ ГТД
В ГАЗОТУРБИННЫЕ УСТАНОВКИ
НАЗЕМНОГО ПРИМЕНЕНИЯ
САМАРА
2004
УДК 621.6.05
Издание осуществлено при финансовой поддержке
Администрации Самарской области (грант 8172004),
ОАО «Самарский научно-технический комплекс
им. Н.Д. Кузнецова», Самарского государственного
аэрокосмического университета имени
академика СП.Королева
Рецензент: доктор технических наук А.М. Идельсон
Гриценко Е.А., Данильченко ВЛ., Лукачев С.В., Резник В.Е.,
Цыбизов Ю.И. Конвертирование авиационных ГТД в
газотурбинные установки наземного применения -
Самара: СНЦ РАН, 2004. - 266 с.: ил.
Систематизирован материал, необходимый для
проектирования приводов наземного применения на базе
авиационных ГТД; изложены основные принципы
конвертирования, реализованные в двигателях семейства
«НК» - Николай Кузнецов; указаны пути обеспечения
высоких показателей их эффективности, надежности и
экологичности.
Для студентов авиационных вузов, специалистов,
занимающихся проектированием авиационных ГТД и их
конвертированием, а также научных работников.
ISBN 5-93424-139-7 © Е.А. Гриценко, В.П. Данильченко,
С.В. Лукачев, В.Е. Резник,
Ю.И. Цыбизов, 2004
ОГЛАВЛЕНИЕ
ВВЕДЕНИЕ...................................... 6
СОКРАЩЕНИЯ. ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.
ИНДЕКСЫ..................................... 9
ГЛАВА 1. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ КОНВЕРТИРОВАНИЯ
АВИАЦИОННЫХ ГТД.................................... 11
1.1. Особенности эксплуатации авиационных ГТД в качестве
приводов.............................................. 12
1.2. Требования, предъявляемые к приводу.............. 14
1.2.1. Общие требования к показателям привода..... 15
1.2.2. Требования к основным узлам привода........ 17
1.2.3. Требования к системам ПУ................... 22
1.2.4. Требования к системам контроля работы, диагности-
ки и защиты привода............................. 28
1.3. Примеры конструктивного выполнения конвертированных
авиадвигателей и тенденции их развития ............... 29
1.3.1. Примеры конструктивного выполнения конвертиро-
ванных авиадвигателей............................. 29
1.3.1.1. Комплексное воздухоочистительное устройство 40
1.3.1.2. Газотурбинный двигатель-привод........ 51
1.3.1.3. Системы двигателя..................... 64
1.3.1.4. Выхлопное устройство ГТУ.............. 66
1.3.1.5. Выхлопное устройство блочно-модульного типа
даяГПА-Ц-25.................................... 70
1.3.1.6. Гидравлические потери ВУ.............. 72
1.3.1.7. Эффективность выхлопных устройств дви-
гателей НК..................................... 75
1.3.2.0 тенденциях развития конвертированных авиадви-
гателей .......................................... 76
1.4. Особенности обеспечения высоких показателей надежно-
сти при конвертировании авиадвигателей................ 82
1.4.1. Система методов обеспечения высоких показателей
надежности........................................ 82
1.4.2. Совершенствование расчетно-экспериментальных
методов оценки долговечности деталей.............. 88
1.4.3. Разработка методов прогнозирования ресурса. 89
1.4.4. Анализ состояния деталей ГТД после эксплуатации в
авиации........................................... 97
3
1.4.5. Разработка системы индивидуального контроля ис-
черпания ресурса в процессе эксплуатации ГТД.......... 98
1.4.6. Разработка методов поузловой доводки........... 98
1.4.7. Основные принципы обеспечения высоких показа-
телей надежности конвертированных авиационных ГТД 100
1.4.8. Опыт эксплуатации конвертированных авиадви-
гателейНК..................................... 101
1.5. Особенности снижения токсичности выхлопных газов в
конвертированных авиадвигателях..................... 105
1.5.1. Основные токсичные составляющие выхлопа ГТУ и
плата за загрязнение............................. 106
1.5.2. Концепции и методы снижения выбросов вредных
веществ.......................................... 108
1.5.3. Конструкции малоэмиссионных КС двигателей НК... 110
1.5.4. Особенности рабочего процесса двухтопливных ма-
лоэмиссионных КС................................. 118
1.5.5. Методология создания малоэмиссионной КС и осо-
бенности отработки ее экологических характеристик... 120
1.5.6. Некоторые результаты отработки малоэмиссионных
КС двигателей НК................................. 126
ГЛАВА 2. ПУТИ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ
АВИАЦИОННЫХ ГТД, КОНВЕРТИРУЕМЫХ В ГТУ
НАЗЕМНОГО ПРИМЕНЕНИЯ................................ 131
2.1. Форсирование параметров цикла и совершенствование
параметров одноконтурных Г1У. Схемы первого уровня
сложности........................................... 131
2.2. Схемы второго уровня. Установки с регенерацией тепла
выхлопных газов и подачей пара на силовую турбину...... 139
2.3. Схемы третьего уровня. ГТУ с подачей пара в ком-
прессор, камеру сгорания и систему охлаждения турбины
газогенератора.................................... 140
2.4. Схемы четвертого уровня. Установки сложных циклов. 160
2.5. Двухконтурный газотурбинный двигатель для привода
ГПА................................................. 192
2.6. Двухконтурный привод с регенерацией тепла выхлопных
газов в потоке наружного контура.................... 196
2.6.1. Эффективность использования различных типов ре-
генераторов тепла для двухконтурных ГТУ.......... 201
4
2.6.2. Методы интенсификации теплоотдачи и уменьшения
гидравлических потерь в регенераторе......... 216
2.6.2.1. Интенсификация теплоотдачи с помощью при-
стенных осевых вихрей..................... 217
2.6.2.2. Определение потерь давления при течении газа
в цилиндрическом канале регенератора...... 220
2.6.2.3. Применение метода расчета потерь давления
при течении газа в канале с пережатиями при наличии
подогрева................................. 224
2.7. Двухконтурный газогенератор с регенерацией тепла вы-
хлопных газов в потоке наружного контура для авиационного
ТВД............................................. 233
ПРИЛОЖЕНИЯ...................................... 241
ЛИТЕРАТУРА..................................... 259
Светлой памяти Учителя -
Николаю Дмитриевичу Кузнецову -
пионеру конвертирования авиадвигателей
посвящается.
ВВЕДЕНИЕ
В настоящее время авиационные газотурбинные двигатели, отрабо-
тавшие свой летный ресурс, находят применение для привода газопере-
качивающих агрегатов, электрогенераторов, газоструйных установок,
устройств для очистки карьеров, снегоочистителей и т.д. [1, 2, 20,70].
Однако тревожное состояние отечественной энергетики требует приме-
нения авиадвигателей и привлечения производственного потенциала
авиационной отрасли прежде всего для развития промышленной энерге-
тики.
Массовое применение авиадвигателей, отработавших летный ресурс
и сохранивших способность к дальнейшему использованию, позволяет в
масштабах содружества независимых государств решить поставленную
задачу, поскольку в условиях общего спада производства сохранение
овеществленного в двигателях труда и экономия дорогостоящих мате-
риалов, используемых при их создании, позволяет не только затормозить
дальнейший экономический спад, но и достичь роста экономики.
Опыт создания приводных газотурбинных установок на базе авиа-
ционных двигателей, таких, например, как HK-I2CT, HK-I6CT, а затем
НК-36СТ, НК-37, НК-38СТ, АЛ-31 СТ, ГТУ-12П,-16П,-25П, подтвердил
сказанное выше.
На базе авиационных двигателей чрезвычайно выгодно создавать и
электростанции городского типа. Отчуждаемая под станцию площадь
несопоставимо меньше, чем для строительства ТЭС, при одновременно
лучших экологических характеристиках. При этом капиталовложения
при строительстве электростанций могут быть снижены на 30...35%, а
также в 2...3 раза сокращен объем строительно-монтажных работ энер-
гетических блоков (цехов) и на 20.. .25% сокращены сроки строительства
по сравнению с цехами, использующими газотурбинные приводы ста-
ционарного типа. Хорошим примером служит Безымянская ТЭЦ (г. Са-
мара) с энергетической мощностью 25 МВт и тепловой 39 Гкал/ч, в со-
став которой впервые вошел авиационный газотурбинный двигатель
НК-37.
6
Существует еще несколько важных соображений в пользу конверти-
рования именно авиационных двигателей. Одно из них связано со свое-
образием размещения природных ресурсов на территории СНГ. Извест-
но, что основные запасы нефти и газа расположены в восточных районах
Западной и Восточной Сибири, тогда как основные потребители энергии
сосредоточены в Европейской части страны и на Урале (где размещена
большая часть производственных фондов и населения). В этих условиях
поддержание экономики в целом определяется возможностью организа-
ции транспорта энергоносителей с востока на запад дешевыми, транс-
портабельными силовыми установками оптимальной мощности с высо-
ким уровнем автоматизации, способными обеспечить эксплуатацию в
безлюдном варианте «под замком».
Задача обеспечения магистралей необходимым количеством при-
водных агрегатов, отвечающих этим требованиям, наиболее рациональ-
но решается путем продления жизни (конвертированием) крупных пар-
тий снимаемых с крыла авиадвигателей после выработки ими летного
ресурса.
Освоение новых районов, лишенных дорог и аэродромов, требует
использования энергетических установок малой массы и транспорти-
руемых существующими средствами (по воде или вертолетами), при
этом получение максимальной удельной мощности (кВт/кг) также обес-
печивает конвертированный авиадвигатель. Заметим, что этот показа-
тель у авиадвигателей в 5.. .7 раз больше, чем у стационарных установок.
Укажем в этой связи еще одно достоинство авиадвигателя - малое время
выхода на номинальную мощность (исчисляемое секундами), что делает
его незаменимым при аварийных ситуациях на атомных электростанци-
ях, где авиадвигатели используются в качестве резервных агрегатов.
Очевидно, энергетические установки, созданные на базе авиадвигателей,
могут использоваться и в качестве пиковых на электростанциях, и в ка-
честве резервных агрегатов для особого периода.
Итак, географические особенности размещения энергоносителей,
наличие большого (исчисляемого сотнями) количества снимаемых еже-
годно с крыла авиадвигателей и рост потребного количества приводов
для различных отраслей народного хозяйства требуют преимуществен-
ного наращивания парка приводов на базе авиадвигателей. В настоящее
время доля авиапривода в общем балансе мощностей на компрессорных
станциях превышает 33%.
В главе 1 книги приведены особенности эксплуатации авиационных
ГТД в качестве приводов для нагнетателей газоперекачивающих станций
и электрогенераторов, изложены требования и основные принципы кон-
вертирования, даны примеры выполненных конструкций приводов и по-
казаны тенденции развития конвертированных авиадвигателей.
В главе 2 рассмотрены проблемы и направления повышения КПД и
мощности приводов энергетических установок, создаваемых на базе
авиационных двигателей, введением дополнительных элементов в схему
привода и различными приемами утилизации тепла. Особое внимание в
работе обращено на создание энергетически эффективных приводов,
ориентированных на получение высоких значений КПД (до 48...52%) и
ресурса работы не менее (ЗО...6О)-1О3 часов.
В повестку дня поставлен вопрос об увеличении ресурса работы
привода до тр = (100...120)-103 часов и снижении выбросов вредных ве-
ществ. В этом случае возникает необходимость проведения дополни-
тельных мероприятий вплоть до переделки узлов с сохранением
уровня и идеологии проектирования авиационных двигателей. Приводы
с такими изменениями предназначаются только для наземного примене-
ния, поскольку их массовые (весовые) характеристики оказываются ху-
же, чем у исходных авиационных ГТД.
В отдельных случаях, несмотря на увеличение начальных затрат,
связанных с изменениями конструкции двигателя, стоимость жизненно-
го цикла таких Г ГУ оказывается меньшей. Такого рода усовершенство-
вания в ГТУ тем более оправдываются, так как исчерпание количества
двигателей, находящихся на крыле, происходит быстрее, чем исчерпание
ресурса установок, эксплуатируемых на газопроводах или в составе
электростанций.
В целом книга отражает идеи, которые внедрял Генеральный конст-
руктор авиационно-космической техники, академик АН СССР и РАН
Н.Д. Кузнецов в теорию и практику конвертирования авиадвигателей,
начатую в 1957 году.
При подготовке книги, кроме отечественных материалов, были ис-
пользованы работы зарубежных ученых и конструкторов, опубликован-
ные в научно-технических журналах.
Авторы выражают признательность сотрудникам ОАО «СНТК им.
Н.Д. Кузнецова» В.М. Данильченко, О.В. Назарову, О.П. Павловой, Д.И.
Кустову, Л.П. Жолобовой, Е.И. Сениной за помощь в подготовке руко-
писи.
Авторы благодарны рецензенту книги - главному специалисту ОАО
«Самарское конструкторское бюро машиностроения», доктору техниче-
ских наук А.М. Идельсону.
8
СОКРАЩЕНИЯ
IT - газогенератор ВД- высокое давление
нд- низкое давление СД- среднее давление
ВМТ- воздушно-масляный теплообменник ГПА- газоперекачивающий агрегат
ГТУ- газотурбинная установка ВУ- выходное устройство
ВОУ- воздухоочистительное устройство САУ - стандартные атмосферные условия
НЗЛ - Невский завод им. Ленина ЮТЗ- Южный турбинный завод
УТМЗ - СЗТК- Уральский турбомашиностроительный завод Сумской завод ЛМЗ- Ленинградский машиностроительный завод
турбокомпрессоров
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
N - мощность, МВт (кВт) Р - тяга, Н (кН) G - расход газа, воздуха, топлива, кг/с 0 - степень подогрева § - толщина, м Ср - удельный расход топлива, кг/кВт ч (кг/Н-ч) п - частота вращения, мин' (об/мин), с1 Q - количество тепла, ккал/м3; топлива, м3/ч к - показатель адиабаты Re - критерий Рейнольдса тг - степень повышения (понижения) давления р - коэффициент полезного действия Ср - теплоемкость при постоянном давлении, кДж/кпК Т, t - температура газа, воздуха, пара, К (°C) Тн, tH - температура окружающей среды, К (°C) пт - степень двухконтурности; масса, кг g - расход пара, отнесенный пара к расходу газа через установку р - плотность потока (или материала), кг/м3 а - коэффициент избытка воздуха F, f - площадь, м2 i - энтальпия, кДж/кг Nu - критерий Нуссельта р - давление потока газа, воздуха, Па (кПа, МПа, кгс/см2) X - время, с (мин, ч) Д - приращение величины О - коэффициент восстановления полного давления
9
ИНДЕКСЫ
Надстрочный
* - заторможенные параметры
Подстрочные
I - значение параметра на выходе из внутреннего контура II - значение параметра на выходе из вентилятора
г - газ, продукты сгорания в - воздух
т - турбина, топливо СВ - свободная мощность
ТВ - турбина вентилятора оп - одноконтурный привод
дп - двухконтурный привод ЭЛ - электрогенератор
эф - эффективный опт - оптимальный
per - регенеративный см - смесь
ад - адиабатический то - теплообменник
max - максимальный ном - номинальный
min - минимальный Z - суммарный
КС - камера сгорания к - компрессор, контур
н - нагнетатель исх - исходный
вх - вход ст - силовая (свободная) турбина
вых - выход д - диффузор
п - э - политропический экспериментальный р - расчетный
10
ГЛАВА 1. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ КОНВЕРТИРОВАНИЯ
АВИАЦИОННЫХ ГТД
Опыт создания приводных агрегатов на базе авиационных двигате-
лей показывает, что примерно 7О...75% основных узлов и деталей базо-
вого двигателя удается сохранить [1, 2, 20, 70]. Изменения проводятся в
узлах, связанных с новым назначением изделия, сменой вида используе-
мого топлива (фронтовое устройство камеры сгорания, система топли-
вопитания и регулирования) и появлением в составе конвертированного
двигателя силовой турбины.
Силовая турбина создается заново, а выбор некоторых ее определя-
ющих параметров осуществляется с учетом возможности достижения
максимальной эффективности системы «силовая турбина - нагнета-
тель», ресурса и транспортабельности. Проектирование силовой турби-
ны ведется с учетом авиационного опыта и технологии.
По мнению авторов, силовая турбина должна выполняться в виде
отдельного модуля и иметь только газодинамическую (а не механиче-
скую) связь с газогенератором, поскольку только при этом условии ис-
ключается передача на газогенератор монтажных, термических и вибра-
ционных воздействий от блока привода.
Накопленный опыт позволяет наметить основные принципы преоб-
разования базового авиадвигателя в приводной.
С целью получения необходимого большого ресурса требуется про-
ведение тщательного анализа работоспособности узлов газогенератора в
новых условиях, отличающихся от условий эксплуатации на самолете.
Лимитировать ресурс могут осевые силы, действующие на радиально-
упорные подшипники и узлы горячей части.
В результате такого анализа определяется допустимое давление в
бустерных полостях, температура газа перед турбиной и число оборотов
каскадов турбокомпрессора, в конечном счете определяется номиналь-
ная мощность привода.
В случае если для удовлетворения требований мощностного ряда
приходится повышать температуру газов, внедряются дополнительные
мероприятия, призванные обеспечить требуемый ресурс (замена мате-
риалов, интенсификация охлаждения и т.д.).
Иногда повышение мощности осуществляется постановкой допол-
нительной новой ступени на входе в компрессор низкого давления; в
этом случае температура перед турбиной может заметно снизиться
вследствие повышения расхода воздуха (газа) через двигатель, удельный
И
расход топлива останется практически неизменным, а ресурс работы,
естественно, возрастет.
В тех случаях, когда исходный конвертируемый двухконтурный
двигатель выполнен с умеренной степенью двухконтурности, целесооб-
разно сохранить оболочки его вентиляторного контура, принципиально
необходимые для улучшения акустических характеристик установки и
выполнения требований безопасности по температуре на внешних по-
верхностях установки.
Для улучшения условий эксплуатации все элементы родственного
назначения (гидравлические, электрические) должны выводиться на от-
дельные панели, расположенные в доступных местах на двигателе или
силовой раме.
При конвертировании авиадвигателя необходимо сохранить сило-
вую схему нагрузки газогенератора подобно самолетной, что обеспечи-
вает повышенный ресурс двигателя и при его наземной эксплуатации.
Газогенератор и силовую турбину целесообразно размещать на разных
рамах, что позволит в полном объеме использовать достоинства модуль-
ных схем, например, осуществлять раздельный и быстрый монтаж и де-
монтаж газогенератора и силовой турбины, осуществлять их раздельный
ремонт в заводских условиях и иметь минимальный потребный резерв
этих модулей на станциях. Другими словами, это позволит свести к ми-
нимуму станционные эксплуатационные расходы.
Эксплуатация конвертированных авиационных ГТД в наземных ус-
ловиях имеет специфические особенности, зависящие от назначения
двигателя, который может использоваться как приводная и энергетиче-
ская установка, как теплогенераторная, воздушно-генераторная и газо-
струйная машина.
При использовании авиационных ГТД в качестве приводов нагнета-
телей газоперекачивающих агрегатов возникают следующие особенно-
сти их эксплуатации в составе компрессорных станций на магистраль-
ных газопроводах.
1.1. Особенности эксплуатации авиационных ГТД в качестве
приводов
Приводной двигатель должен работать на природном горючем газе,
иметь ресурс, в несколько раз превышающий ресурс авиационного ГТД.
Конструкция двигателя, конвертированного в привод, должна обеспечи-
вать круглосуточную, безостановочную работу без постоянного присут-
ствия обслуживающего персонала при межрегламентных наработках
1000... 1500 часов.
12
Установка с ГТД должна надежно работать в широком диапазоне
климатических условий (северные районы, южные пустыни) при значи-
тельной естественной запыленности атмосферы и возможном попадании
на вход продуктов сгорания (сажи) из выхлопного устройства, особенно
при неблагоприятном направлении ветра. Входное устройство установки
должно обеспечивать работоспособность двигателя и в условиях обле-
денения. Попадание недопустимого количества пыли, сажи и паров мас-
ла вместе с воздухом на вход в двигатель приводит к загрязнению газо-
воздушного тракта и, как следствие, к повышению температуры газа пе-
ред турбиной и увеличению удельного расхода топлива при условии
обеспечения заданной мощности привода.
Отмеченные особенности наземной эксплуатации авиационных ГТД
в качестве приводов должны быть заранее учтены при конвертировании
специальными, но обязательно приемлемыми с точки зрения экономиче-
ских затрат изменениями конструкции базового авиационного ГТД.
Несмотря на разнообразные конструкции авиационных двигателей,
им, как тепловым машинам, присущи общие черты, поэтому при кон-
вертировании общие принципы преобразования остаются едиными.
На рис. 1.1.1 представлена типичная схема авиационного однокон-
турного газотурбинного привода для нагнетателей компрессорных стан-
ций или электрогенераторов. В состав привода входят следующие узлы:
воздухоочистительное устройство (ВОУ) 1, шахта выхлопа газов с шу-
моглушителем 9 и другие элементы, назначение которых ясно из подри-
суночного текста. Появление этих узлов в составе привода обязано осо-
бенностям наземной эксплуатации авиационных ГТД.
Работа привода осуществляется следующим образом. Воздух из ат-
мосферы через ВОУ поступает на вход в компрессор 4, в котором сжи-
мается до определенного давления. В камере сгорания 5 осуществляется
сжигание топлива в воздухе, поступающем из компрессора. Продукты
сгорания, полученные в камере, расширяясь в турбине, совершают рабо-
ту, передаваемую компрессору. Далее газ (продукты сгорания) поступа-
ет в силовую турбину 7, расширяясь в ней, развивает мощность, которая
посредством выводного вала 8 передается нагнетателю 11 или электро-
генератору 12.
13
10 12
Рис. 1.1.1. Типичная схема авиационного одноконтурного газотурбинного приво-
да для нагнетателей компрессорных станций или электрогенераторов:
1 - воздухоочистительное устройство с системой подогрева воздуха 2: 3 - кол-
лектор для подачи моющего раствора в проточную часть привода; 4 - компрессор
авиационного ГТД; 5 - камера сгорания, работающая на требуемом топливе (на-
пример, природном газе, дизельном топливе); 6 - система подготовки и регули-
рования подачи топлива в камеру сгорания; 7 - свободная (силовая) турбина с
выводным валом 8; 9 - шахта выхлопа газов с шумоглушителем; 10 - система
смазки узлов трения и качения привода; 11 - нагнетатель магистрального газо-
провода; 12 - электрогенератор;
I___л - узлы ГТД используемые при конвертировании; I________! - вновь созда-
ваемые узлы и системы; • S - направление движения воздуха: —► - топлив-
ного газа; < -выхлопных газов; газа в трубопроводе
1.2. Требования, предъявляемые к приводу
Конвертирование авиационного двигателя начинается с изучения
технического задания, в котором обычно приводятся требуемые величи-
ны всех параметров, допуски на них и ряд дополнительных условий.
Требования, которым должен удовлетворять привод, могут быть объе-
динены в четыре группы. В первую группу сведены общие требования к
показателям привода; во вторую - требования к показателям основных
узлов и систем, входящих в состав привода, в том числе и вновь созда-
ваемых узлов привода; в третью - требования к системам подготовки
воздуха, топливного газа, масла, требования к воздействию привода на
окружающую среду; в четвертую — требования к системам диагностики
привода.
Показатели привода, отвечающие группам требований, рассматри-
ваются в разд, 1.2.1... 1,2.4. В табл. 1.2.1 указаны типичные для совре-
менных приводов значения величин, которые ориентировочно могут ис-
пользоваться при проектировании. Численные значения даны для приво-
дов, для которых базой могут служить современные конвертируемые
авиационные двигатели.
1.2.1. Общие требования к показателям привода
В табл. 1.2.1 представлены требования к основным показателям
привода, в том числе и к параметрическим. Более полные требования
изложены в нормативных документах: ГОСТ 29328-92; «Типовые техни-
ческие требования к газотурбинным ГПА и их системам» (ОАО «Газ-
пром», ВНИИГАЗ, Москва, 1997г.); ГОСТ 28775-90.
Таблица 1.2.1
№ ц/п Показатель Требуемая величина Примечание
1 2 3 4
1 Номинальная мощность ГГУ в станционных условиях - мощность на муфте ГГУ (без отборов сжато- го воздуха на противообледени- тельную систему (ПОС) и на внешние станционные нужды, с учетом гидравлического сопротив- ления входного и выходного трак- тов без утилизационного теплооб- менника), МВт Рекомендуемый мощностной ряд: 2,5; 4; 6,3; (8); 10; (12,5); 16:25 Номинальная мощность обеспечивается до tH = +25°C Станционные условия: температура +15°С; давление 0,1013 МПа; относительная влаж- ность 60% Условия ИСО 2314 (ГОСТ 20440-75)
2 Номинальный КПД ГТУ должен соответствовать современному техническому уровню, Т]ном Современный технический уровень серийных ГТУ (1996г.): У, МВт Пкв.,% 2-4 - 27-28 4-8 - 29-33,5 10-12,5 - 31-34,5 16-25 - 34-38 Станционные условия: +15°С; 0,1013 МПа; потери давления: на входе 100 мм вод. ст.: на выхлопе 100 мм вод. ст.
3 Максимальная мощность (предель- ная рабочая мощность, развивав- мая при низких температурах атмосферного воздуха без превы- шения номинальной температуры газа) до 120% номинальной
Продолжение табл. 1.2.1
1 2 3 4
4 Отклонения (в сторону уменьше- ния) параметров приводного дви- гателя от номинальных значений за межремонтный ресурс: AN, % <2 <4
5 Частота вращения выводного вала на номинальном режиме^Ии», мин ! Направление вращения выводного вала свободной турбины Рабочий диапазон регулирования частоты вращения выводного вала: максимальная частота минимальная частота 3000 или 3600 4500 и более 5300 Правое 1,05 пном 0,7 Ином Для привода электрогенератора Для привода нагнетателя ГОСТ 22378-77 В этом диапазоне частот не должны возникать резонансные явления
6 Полный средний ресурс ГПА, ч Средний ресурс до капитального ремонта, ч Средний ресурс до среднего ремон- та (при его необходимости), ч Не менее 100-103 Не менее 25-103 Не менее 12-103 При +45°С > 1н> -55°С в зонах с различной запыленностью и влажностью
7 Время непрерывной работы, ч Средняя наработка на отказ, ч 700...1000 >3500 Круглосуточно, безостановочно
8 Коэффициент технического исполь- зования привода Не менее 0,95
9 Коэффициент надежности пусков Не менее 0,95
10 Коэффициент готовности привода Не менее 0,98
11 При использовании сжатого воз- духа от 1 ГУ для работы ПОС мощность ГТУ не должна умень- шаться более чем на 2% Программа промывок: 300...1000ч- на ходу; 3000...5000ч- на остановленном агрегате
12 Г1У должна быть снабжена уст- ройством периодической очистки (промывки) проточной части ком- прессора
16
Продолжение табл. 1.2.1
1 2 3 4
13 Должна обеспечиваться возмож- ность демонтажа и установки сменного ГТУ Время 10...15 ч (40...60 чел.ч) Предусматривается возможность заме- ны модулей ГТУ в условиях компрес- сорной станции
14 Оборудование ГПА должно вы- держивать сейсмическое воздейст- вие интенсивностью Не менее 7 баллов по шкале MSK-64
15 Время работы, ч/год Число пусков, пуск/год Более 6000 Не более 100
Примечания:
1. Значение номинального коэффициента полезного действия привода Ином» равное
отношению мощности на выводном валу силовой турбины к мощности, соответствую-
щей затратам топлива, отражает термодинамическое совершенство выполненной кон-
струкции и достигает в современных приводах без регенерации тепла выхлопных газов
на основных режимах работы величин 0,28...0,38. указанных в табл. 1.2.1. Перспектив-
ные разработки и прототипы могут иметь показатели КПД на 1,5...2%больше.
2. В соответствии с действующими нормативными документами ИСО 2314
(ГОСТ 20440-75) параметры по пп. 1, 2, 3 табл. 1.2.1 определяются при станционных
потерях полного давления во входном устройстве ГПА, равными 100 мм вод. ст., поте-
рях в выхлопной шахте - не более 100 мм вод. ст. и без учета отборов воздуха на нужда
ГПА.
3. Коэффициент технического использования - отношение суммарного времени
работы ГПА к сумме времени работы, технического обслуживания, ремонта и восста-
новления привода.
4. Коэффициент надежности пусков — отношение числа пусков к числу попыток
запуска привода.
5. Коэффициент готовности привода - отношение суммарного времени работы
ГПА к сумме рабочего времени и времени вынужденного простоя для ликвидации по-
следствий отказов узлов и систем привода.
6. На конвертированные авиационные двигатели, входящие в стационарную газо-
турбинную установку, распространяются вышеуказанные нормативные документы. Их
требования должны быть учтены.
1.2.2. Требования к основным узлам привода
Компрессоры должны обеспечивать требуемые параметры и запа-
сы устойчивости при следующих условиях на входе:
неравномерности поля температур Т^/Т^и поля давлений
PUP™ не менее 0,99;
17
регулярных пульсациях температуры ДТ*/Т* и давления Др*/р*
в потоке не более 0,01.
На входе в компрессор устанавливается входное устройство, кол-
лектор которого должен быть очерчен по лемнискате.
Потери полного давления во входном устройстве не должны пре-
восходить 5ВХК = ApVXxk ~
Во входном устройстве устанавливается система обогрева (проти-
вообледенения), исключающая его обледенение и обледенение входного
направляющего аппарата компрессора (при его наличии).
На входе в компрессор устанавливается система подачи моющего
раствора в проточную часть двигателя.
При конвертировании двухконтурного двигателя в привод необхо-
димо принять решение о подрезке вентиляторных лопаток и целесооб-
разности сохранения оболочек вентиляторного контура.
Компрессор может быть источником отборов сжатого и горячего
воздуха для нужд ГПА. В компрессоре предусматриваются замеры час-
тоты вращения роторов, параметров р и Т на входе и выходе из каска-
дов, статического давления в местах отборов, а также расхода воздуха
через привод.
Требования к камере сгорания. Камера сгорания работает на при-
родном газе, отбираемом из-за нагнетателя и подготовленном по ГОСТ
29328-92 (содержание твердых частиц должно быть не более 4 мг/кг, а
доля частиц размером более 100 мкм - не более 0,3 мг/кг). Низшая теп-
лотворная способность газа должна быть не менее 7600 ккал/м3
(11250 ккал/кг), а плотность газа - не менее 0,65 кг/м3. Температура
газа на входе в ГТУ должна быть не ниже +30°С. Основные характери-
стики природного газа по ГОСТ 5542-87 представлены в табл. 1.2.2.
Таблица 1.2.2
Показатель Значение
1 2
Низшая теплота сгорания при 20°С и 0,1013 МПа, МДж/м3 (ккал/м3), не менее 31,8 (7600). ..36(8500)
Плотность при 20°С и 0,1013 МПа, кг/м3 0,676...0,83
Массовая концентрация сероводорода, г/м3, не более 0,02
Массовая концентрация меркаптановой серы, г/м3, не более 0,036
Продолжение табл. 1.2.2
1 2
Объемная доля кислорода, %, не более 1,0
Масса механических примесей в 1 м3, г, не более 0,001
Температура воспламенения, К 900... 1100
Концентрационные пределы воспламенения (по метану) в смеси с воздухом, объемные %: нижний верхний 5 15
Примечание. По согласованию с потребителем допускается подача газа для энерге-
тических целей с более высоким содержанием сероводорода и меркаптановой серы.
Состав и термодинамические свойства расчетного природного газа
(ГОСТ 23194-83) для определения номинальных параметров ГПА:
состав (мольные %): СН4 - 98,63; С2Нб - 0,12; С3Н8 - 0,02; С4Ню -
0,1; СО2-1,01; N2-0,12;
плотность (при 20°С и 0,1013 МПа) - 0,682 кг/м3;
удельная газовая постоянная - 506,9 Дж/кг-К;
температура на входе - +15°С.
Давление топливного газа на входе в двигатель зависит от степени
сжатия в компрессоре, от перепада давления на форсунках, в агрегатах
системы регулирования и на современных двигателях составляет
3,9...4,4 МПа (40...45 кгс/см2). Степень подготовки топливного газа
должна обеспечивать отсутствие жидкой фракции в узлах и агрегатах
пусковой и топливной систем двигателя.
При выборе материала топливопровода и форсуночной плиты сле-
дует учитывать наличие в топливном газе реагентов, способных вызвать
коррозию (сероводород, окислы серы, щелочные металлы, хлориды,
окись и двуокись углеводорода).
Требования к камере сгорания ГТУ по параметрическим и функ-
циональным показателям не отличаются от требований к авиационным
камерам сгорания, а эксплуатационные показатели, в частности контро-
лепригодность, должны быть улучшены в связи с большим ресурсом ка-
меры. Особенностью работы камеры сгорания в составе ГПА является
запыленность воздуха, поступающего в нее (по ГОСТ 29328-92 допус-
тимое количество примесей - не более 0,3 мг/м3, из них размером частиц
более 20 мкм - не выше 0,03 мг/м3). Пылевые примеси по характеру воз-
действия на конструкцию могут быть коррозионно и эрозионно опасны-
ми (растворы солей, кислот, кварцевый шпат), налетоопасными (мелкая
19
липкая пыль, мошка и т.д.) и термоопасными (торфяная пыль, масла, са-
жа и т.д.). В связи с этим необходимо предусмотреть покрытие жаровой
трубы специальными эмалями.
Организация процесса горения в камере должна обеспечивать: пол-
ноту сгорания на номинальном режиме не ниже 0,99; диапазон устойчи-
вой работы по составу смеси - а ~ 2,5... 15 (а - коэффициент избытка
воздуха); неравномерность температуры газа на выходе из камеры сго-
рания и положение радиуса максимальной температуры такими же, как
на базовых камерах. Превышение пиковой температуры над среднемас-
совой по сечению не должно быть более чем 1,06. Изменение функцио-
нальных показателей камеры в течение межремонтного ресурса не
должно превышать: по полноте сгорания - 1,5%, для окружной эпюры
температур - 45°С, для радиальной эпюры температур - 2%.
Требования к турбине газогенератора. Требования к турбине газо-
генератора по параметрическим показателям, как правило, не отличают-
ся от требований к авиационным турбинам, кроме системы разгрузки
опоры от осевого усилия, действующего на ротор ВД. В связи с тем, что
при работе на земле базового двигателя на ротор ВД длительно действу-
ет осевое усилие максимальной величины, для обеспечения необходи-
мой долговечности упорного подшипника следует уменьшить величину
осевой силы путем изменения давления или конструкции разгрузочных
полостей (на лобовой и (или) тыльной сторонах диска турбины).
С целью уменьшения потерь давления в тракте между турбиной га-
зогенератора и силовой турбиной необходимо обеспечить на расчетном
режиме работы осевой выход газа из турбины газогенератора, для чего
за рабочим колесом турбины может потребоваться постановка раскручи-
вающего аппарата. Коэффициент восстановления полного давления в
раскручивающем аппарате должен быть оРА > 0,97.
Коэффициент восстановления полного давления в газоводе от сече-
ния выхода из раскручивающего аппарата до входа в сопловой аппарат
силовой турбины должен быть ог > 0,99.
Требования к силовой, (свободной) турбине. Мощность (номиналь-
ная, максимальная) силовой турбины (СТ), частота вращения и диапазон
ее изменения должны соответствовать требованиям, представленным в
табл. 1.2.1. Коэффициент полезного действия турбины на номинальном
режиме должен быть не менее Т|ст = 0,92...0,93. Изменение КПД при из-
менении частоты вращения ротора СТ от nmjn= 0,7-пНом ДО птах=1,05-пНом
и при постоянном режиме работы газогенератора не должно быть боль-
20
ше Лг|ст= 0,07. Для обеспечения заданных в табл. 1.2.1 требований по
ресурсу и КПД рабочие лопатки СТ должны выполняться с бандажными
полками. Осевая разгрузка ротора СТ может осуществляться, например,
путем наддува полости, образуемой с тыльной стороны диска турбины.
Силовая турбина и турбина газогенератора должны быть способны
длительно работать в условиях запыленности. Это следует учитывать
при обеспечении работоспособности системы охлаждения. Тип исполь-
зуемых защитных покрытий на лопатках турбины должен быть увязан с
особенностями пылевых частиц, поступающих на вход в ГПА.
Для снижения гидравлических потерь за силовой турбиной должен
быть установлен осерадиальный диффузор. Коэффициент восстановле-
ния полного давления в выхлопном диффузоре должен быть больше
овд= 0,95. Ориентировочные значения приведенной скорости на входе
в диффузор Лвхд®0,35...0,45, на выходе - Лвыхд® 0,12...0,15.
Требования к системе автоматического управления. Система ав-
томатического управления (САУ) двигателем должна обеспечивать:
автоматическое поддержание заданного режима (работы двигателя);
автоматическое регулирование частоты вращения вала силовой тур-
бины на холостом ходу в пределах от 95 до 105% принятого номиналь-
ного значения частоты холостого хода;
изменение подачи топливного газа и режима работы двигателя по
командам станционной автоматической системы управления технологи-
ческими процессами (АСУ ТП);
управление механизацией компрессора двигателя;
защиту по максимальной предельной частоте вращения ротора СТ и
ротора ГГ (защита по ротору СТ должна быть двухканальной: электрон-
ной и гидромеханической);
ограничение температуры газов перед турбиной, осуществляемое
путем изменения режима работы камеры сгорания.
Требования к чувствительности и устойчивости систем регулирова-
ния частоты вращения ротора СТ и ротора ГГ и управления подачей то-
пливного газа должны соответствовать ГОСТ 29328-92.
САУ двигателем должна обеспечивать:
автоматическую проверку готовности двигателя к пуску;
автоматический пуск и останов (нормальный и аварийный) по за-
данным программам от команд АСУ ТП;
выдачу сигналов от системы защиты двигателя в АСУ ТП станции
для формирования команды на останов двигателя.
В обесточенном состоянии турбокомпрессор и силовая турбина
должны иметь возможность продолжать работать с сохранением защиты
их роторов от предельной частоты вращения.
Система регулирования подачи топливного газа должна содержать
стопорный кран, не открывающийся до достижения условий, при кото-
рых производится зажигание, и закрывающийся по команде на останов.
1.2.3. Требования к системам ГТУ
Требования к системе подготовки воздуха (воздухоочиститель-
ному устройству - ВОУ). ВОУ должно содержать систему очистки
воздуха от естественной и промышленной пыли. Среднегодовая концен-
трация пылевых частиц в очищаемом воздухе - до
2,8мг/м3.Максимальная концентрация (повторяемость менее 1%) - до
ЗОмг/м3, кратковременный (не более 100 ч в год) максимум в период
пыльных бурь - до 150 мг/м3 (ГОСТ 28775-90).
Гидравлическое сопротивление ВОУ должно быть равно примерно
100 мм вод. ст., за исключением ВОУ, работающих в особо запыленных
районах. При этом сопротивление системы очистки воздуха должно со-
ставлять основную долю общего сопротивления. Например, при Арх =
100 мм вод. ст. на долю системы очистки приходится 70...80 мм вод. ст.
ВОУ должно обеспечивать ГТУ воздухом при остаточной среднегодо-
вой запыленности не более 0,3 мг/м3, в том числе с концентрацией пыли
с размером частиц более 20 мкм - не выше 0,03 мг/м3.
Допускается кратковременное (не более 100 ч в год) повышение
концентрации пыли до 5 мг/м3 с частицами размером не более 30 мкм
(ГОСТ 29328-92).
ВОУ должно содержать системы шумоглушения, подогрева и сиг-
нализации, исключающие обледенение ВОУ. Система подогрева должна
включаться при температуре окружающего воздуха менее чем +5°С, от-
ключаться при температуре +7°С и при относительной влажности воз-
духа от 20 до 100%.
ВОУ должно обеспечивать равномерные поля температуры и пол-
ных давлений при низком уровне пульсаций потока на входе в воздухо-
заборник двигателя. Величина неравномерности поля температур и поля
давлений должна быть не менее 0,99. Регулярные пульсации температу-
ры ДТ / Т и давления Др ! р в потоке должны быть не более 0,01 (т. е.
около 3°С и 1 кПа).
Конструкция ГПА должна обеспечивать доступ через ВОУ к газо-
генератору ГТУ для монтажа и демонтажа последнего; иметь канал для
'П
отбора воздуха на охлаждение воздушно-масляного теплообменника
(ВМТ) при выходе из строя вентилятора ВМТ и обеспечивать просос
через ВМТ необходимого расхода воздуха, поступающего в последую-
щем в ГТУ; иметь емкость и систему подачи моющего раствора на вход
в двигатель, ВОУ должно быть снабжено системой защиты от попадания
атмосферных осадков.
Требования к выхлопному устройству (ВУ). При проектировании
выхлопное устройство должно обеспечивать:
отвод и рассеивание выхлопных продуктов сгорания ГТУ до уровня
допустимых концентраций вредных выбросов в рабочей зоне (ГОСТ
12.1.005-88) и населенных пунктах около компрессорной станции;
возможность установки утилизационного теплообменника;
шумоглушение;
отвод паров масла из системы суфлирования ГТУ и нагнетателя по-
сле сепарации;
возможность отбора проб выхлопных продуктов сгорания через
устройство отбора с целью периодического контроля.
Кроме указанных общих требований, при проектировании ВУ долж-
но обеспечивать:
приемлемые габаритные ограничения, связанные с вопросами
транспортировки;
приемлемую длину вала, соединяющего двигатель с нагнетателем в
пространстве выходной улитки (выполнение данного требования связа-
но с отстройкой критических оборотов вращения вала);
устойчивый характер течения за турбиной на всех режимах экс-
плуатации, что является необходимым условием снижения опасности
возникновения вибраций не только лопаток турбины, но и ВУ в целом;
возможность поставки ГПА с повышенной до 30...40 м высотой
выхлопной шахты;
возможность отбора проб продуктов сгорания с помощью перенос-
ных газоанализаторов (при этом должна быть обеспечена представи-
тельность пробы, не требующая измерения полей концентрации);
теплоизоляцию выхлопной шахты до уровня верхней образующей
ВОУ.
Сопротивление выхлопного устройства после турбинного диффу-
зора должно быть не более 100 мм вод. ст. Выхлопное устройство долж-
но быть вентилируемым и обеспечивать удаление тяжелых фракций то-
пливного газа, которые могут накапливаться при негерметичности кла-
панов на стоянке, а также удаление продуктов дренажа масляных полос-
тей двигателя. Температура наружных поверхностей ВУ должна соот-
ветствовать санитарным нормам.
Конструкция ВУ должна предусматривать возможность использо-
вания ГТУ в составе парогазовой (комбинированной) установки с
гидравлическим сопротивлением котла-утилизатора до 4 кПа (408 мм
вод. ст.).
При выборе ВУ одним из важнейших факторов является использо-
вание опыта и анализа работы эксплуатируемых ВУ с близкими пара-
метрами и конструктивными размерами.
Требования к системе подготовки топливного газа. Топливный и
пусковой газ должны быть очищены от механических примесей по ОСТ
51.40-74, а также от влаги и масла. Содержание твердых частиц в газо-
образном топливе должно быть не более 4 мг/кг, а доля частиц размером
более 100 мкм - не более 0,3 мг/кг.
Система топливоподачи ГПА должна исключать попадание кон-
денсата в ГТУ. Содержание агрессивных примесей (окислов серы, вана-
дия и др.) - по ГОСТ 29328-92.
Содержание в газе коррозионно-опасных реагентов не должно пре-
вышать:
массовая концентрация сероводорода- 0,02 г/м";
массовая концентрация меркаптановой серы - 0,036 г/м3;
объемная доля кислорода - 1%;
эквивалентное суммарное содержание натрия и калия - 0,001 г/м3.
Содержание влаги в топливном газе не должно превышать величин,
соответствующих состоянию насыщения газа в топливном трубопроводе
(на выходе из редукционного клапана ГПА).
В пределах эксплуатационного диапазона изменения давления и
температуры газа система очистки должна обеспечивать отсутствие
жидких и твердых отложений на участках трубопроводов, арматуре и
элементах системы регулирования ГТУ.
Запуск и останов ГПА производится под входным полным давлени-
ем в нагнетателе и системах.
Средства подготовки топлива и особые условия его использования в
случае необходимости должны быть указаны в ТЗ на ГТУ конкретного
типа.
Требования к системам подготовки масла. Емкость маслобака
ГПА должна быть достаточной для обеспечения непрерывной работы
установки в течение примерно 1000 ч, исходя из учета установленной
2ч
нормы безвозвратных потерь масла - по ГОСТ 28775-90 (например, для
привода НК-36СТ они составляют 0,6 кг/ч).
Система смазки ГТУ не должна иметь гидравлической связи с сис-
темой смазки и уплотнений нагнетателя.
Маслобак системы смазки ГТУ должен иметь систему подогрева
масла перед запуском в холодное время года до температуры не ниже
минус 10°С. Система подогрева масла не должна приводить к термиче-
скому разложению масла в маслобаке.
Воздушно-масляный теплообменник не должен допускать перетека-
ния масла из теплообменника в ГТУ (после выключения привода). Эф-
фективность ВМТ должна быть достаточной для обеспечения темпера-
тур масла, оговоренных в ТЗ на привод.
На выходе масла из стендового теплообменника должен быть пре-
дусмотрен фильтр с ячейкой < 40 мкм.
На линии заправки маслобака ГТУ устанавливаются фильтры тон-
кой (не более 25 мкм) очистки масла.
В системе смазки ГТУ должны быть предусмотрены байпасные уча-
стки с автоматическим переводом подачи масла на дублирующие фильт-
ры при засорении фильтров основной системы.
Должно быть обеспечено надежное маслоснабжение, в том числе и
при обесточивании собственных нужд.
Требования к пусковой системе. Для запуска и холодной прокрут-
ки ГТУ могут быть применены следующие виды пусковых устройств:
электродвигатель переменного тока, 380 В, 50 Гц;
электрогидравлическое устройство;
турбодетандер (расширительная турбина), работающий на природ-
ном газе или сжатом воздухе.
В качестве рабочего тела (пускового газа) при применении турбоде-
тандера используется природный газ или сжатый воздух от станционно-
го источника. Давление воздуха не должно быть более 0,6 МПа.
Требования безопасности и экологической чистоты. Конструк-
ция ГТУ должна быть выполнена с учетом требований безопасности по
ГОСТ 12.2.003-91, ГОСТ 12.2.016-91 и ГОСТ 12.2.049-80. Меры шумо-
глушения, обеспечивающие снижение уровня звукового давления до са-
нитарных норм, разрабатываются при проектировании привода.
Должны быть рассчитаны уровни звукового давления, создаваемые
двигателем в источнике (на условном радиусе 1 м), подлежащие сниже-
нию при разработке ГПА.
В табл. 1.2.3 приведены значения звукового давления для газотур-
бинного привода мощностью N = 25 МВт.
Таблица 1.2.3
Среднегеометри- ческая частота октавных полос, Гц 31,5 63 125 250 500 1000 2000 4000 8000
Уровень звукового давления, дБА 119 122 123 122 121 120 131 127 129
Данные, приведенные в табл. 1.2.3, используются для расчета сис-
тем шумоглушения с целью получения уровней шума на рабочих местах,
не превышающих допустимые уровни звукового давления в октавных
полосах частот и уровней звука в дБА, регламентируемых ГОСТ
12.1.003-83.
Уровень вибраций на рабочих местах - по ГОСТ 12.1.012-90. Вибра-
ционное состояние авиационных ГТД, работающих в составе ГТУ с час-
тотой вращения ротора (роторов) свыше 3000 об/мин, должно быть оп-
ределено по согласованию с заказчиком. При этом двигатели не должны
вызывать вибрацию связанного с ними оборудования более 4,5 мм/с.
Предельно допустимые концентрации (ПДК) вредных выбросов с
выхлопными газами в атмосферу должны соответствовать нормам, из-
ложенным в СН 369-74 и ГОСТ 12.1.005-88. Например, содержание оки-
слов азота и углерода определяют в соответствии с требованиями ГОСТ
28775-90 и ГОСТ 29328-92.
В ГОСТ 28775-90 «Агрегаты газоперекачивающие с газотурбинным
приводом. Общие технические условия» указано:
«3.11. Содержание окислов азота не должно превышать 150 мг/м3
для ГТУ без регенерации и 200 мг/м3 для ГТУ с регенерацией тепла (в
отработавших газах при 0°С и 0,1013 МПа и условной концентрации ки-
слорода 15%).
3.12. Содержание окиси углерода в отработавших газах не должно
превышать 300 мг/м3 (при условиях п. 3.11)».
В ГОСТ 29328-92 «Установки газотурбинные для привода турбоге-
нераторов. Общие технические условия» указано:
«2.8.15. Содержание оксидов азота в отработавших газах ГТУ при
работе с нагрузкой от 0,5 до 1,0 номинальной не должно превышать 150
мг/м3 на газообразном и жидком топливах, а для вновь создаваемых
ГТУ, эксплуатация которых начнется с 1 января 1995 г. - 50 мг/м3 на га-
зообразном топливе и 100 мг/м3 на жидком топливе».
26
В проекте ГОСТ «Охрана природы. Атмосфера. Нормы и методы
определения вредных веществ при сжигании природного газа в котлоаг-
регатах, газотурбинных установках и стационарных двигателях» (первая
редакция) приведены нормативы выбросов стационарных ГТУ
(02=15%), представленные в табл. 1.2.4.
Таблица 1.2.4
Тип ГТУ Сумма оксидов азота NO*, мг/м3 Оксид углеро- да СО, мг/м3
ГТУ для привода турбогенераторов: начало эксплуатации до 01.01.1995 г.*; 150 300
начало эксплуатации после 01.01.1995 г.*. 50 300
в том числе в системе комбинированного про- изводства тепловой и электрической энергии 75 300
ГТУ для привода ГПА: существующие*; 150 300
новые** 75 300
*Кроме установок, эксплуатируемых менее 150 часов в год. ** Начало сооружения или существенной модификации после 01.01.2003 г.
При выборе измерительного сечения для отбора проб выхлопных
продуктов сгорания должны быть соблюдены условия ГОСТ
17.2.4.07-90.
Особенности определения массового выброса загрязняющих веществ в
атмосферный воздух
1. Дополнительно в месте отбора пробы измеряется скорость и влажность потока
отходящих газов, а также площадь сечения газохода (ГОСТ 17.2.4.06-90, ГОСТ
17.2.4.080-90).
2. Массовый выброс определяется по формуле
M^C^V^-Ю-3, ' (1.2.1)
где Vc - объемный расход потока сухих отходящих газов, м7с, Сюм j — массовая кон-
центрация загрязняющих веществ, мг/м3.
Объемный расход потока отходящих газов за вычетом доли водяного пара
определяется по формуле
где Vog - объемный расход потока отходящих газов, приведенный к нормальным услови-
ям, м3/с; fNC - влажность потока отходящих газов при нормальных условиях, г/м3; VM -
молярный объем 1 г/моль газа при нормальных условиях (VM=22,4-10'3 м3/моль); ц - мо-
лярная масса водяных паров (ц = 18 г/моль).
27
Объемный расход потока отходящих газов, приведенный к нормальным условиям,
определяется по формуле
V !' 273-S5-(/W -Рг) (1.2.3)
06 ' ' (273.15+12)-0.1013 ’
где I) - скорость потока отходящих газов, м/с: F - площадь измерительного сечения
газохода, м2: ратм - атмосферное давление. МПа: р2 - давление (разрежение) потока
отходящих газов. XUla: — температура потока отходящих газов. О.
При групповом сосредоточении агрегатов на ограниченном участке
(территории) защита от недопустимой концентрации токсичных веществ
должна достигаться устройствами компрессорной станции.
Уровень ПДК вредных выбросов в единичном приводе может обес-
печиваться не только организацией горения в первичной зоне камеры,
снижением времени пребывания, но и увеличением высоты выхлопной
шахты (например, переход с Н = 13 .м до Н = 25...40 м уменьшает кон-
центрацию в приземном слое в 1,4...1,5 раза).
Конструкция газотурбинного привода должна обеспечивать безо-
пасную работу в невзрывоопасных помещениях при условии соблюде-
ния:
«Правил устройства электроустановок», «Правил техники безопас-
ности при эксплуатации электроустановок потребителей». «Правил экс-
плуатации электроустановок потребителей»;
вентиляции отсека двигателя.
Температура наружной изоляции или кожуха не должна превышать
45°С.
Пребывание людей в помещении (блоке) работающего двигателя
недопустимо.
1.2.4, Требования к системам контроля работы, диагностики
и защиты привода
Газотурбинный привод оснащается датчиками системы измерения
параметров и средствами инструментального контроля.
Системы контроля и зашиты ГТУ входят в комплексную систему
диагностирования ГПА в целом.
Средства передачи, обработки и хранения информации определяют-
ся при разработке комплексной системы диагностирования ГПА. После
чего разрабатываются соответствующие алгоритмы обработки ком-
плексной информации по всем видам контроля, позволяющим с высокой
степенью достоверности определять текущее техническое состояние
п8иГ.Д|С.,1Я И ПравИЛЬНОСТь СГ<1 <л*СПЛ) аТиЦИИ ICa/UIHvCKH'Vi COCTu.3O.vj и
'X
осуществлять прогнозирование технического состояния двигателя (при на-
боре достаточных статистических данных контроля длительной работы).
Компоновка элементов двигателя должна обеспечивать удобный и
безопасный доступ для проведения работ по обслуживанию.
При разработке контейнера двигателя и его расположении необходи-
мо предусмотреть усиление конструкции с цепью локализации возможных
аварий на ГТД.
1.3. Примеры конструктивного выполнения конвертированных
авиадвигателей и тенденции их развития
1.3.1. Примеры конструктивного выполнения конвертирован-
ных авиадвигателей
На рис. 1.3.1,1.3.2, 1.3.3, 1.3.4, 1.3.5 в качестве примеров представлены
конструктивные схемы приводов HK-I6CT, НК-36СТ, НК-37, НК-38СТ,
НК-39, разработанных в ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова» [2,3, 8, 9, 20-38,
64, 67-76, 78].Конструктивные схемы некоторых зарубежных приводов,
выполненных на базе авиационных двигателей, приведены в приложении
на рис. П.1...П.7 и в табл.П.1. В табл. 1.3.1, 1.3.2 приведены основные па-
раметры известных отечественных приводов для нагнетателей, созданных в
разные годы. Например, ГПА-Ц-6,3, ГПА-Ц-16, ГПА «Самара-25НК», ГПА
«Урал 25А» в качестве привода используют конвергированные авиацион-
ные двигатели НК-12МВ, НК-8-2У, НК-321, НК-93, Д-30, ПС-90А, АЛ-
31 Ф. Все остальные приводы - стационарные.В табл. П.2 представлены ос-
новные показатели приводов нового поколения[95].
Таблица 1.3.1
Параметры двигателей-приводов семейства «НК»
Двигатель => Параметр U НК-12СТ НК-16СТ НК-36СТ НК-37 НК-38СТ НК-39
Мощность, МВт 6,3 16 25 25 16 16
Эффективный КПД, % 26,1 29 36,4 36,4 38 38
Частота вращения п, об/мин ротор НД ротор ВД ротор СД ротор СТ 8 200 5 850 5 270 6 910 5 300 5 005 9 480 7 200 5 000 5 005 9 480 7 200 3 000 И 850 15 030 5 300 11 850 15 030 3 000
Расход топливного газа, кг/ч 1 820 4 052 5 163 5 163 3 046 3 046
Расход газа на вы- хлопе, кг/с 56 102 101,4 101,4 54,6 54,6
Масса с рамой, кг 3 500 7 800 8 690 9 840 5 900 7 200
29
Рис. 1.3.1. Конструктивная схема двигателя-привода НК-16СТ мощностью 16 МВт для ГПЛ:
1 входной направляющий аппарат; 2 - компрессор ИД; 3 - средняя опора; 4 ~ регулируемый направляющий аппарат; 5 - ком-
прессор ВД; 6 - кольцевая камера сгорания; 7 - турбина газогенератора (1 ступень); 8 - турбина газогенератора (II ступень); 9 -
трактовые оболочки соплового аппарата свободной турбины; 10 - наружная оболочка свободной турбины; 11-свободная турбина
привода нагнетателя; 12 - опора свободной турбины; 13 - выходная муфта вала двигателя.
А полость первичного потока; Б - полость вторичного потока
Рис.1.3.2. Конструктивная схема двигателя-привода НК-36СТ мощностью 25 МВт для ГПА:
1 - передняя опора с ВНА; 2 -компрессор НД; 3 - промежуточная опора; 4 - компрессор СД; 5 - средняя опора; 6 - компрес-
сор ВД; 7 - камера сгорания; 8 - турбина газогенератора (ВД, СД, ИД); 9 - трактовые оболочки соплового аппарата турбины СТ;
10-двухступенчатая турбина СТ; 11 -опора турбины СТ
Рис. 1.3.3. Конструктивная схема двигателя-привода ПК-37 мощност ью 25 МВт для электрогенератора:
I - передняя опора с ВНА; 2 - компрессор ИД; 3 - промежуточная опора; 4 - компрессор С Д; 5 - средняя опора; 6-компрес-
сор ВД; 7 - камера сгорания; 8 - турбина газогенератора (ВДСДНД); 9 - трактовые оболочки соплового аппарата турбины
СТ; 10 - чегырехегупенчатая турбина СТ; И -опора турбины СТ
Рис. 1.3.4. Конструктивная схема двигателя-привода НК-38СТ мощностью 16 МВт для ГПА
Рис. 1.3.5. Конструктивная схема двигателя-привода НК-39 мощностью 16 МВ т для электрогенератора
Таблица 1.3.2
Параметры отечественных приводов для ГПА
Модель ГПА=> Параметр ГПА- Ц-6,3 ПН- 9-750 ПК- 10-2 ПК- 10-3 ГТК- 104 ГП1Р- 10 ГПА- 10 ПК- 16 ГТН- 16 ГГН- 25 ПН- 25 ГПА- Ц-16
Изготовитель C3IK ЛМЗ 3 НЗЛ НЗЛ НЗЛ НЗЛ КПЗ УТМЗ УТМЗ УГМЗ НЗЛ СЗТК
1 2 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
Год создания 1974 1973 1968 1969 1973 1977 1977 1975 1977 1979 1977 1982
Мощность, кВт ном 6 300 9 000 10000 10000 10 000 10 000 12 000 16 000 16 000 25 000 26 000 16 000
max 7 800 - 12 000 12 000 12000 12 000 14000 20 000 19 200 30 000 32 000 19 200
"Эффективный КПД % 23,1 19 28 28 29 29 28 25 29 31 28 28,8
Расход топлива (ном), м’/ч 2 820 4 950 3 720 3 720 3 600 3 600 4 450 6 650 5 760 8 400 9 680 5 860
Уд. расход топлива *), м’/кВтл! 0,447 0,550 0,372 0,372 0,360 0,360 0,372 0,416 0,360 0,336 0,372 0,365
Степень регенерации 0 0 0,7 0,7 0,7 0,7 0 0 0 0 0 0
птвд , об/мин пгвд 8 200 4100 5 200 5 200 5 300 5200 7610 5670 4 900 6 850 7 100 5050 4340 6910 5270
Пст, об/мин 5 780 5 000 4 800 4 800 4 800 4 800 4 800 4 600 6 500 5 500 3 700 5 300
Примечание. *) при Ни =8250 ккал/м3
Продолжение табл. 1.3.2
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
Диапазон изменения оборотов СТ, об/мин 3 950... 5 550 3 500... 5 000 3 300... 5 000 3 300... 5 000 3 300... 5 000 3 300... 5 000 3 300... 5 000 3 500... 4 875 4 900... 6 800 4 100... 5 750 2 700... 3 900 3 975... 5 565
tr, °C перед турбиной твд тнд 710 750 780 780 780 780 785 634 810 900 1 020 890 800 613
ст 410 470 495 495 495 495 385 412 408 467 390 525
Число ступеней турбины твд тнд 3 2 1 1 1 1 2 3 2 2 1 1 1 1
ст 1 1 1 1 1 1 3 2 1 2 1 1
Пт, % ТВД ТНД 90,0 85,0 88,0 88,0 88,0 88,0 - 88,0 89,0 - 88,2 91,8 93,0
"Лк, % квд кнд 82,0 87,0 87,0 87,0 87,0 87,0 86,0 88,0 86,0 84,5 88,0 86,5 85,3 86,3
Число ступеней компрессора квд кнд 14 11 10 10 10 10 7 9 13 15 14 1 1
7С*К 7,8 4,6 4,4 4,4 4,4 4,4 10,7 7,5 11,5 13,0 12,5 ' 9,61
GB, кг/с 56,0 77,8 85,2 86,2 86,2 86,2 86,0 100,0 85,0 103,0 175,0 106,3
Продолжение табл. 1.3.2
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
Давление пускового газа, кгс/см2 5,0 12 15 15 "1,0 ~ 15 1,0 15 ' 1.0 15 1.0 12 12 15 30 4,5
G( на запуск, т 0,1 15,0 1,0 5,0 6,5 - 2,5 0,15
т - время запуска, мин 5 30 15 15 15 15 15 20 20 15 <5 < 15
Марка масла МК-8 + МС-20 по 50% ТКП-22 ТКП-22 ТКП-22 ТКП-22 ТКП-22 ТКП-22 - ТКП-22 ТКП-22 ТКП-22 TTI-22
Потери масла, кг/ч 1,2 1,2 1,2 1,2 1,2 0,5 3,0 1,5 1,о 0,5 1,1 1,0
Производительность, млн м3/сутки 11,0 34,0 29,3 32,6/23 36,0 - - 51,0 31,0 50,0 53,0 31,2
Тип нагнетателя Ц-6,3 нг- 280-9 520-12-1 370-16-1 260-13-1 370-18-1 - - Н-16-75 Н-16-56 Н-16-761 - 650-21-2 Ц-16
Объемная производит, нагнетателя, м’/мин 196 486 425 85 350 370 - - 600 800 400 - 630 390,6
Ли, % 83 86 85 85,5 80 - 83 84 81,5 84 84 81
Давление газа, ати Рвх н 38,6 46,3 44,0 57,0 53,0 62,0 - - 60 45 52,4 52,5 52,6 52,1
Рейхи 56 56 56 73,5 76 76 - 75 56 76 76 76 75
Примечание. ГПА-Ц-6,3, ГПА-Ц-16 - на базе авиадвигателей ТВД НК-12МВ и ТРДД НК-8-2У соответственно;
ГТК-16 - на базе судового ГТД.
Проанализируем основные особенности авиационного привода на
примере двигателей НК-16СТ и НК-36СТ. Двигатели с номинальной
мощностью 16 и 25 МВт предназначены для газоперекачивающих агре-
гатов компрессорных станций.
ГПА включают в себя основные модули:
КВОУ - комплексное воздухоочистительное устройство с система-
ми подогрева (или охлаждения) воздуха, промывки газовоздушного
тракта ГТД;
газотурбинный двигатель-привод с силовой турбиной и выводным
валом:
ВУ - выхлопное устройство с шумоглушением и (или) системой
утилизации тепла выхлопных газов;
систему топливопитания;
систему смазки двигателя-привода;
системы контроля, диагностики и защиты двигателя-привода.
На рис. 1.3.6 и 1.3.7 приведены компоновка и конструктивная схема
ГПА-Ц-16.
Рис. 1.3.6. Компоновка ГПА-Ц-16
38
Рис. 1.3.7. Конструктивная схема газоперекачивающего агрегата с центробежным нагнетателем ГПА-Ц-16 мощностью 16 МВт
1.З.1.1. Комплексное воздухоочистительное устройство
Для примера рассмотрены характеристики КВОУ ГПА «Самара-
25НК».
Комплексное воздухоочистительное устройство, компоновочная
схема которого представлена на рис. 1.3.8, 1.3.9, 1.3.10, включает основ-
ные узлы:
воздухоочистительное устройство;
две ступени блоков шумоглушения;
камеру всасывания.
Рис. 1.3.8. Комплексное воздухоочистительное устройство:
1 - воздухоочистительное устройство; 2 - блок шумоглушения;
3 - камера всасывания; 4 - система принудительного пылеотсоса
Воздухоочистительное устройство (ВОУ) предназначено для очист-
ки от пыли и других механических включений циклового воздуха, по-
ступающего из атмосферы в газотурбинный двигатель, с целью умень-
шения эрозионного износа лопаток и других элементов компрессора до
допустимых (по условиям ресурса двигателя) пределов, а также умень-
шения отложений пыли в проточной части двигателя, снижающих эко-
номические показатели двигателя.
Воздухоочистительное устройство должно быть высокоэффектив-
ным и конкурентоспособным как на отечественном, так и на мировом
рынках.
В настоящее время в составе ангарных и контейнерно-блочных ва-
риантов ГПА преобладает компоновка с вынесенным навстречу розе
ветров ВОУ. Такая компоновка уменьшает вероятность попадания горя-
чих выхлопных газов в компрессор ГТУ.
Для обеспечения большого ресурса ВОУ оборудовано двумя ступе-
нями очистки.
А-А
Воздух Твердые
частицы
Рис. 1.3.9. Воздухоочистительное устройство:
1 - инерционно-жалюзийные сепараторы (ИЖС): 2 - окно: 3 - отгибы;
4. 5 - пластины; 6 - короб; 7 - воздуховод: 8 - патрубок для отсоса пыли
В первой ступени очистки применены инерционно-жалюзийные се-
параторы (ИЖС), схема которых приведена на рис. 1.3.9.
Сепаратор выполнен в виде сужающейся камеры с прямоугольным
входным окном 2. Вертикальные боковые стенки снабжены просечными
отгибами 3, выполняющими функцию инерционно-жалюзийных сепара-
торов 1. На части длины входного участка установлены пластины 4,5,
выравнивающие поступающий поток. С узкой стороны (противо-
положной входному окну) щель инерционно-жалюзийных сепараторов с
помощью продольного короба 6 сообщена с воздуховодом 7, к которому
подсоединен патрубок 8 для отсоса пыли.
Эффективность по КПД таких очистителей воздуха при пыли с раз-
мером частиц > 40мкм достигает 85%. Такая эффективность получена за
счет принудительного отсоса примерно 10% запыленной части воздуха.
При отсутствии принудительного отсоса воздуха указанные очистители
работают как защитные сетки, задерживающие только мусор, и требуют
ручной очистки.
Следует отметить, что величина миделевого размера щелей перфо-
рации очистителей не превышает, как правило, 5 мм.
Во второй ступени очистки применены фильтры карманного типа из
мелкопористого материала (см. рис. 1.3.10, поз. 2).
Рис. 1.3.10. Воздухоочистительное устройство:
1 - сепараторы ИЖС: 2 - воздушные фильтры; 3 - настил; 4 - сетка;
5 - байпасный клапан: 6 - дверь; 1 - колпак; 8 - секция; 9 - разъем;
10 - секция; 11 - термопара; 12 - сигнализатор обледенения
Эффективность по КПД таких фильтров достигает более 85% при
любой запыленности. После накопления в карманах этих фильтров пре-
дельно-допустимого количества пыли примерно 1...2 кг они подлежат
замене на новые. Из-за малых скоростей воздуха в месте расположения
фильтров (менее 10 м/с) их замена производится при работающем ГПА.
Для этого в конструкции ВОУ выполнены специальные технологи-
ческие двери и проходы обслуживания.
ВОУ ГПА «Самара-25НК» спроектировано с учетом 20-летнего
опыта эксплуатации ГПА-Ц-16 в «Газпроме», на компрессорной станции
«Тольяттинская» ГПА-Ц-25 и Безымянской ТЭЦ ЭГТУ НК-900Э, а так-
же с учетом опытных данных ОАО НПО «Искра».
В табл. 1.3.3 приведено сравнение характеристик ВОУ ГПА «Сама-
ра-25НК» и ГПА «Урал 25А».
Таблица 1.3.3
№ п/п Наименование параметра, размерность ГПА «Урал 25А» ГПА «Самара-25НК»
1 Особенность конструкции первая ступень очистки ЦИКЛОНЫ инерционно- жалюзийные сепараторы
вторая ступень очистки фильтры карманного типа
2 Номинальный расход воздуха, приве- денный к нормальным условиям (температура окружающей среды 15 °C, давление 0,1013 МПа), тыс. м3/ч (кг/с) 345,2 (118) 345,2(118)
3 Гидравлическое сопротивление ВОУ. Па 780 400
4 Гидравлическое сопротивление, при котором происходит открытие байпасных клапанов ВОУ, Па 830 1500
5 Эффективность улавливания пылевых частиц размерами 10 мкм и более, % 100 ГОСТ 29328-92 100 ГОСТ 29328-92
6 Среднегодовая запыленность циклового воздуха (концентрация пыли), прошедшего очистку’, мг/м3, не более 0,1 0,3
7 Масса, кг, не более 27500 14000
ВОУ обеспечивает заданные технические характеристики при экс-
плуатации в зонах с относительной влажностью до 100%, максимальной
кратковременной запыленностью атмосферного воздуха до 200 мг/м3.
При этом среднегодовая концентрация пылевых частиц в атмосферном
43
воздухе должна быть не более 3 мг/м3, а температура эксплуатации ВОУ
- от плюс 45 до минус 60°С.
Сравнительный анализ ВОУ с инерционно-жалюзийными сепарато-
рами (ИЖС) и с циклонами показывает, что ВОУ с ИЖС в первой ступе-
ни очистки имеют ряд преимуществ:
меньшие потери давления на ~ 380 Па, что улучшает КПД пример-
но на 0.01 % и увеличивает мощность - на ~140 кВт;
меньше засоряются, т.к. прямоугольное входное сечение позволяет
легче очищать их от волокон и листьев (циклоны засоряются интенсив-
нее снегом, листвой и требуют ручной очистки);
меньшую на 50% металлоемкость (использование пластмассовых
циклонов проблематично при обеспечении требуемой долговечности в
условиях реальной эксплуатации ГТУ);
меньшую стоимость примерно на 37%.
Следовательно, ВОУ с ИЖС более конкурентоспособно.
Отсос запыленного воздуха из правой и левой секций ИЖС произ-
водится двумя шахтными вентиляторами ВМЭУ-6, установленными на
поверхности земли. На компрессорных станциях, расположенных в лес-
ной зоне с малой запыленностью воздуха, допускается использование
вентиляторов, потребляющих меньшую мощность.
Опыт эксплуатации ВОУ энергетической ГТУ НК-900Э на Безы-
мянской ТЭЦ (г. Самара) показал, что в средней полосе России вентиля-
торы отсоса пыли из ИЖС при хороших метеоусловиях можно не вклю-
чать.
Для исключения прямого попадания на вход в ВОУ снега и дождя
предусмотрены всепогодные козырьки.
В настоящее время в конструкции ВОУ, изготавливаемых зарубеж-
ными фирмами, нашли широкое применение комбинированные системы
фильтров, совмещающие жесткие фильтры барьерного типа для предва-
рительной и тонкой очистки с отделителями влаги. Применяются и тра-
диционные фильтры карманного типа, но выполненные по новым техно-
логиям из силиконовых пористых материалов, стекловолоконного син-
тетического рулонного материала.
Фильтры такого типа хорошо адаптируются в конструкции отечест-
венных ВОУ и имеют практически одинаковые размеры с применяемы-
ми, например, в ГПА «Самара-25НК». Производители этих фильтров -
компании EMW FILTERTECHNIK (Германия), CAMFIN и BRADEN
(США).
44
Конструкция ВОУ состоит примерно на 90% из стандартных эле-
ментов (прокат, лист, трубы) с минимальным количеством элементов
механической (токарной, фрезерной) обработки.
ВОУ выполнено в виде модульных блочных конструкций, обеспе-
чивающих возможность транспортировки железнодорожным, автомо-
бильным и водным транспортом. Предусмотрена легкость и удобство
монтажа в условиях компрессорной станции. На место эксплуатации
ВОУ транспортируется двумя отдельными секциями и собирается в еди-
ный блок путем соединения болтами по всему периметру разъема с по-
становкой в стыке резиновых прокладок (толщиной 10 мм).
Единый блок ВОУ представляет собой каркас, выполненный свар-
кой из профильного проката, обшитый стальным листом (см. рис. 1.3.8,
1.3.10).
Для обеспечения аварийного забора воздуха, например, при кри-
тическом засорении фильтров предусмотрены байпасные клапаны 5, ко-
торые открываются при достижении разрежения, равного примерно
70 мм вод. ст. Клапаны установлены на фронтальной стенке камеры
ВОУ и закрывают три прямоугольные окна в стенке ВОУ, накрытые с
наружной стороны защитной сеткой 4 (см. рис. 1.3.10). Для исключения
примерзания байпасных клапанов предусмотрен их обогрев.
Для перепуска воздуха из межфильтрового промежутка, в случае
появления в нем избыточного давления, на крыше ВОУ (Безымянская
ТЭЦ, г. Самара, с ГТУ НК-900Э) предусмотрено отверстие диаметром
1000 мм, закрытое клапаном перепуска. На крыше с помощью болтового
соединения закреплена труба, прокладка и фланец жесткости. На фланце
противоположного конца трубы размещена защитная сетка, прижатая к
фланцу опорным кольцом, на которое через уплотнительное кольцо опи-
рается клапан, закрытый стекателем. Клапан закреплен на трубе с воз-
можностью поворота вокруг оси. При появлении избыточного давления,
в межфильтровом промежутке под действием перепада давлений клапан
открывается. При падении давления, под действием собственного веса,
клапан закрывается.
Рядом с передними стенками ВОУ с двух сторон установлены
кронштейны с размещенными на них термопарами 11, сигнализаторами
обледенения 12 и трубками замера давления за фильтрами первой ступе-
ни. Для замера давления за фильтрами второй ступени (межфильт-
ровый промежуток) в районе клапанов размещена трубка замера давле-
ния.
Для доступа в межфильтровое помещение, ограниченное фильт-
рами первой и второй ступеней, на задней стенке ВОУ предусмотрены
45
двери 6. На полу межфильтрового промежутка установлены настилы 3.
Для обеспечения доступа к фильтрам и байпасным клапанам имеется
внешняя площадка с лестницей.
Под действием разрежения, создаваемого осевым компрессором га-
зотурбинного двигателя, цикловой воздух засасывается через воздухо-
очистительные элементы первой ступени очистки. За счет инерции ме-
ханические примеси, находящиеся в потоке воздуха, перелетают в коро-
ба при резком повороте основного потока воздуха в просечки. За счет
этого происходит первичная очистка воздуха от пыли и других механи-
ческих примесей. Из коробов через воздуховоды с помощью вентилято-
ров, установленных на земле рядом с всасывающей шахтой, отсепариро-
ванные примеси отсасываются.
Механические примеси, оставшиеся в воздушном потоке после
инерционно-жалюзийных фильтров, улавливаются фильтрами второй
ступени очистки.
Для удаления пыли в процессе работы из фильтров применена сис-
тема принудительного пылеотсоса. Осмотр и замена фильтров тонкой
очистки допускается при работающем ГПА. Для этого фильтры тонкой
очистки закреплены поворотными быстросъемными зажимами. Необхо-
димость полной или частичной замены фильтров тонкой очистки возни-
кает после срабатывания байпасных клапанов, сигнализация от которых
выведена на пульт управления.
Очищенный до требуемой чистоты цикловой воздух поступает в
шумоглушитель камеры всасывания. В камере всасывания устанавлива-
ется воздухозаборный коллектор. Он состоит из лемнискатного заборни-
ка и цилиндрического участка, длина которого составляет один-два его
диаметра.
Блок шумоглушения, схема которого представлена на рис. 1.3.11,
образован двумя боковыми 1 и двумя поперечными 4 панелями. Внутри
блока установлены звукопоглощающие щиты 2.
Рис. 1.3.11. Блок шумоглуше-
ния:
1 - боковая панель; 2 -
звукопоглощающий щит; 3 -
скоба; 4 - поперечная панель;
5 - ложемент
Силовые каркасы боковых и поперечных панелей изготовлены из
стандартного профиля с ячейками, заполненными теплозвукоизолирую-
щим материалом из базальтового супертонкого волокна марки ИЗИС,
сформированного в прошивные маты размерами 1000x500x60 мм.
Общая толщина теплозвукоизолирующего слоя 180 мм. С наружной
и внутренней сторон каркасы обшиты металлическими листами из не-
ржавеющей стали (с наружной стороны сплошными, а с внутренней -
перфорированными).
На внутренней стороне боковой панели 1 имеются ложементы 5 и
съемные дистанционные скобы 3, на которые монтируются звукопогло-
щающие щиты 2.
Силовой каркас звукопоглощающего щита выполнен из алюминие-
вого профиля, изготовленного из листа. Общая толщина звукопогло-
щающего слоя 120 мм. Боковые стороны звукопоглощающего щита об-
шиты перфорированными дюралевыми листами.
Блок полной заводской готовности транспортируется к месту мон-
тажа в собранном виде и монтируется болтовыми соединениями.
Система подогрева циклового воздуха представлена на рис. 1.3.12.
Рис. 1.3.12.Система подогрева циклового воздуха:
1 - двигатель; 2, 3, 5 - заслонки; 4 - шайба; 6 - воздуховод; 7 - решетка;
фильтр тонкой очистки; ИЖС; 10 - термопара; 11 - приемник давления
47
Система предназначена для предотвращения обледенения инер-
ционно-жалюзийных сепараторов ВОУ в осенне-зимний период экс-
плуатации при температурах наружного воздуха от минус 10 до плюс
5 °C и 100 % влажности.
Под всепогодными колпаками ВОУ расположены раздаточные ре-
шетки перфорированных труб системы циклового воздуха, предназна-
ченные для повышения температуры засасываемого циклового воздуха
за счет подмешивания горячего воздуха, отбираемого от двигателя и по-
даваемого по сигналу датчика обледенения или дистанционно по коман-
де с главного пульта управления работой силового агрегата.
Воздух от двигателя I (при закрытой заслонке 5 и открытых заслон-
ках 2 и 3) по воздуховоду 6 поступает в раздаточные решетки 7, из кото-
рых подается на вход в ВОУ. Контроль за параметрами циклового воз-
духа осуществляется с помощью приемников давления 11 и термопар 10,
установленных за инерционно-жалюзийными створками % перед фильт-
рами тонкой очистки ф Выключение системы подогрева циклового
воздуха производится путем закрытия заслонок 2 и 3 и открытия
заслонки 5. Шайба 4 предназначена для регулирования количества отби-
раемого воздуха и подогрева на требуемую величину.
Согласно требованиям технической документации (ТЗ 01.23360),
конструкция системы обогрева должна обеспечивать подогрев циклово-
го воздуха на величину t = (10+ 5) °C. Значение средней температуры
воздуха достигается подбором и установкой на двигателе дроссельной
шайбы в систему отбора воздуха на обогрев ВОУ.
Трубы противообледенительной системы (ПОС) выполнены таки-
ми, чтобы обеспечить возможность подачи горячего воздуха с давлени-
ем от 1,1-10* до 10-105 Па в количестве 2 кг/с, например, от двенадцатой
ступени компрессора двигателя НК-36СТ. При использовании горячего
воздуха с давлением более 5-Ю5 Па, например, на двигателе НК-37 был
отмечен повышенный шум в раздаточных трубах; при уменьшении дав-
ления воздуха до значения примерно 1,1 • 105 Па шум в системе ПОС сни-
жался и его нельзя было выделить, из общего шума ГПА. Поэтому при
проектировании системы ПОС необходимо обеспечить умеренные
скорости воздуха на всех участках системы.
Система охлаждения циклового воздуха. Известно, что повыше-
ние температуры окружающей среды tH выше +15°С приводит к пре-
дельному снижению мощности и КПД ГТУ. Одним из способов нейтра-
лизации этого недостатка является охлаждение воздуха на входе в дви-
гатель. Это позволяет восстановить характеристики ГТУ, достигаемые,
4о
например, в стандартных атмосферных условиях ta= +15°С. Охлаждение
циклового воздуха может быть достигнуто с помощью:
впрыска воды на вход в компрессор ГТУ;
холодильной машины, установленной перед компрессором ГТУ.
Многие зарубежные фирмы (Мюллер Эвалан, Braden Manufacturing,
Мее Industries Inc., Vallorbs, Seaworthy Industrial Systems Inc., Caldwell
Energy & Environmental Inc., American Moisteuning Company, Ax Energy)
разработали системы охлаждения туманом воздуха на входе в ГТУ, ко-
торые представляют собой ряд трубок из нержавеющей стали, распреде-
ляющих умягченную воду под высоким давлением в специальные фор-
сунки (акустическим распылом, ударными волнами, сверхкритическим
перепадом давления). Форсунки распыляют воду на мельчайшие капель-
ки (размером 1...2 мкм - по утверждению авторов), которые охлаждают
воздух на входе в компрессор и в самом компрессоре. При этом мощ-
ность ГТУ может быть увеличена примерно на 6...25% в жаркое время
года. Мощность, потребляемая системой охлаждения туманом, может
составить примерно 0,5... 1 % от мощности ГТУ. Большим недостатком
таких систем является необходимость подготовки и подачи большого
количества деминерализованной умягченной воды. Например, для ГТУ
мощностью 25 МВт для охлаждения воздуха на 20° необходимо пода-
вать примерно 36 т воды в 1 час.
Следует отметить, что некоторые зарубежные фирмы в системах
охлаждения туманом используют подачу и разбрызгивание теплой воды
на лед, который накапливается в непиковые часы работы ГТУ путем за-
мораживания воды.
Некоторые разработчики электростанций, например, ОАО «Волга-
энергопроект» г. Самара, предлагают применить для охлаждения цикло-
вого воздуха холодильную машину, использующую фреон. Привод ком-
прессора холодильной машины осуществляется электродвигателем.
Подобные холодильники применяются для доставки продукции по
железной дороге. Однако для использования в ГТУ такого холодильни-
ка, по мнению специалистов, потребуется установка дополнительного
вентилятора для создания напора давления в воздушном потоке при пре-
одолении сопротивления матрицы холодильной машины.
Разработчику ГТУ необходимо будет решить задачу совместной ра-
боты вентилятора на входе в ГТУ и компрессора ГТУ, выработать тре-
бования к параметрам пульсаций давления и температуры воздуха, по-
ступающих после холодильника на вход в компрессор ГТУ.
В ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова» в качестве источника
мощности для привода холодильной машины предложено тепло
49
выхлопных газов, преобразуемое в механическую работу [66]. По-
казано, что для сохранения мощности, например, двигателя 25 МВт
в диапазоне tH= +15...+45°С для привода холодильной машины требу-
ется мощность примерно 0,5... 1,5 МВт, что составляет примерно
10...30% утилизируемой мощности выхлопных газов при tB= +15°С.
Однако последняя схема охлаждения циклового воздуха сложна в реа-
лизации.
Система промывки проточной части двигателя, представлен-
ная на рис. 1.3.13, служит для восстановления параметров двигателя и
включает в себя: установку 1; коллектор 2 для подвода моющей жид-
кости к двигателю.
Рис.1.3.13. Система промывки проточной части двигателя:
1 - установка; 2 - коллектор; 3,4, 6 - трубопроводы; 5 - рукав металлический
От коллектора отводятся шесть резиновых трубопроводов 6, кото-
рые стыкуются с шестью форсунками, установленными на проставке
перед компрессором низкого давления двигателя.
Коллектор соединяется с установкой с помощью трубопроводов 3,
4, 6 и рукавов металлических 5.
Для промывки применяют моющие жидкости «М-1» (концентрат
«М-1») при положительной температуре окружающего воздуха и «М-
2» - при отрицательной. Моющие жидкости «М-1» и «М-2» должны
соответствовать ТУ 1-681-515-93.
Технические требования к системе промывки. Технологическая
установка для промывки проточной части двигателя должна включать
50
систему подачи моющей жидкости и воды с объемом расходной емкости
не менее 300 л.
Система подачи моющей жидкости и воды должна обеспечивать:
возможность подогрева моющей жидкости и воды до температуры
333...353 К (60....80 °C);
фильтрацию моющей жидкости и воды не грубее 0,05 мм;
равномерную подачу моющей жидкости и воды к форсункам с дав-
лением 588...784 кПа (6...8 кгс/см2).
Применяемая для промывки вода должна иметь жесткость не более
7 мг-экв/л (моль/м3) согласно ГОСТ 4151-72 и ГОСТ 2874-82.
1.3.1.2. Газотурбинный двигатель-привод
Как было сказано выше, проанализируем основные особенности
авиационного привода на примере двигателя HK-I6CT.
Двигатель НК-16СТ выполнен по одноконтурной схеме: свободная
энергия газа за газогенератором преобразуется в мощность на выходном
валу с помощью силовой турбины. Двигатель спроектирован на базе
двухконтурного двухвального ТРДЦ НК-8-2У со смешением потоков
воздуха и газа. В приводе HK-I6CT сохранен неизменным компрессор
высокого давления (см. рис. 1.3.1 ирис. 1.3.14), а вентиляторный блок
доработан на меньший диаметр (рис. 1.3.15) и обеспечивает поступле-
ние воздуха только в газогенератор.
В связи с этим для привода КНД двигателя HK-I6CT достаточно
иметь одну ступень турбины низкого давления (см. рис 1.3.1 и рис.
1.3.16). (Тепловой перепад на этой турбине примерно в два раза меньше,
чем на турбине низкого давления двигателя НК-8-2У.)
В двигателе HK-I6CT в качестве горючего используется природный
газ, состоящий в основном из метана СНд. Это потребовало изменить
фронтовое устройство камеры сгорания, коллекторы подвода топливно-
го газа (см. рис. 1.3.1 и рис. 1.3.17) и агрегаты, регулирующие подачу
горючего в камеру сгорания.
Силовая турбина двигателя НК-16СТ (см. рис. 1.3.1) имеет с турбо-
компрессором только газодинамическую связь. В силовой турбине осу-
ществляется расширение продуктов сгорания до давления, которое обес-
печивает преодоление сопротивления элементов системы выхлопа -
выходного диффузора, поворотной улитки и выхлопной шахты с шумо-
глушением.
Конструктивно двигатель НК-16СТ состоит из следующих основ-
ных узлов:
31
Рис. 1.3.14. Конструктивная схема компрессора ВД двигателя-привода НК-16СТ
Входной на-
компрессора НД
компрессора НД
Рис.1.3.15. Конструктивная схема компрессора НД двигателя-иривода НК-16СТ
5
10 4 12 11 13 7 8 9
Рис. 1.3.16. Конструктивная схема турбины газогенератора двигателя-привода НК-16СТ:
1 - вал ротора турбины ВД; 2 - ротор турбины ВД; 3 - ротор турбины НД; 4 - вал ротора турбины НД; 5 - задняя
опора; 6 - статор; 7 - подшипник ротора турбины ВД; 8 - подшипник ротора турбины НД; 9 - труба подвода
масла; 10 труба подвода воздуха; 11 - лабиринтная крышка; 12 - гайка с экраном; 13 - гайка с экраном
Рис.1.3.17. Конструктивная схема камеры сгорания двигателя-привода НК-16СТ:
1 - трубопровод; 2 - кронштейн; 3 - топливный коллектор; 4 - тяга; 5 - фланец фиксатора; 6 - втулка фиксатора; 7 на-
ружное кольцо; 8 - камера сгорания; 9 - наружный карман; 10 - наружный кожух; 11 - наружное уплотнительное кольцо;
12 - внутреннее уплотнительное кольцо; 13 - внутренний кожух; 14 - внутренний карман; 15 - внутреннее кольцо; 16 -
дистанционная пластинка; 17 - гофрированная лента; 18-диффузор; 19 - кольцевая головка; 20-горелка; 21-завихри-
тель; 22 - гайка; 23 - форсунка
передней опоры ротора компрессора низкого давления (см. рис.
1.3.15). В корпусе опоры устанавливается роликовый подшипник и де-
тали уплотнения;
входного направляющего аппарата, представляющего собой коль-
цо со вставленными в него двенадцатью радиально расположенными
лопатками. К нижним полкам лопаток ВНА крепится опора ротора ком-
прессора низкого давления;
средней опоры, состоящей из трех узлов (см. рис. 1.3.1):
а) узла опоры шарикового подшипника и ротора компрессора низ-
кого давления;
б) собственно средней опоры, в которой устанавливается шарико-
вый подшипник ротора компрессора высокого давления, а также регу-
лируемый направляющий аппарат КВД и детали уплотнения;
в) корпуса центрального привода;
осевого десятиступенчатого двухкаскадного компрессора, кото-
рый включает:
а) четырехступенчатый двухопорный ротор компрессора низкого
давления;
б) статор компрессора низкого давления, состоящий из лопаточных
направляющих аппаратов и рабочих колец;
в) шестиступенчатый двухопорный ротор компрессора высокого
давления;
г) статор компрессора высокого давления, который состоит из лопа-
точных направляющих аппаратов, рабочих колец и механизма клапанов
перепуска воздуха с ресивером отборов воздуха;
блока камеры сгорания (см. рис. 1.3.17). В его состав входит на-
ружный корпус камеры, жаровая труба, внутренний корпус и два вос-
пламенителя. Жаровая труба - кольцевого типа, в ее фронтовой части
располагаются по окружности в один ряд 32 газовые форсунки с завих-
рителями. Воспламенители (факельного типа) расположены сверху на
корпусе под углом 38° от вертикальной оси;
двухкаскадной двухступенчатой турбины, в которой первая
ступень приводит во вращение компрессор высокого давления (см. рис.
1.3.16).
Узел газовой турбины состоит из:
ротора высокого давления;
ротора низкого давления;
статора турбины, состоящего из кольцевых лопаточных сопловых
аппаратов и рабочих колец;
56
задней опоры, являющейся силовым узлом двигателя, в которой
располагается роликовый подшипник ротора турбины низкого давления
и роликовый подшипник турбины ВД, который расположен между ва-
лами турбокомпрессора НД и ВД (см. рис. 1.3.1 и 1.3.16);
силовых оболочек, устанавливаемых между корпусами средней и
задней опор. На оболочках располагаются агрегаты механизаций ком-
прессора, фланцы отборов воздуха и арматура электропроводки и тру-
бопроводов;
силовой проставки над задней опорой, которая используется для
крепления двигателя на эксплуатационной раме. Силовая проставка свя-
зана с задней опорой двигателя (см. рис. 1.3.1 и 1.3.16);
свободной одноступенчатой осевой турбины, предназначенной
для привода во вращение центробежного нагнетателя газоперекачи-
вающего агрегата (см. рис. 1.3.1);
опоры свободной турбины, в которой расположены роликовый пе-
редний и шариковый задний подшипники ротора турбины. В опоре пре-
дусмотрено ребро, через которое проходит рессора коробки приводов
агрегата. В конструкцию двигателя HK-I6CT входят также коробки при-
водов агрегатов систем топливопитания, регулирования, управления
(рис. 1.3.21) и запуска (рис. 1.3.18, 1.3.19, 1.3.20), масляной (рис. 1.3.22)
и другие системы, трубопроводы и воздухопроводы для отбора воздуха
от двигателя.
Ограничитель
Ограничитель
давления
Ограничитель
температуры
Выход
газа
Вход
газа
Рис. 1.3.21. Схема системы ограничений параметров двигателя-привода НК-16СТ
57
Рис. 1 .3.18. Кинематическая схема двигателя-привода IIK-16CT:
I индуктор датчиков частоты вращения ДЧВ-2500 и ДТЛ-1 ОН; 2 привод суфлера и насосов опоры турбины; 3 привод на-
гие тающего насоса свободной турбины; 4 - привод ограничителя оборотов ()1 ВД; 5 - откачивающий насос передней опоры; 6
индуктор датчика частоты вращения ДЧВ-2500; 7 - индуктор датчика частоты вращения ДЧВ-2500; 8 - привод регулятора обо-
ротов РО-16; 9 привод суфлера и насосов опоры свободной турбины; 10- привод суфлера опор компрессоров; 11 привод
нагнетающего и подкачивающего насосов; 12 привод центрифуги и откачивающего пасоса; 13 - привод насоса «888»; 14 -
привод ограничителя оборотов ОГСГ; 15 - индуктор датчика частоты вращения ДЧВ-2500; 16 - выходная муфта вала двигателя;
17 -привод ручной прокрутки; 18 свободный привод; 19- -свободный привод; 20 - привод стартера
U1
\£>
Рис. I.3.19. Принципиальная схема системы топливоии гания и ре!улирования двигателя-привода 1 IK-16СГ:
“О' - магистраль топливопитания; •А“- магистраль командного давления масла CAP; -f- -магистраль
слива масла САР; - рабочее давление; X - воздушная магистраль
Обороты П(
Управление перепуском
Стартер
Газ на стартер
Функция
Агрегат
управления
запуском
Питание
запальника
Давление
ОбОрОТЫ Пад
Управление
входнымаппаратомШдавления р2ВД
Термо-
Регулятор
оборотов Пил
О1раничитель
обОРОТОВ Пнп
Распределитель
по коллекторам
Дозатор
газа
Слраничитель
давления Р??п
Исполнительный
орган
Давление
газа
Функция
давления Р2йД.
Автомат
запуска
Задатчик
корректор режима
Дистанционное /
управление
Oi-раиичитель
ОбОРОТОВ Пин
Система
диагностики ГПА [
Стоп
кран
Пусковой
клапан
Ограничитель
Ограничитель
Минимальное
давление масла
1
Минимальное
давление газа
Рис. 1.3.20. Схема системы регулирования двигателя-привода НК-16СТ
Топливный газ
Для удобства эксплуатации и монтажа двигатель имеет сле-
дующие особенности:
все агрегаты топливной системы, подкачивающие насосы и фильт-
ры ВД и НД установлены на двигателе; топливная система имеет только
единственную связь - трубопровод подвода топлива (см. рис. 1.3.19);
Условные обозначения:
Рис. 1.3.22. Принципиальная схема масляной системы двигателя-привода НК-16СТ:
1 - маслоохладитель; 2 - клапан; 3 - терморегулятор; 4 - электрокран аварийного
слива из маслоохладителя; 5 - маслоотделитель; 6 - мерное стекло; 7 - трубчатый
нагреватель; 8 - сигнализатор наличия стружки в масле; 9 -замер температуры; 10-
обратный клапан; 11-фильтр; 12-перекрывнойкран; 13 - маслобак; 14-кран
отбора проб масла; 15 - фильтр для свежего масла; 16-кран аварийного слива из мас-
лобака. Места стыковок трубопроводов с двигателем:
А - суфлирование центрифуги; Б - суфлирование опор; В - вход масла из маслоохла-
дителя в двигатель; Г - выход масла из двигателя; Д - подвод масла из маслобака
все датчики приборов контроля работы, диагностики и защиты дви-
гателя установлены на двигателе (рис. 1.3.23); электрическая система
двигателя выведена на щиток выходных штепсельных разъемов;
агрегаты масляной и топливной систем с подводящими трубопрово-
дами расположены на двигателе в местах, к которым при эксплуатации
обеспечен доступ;
Передняя опора
Средняя опора
Число оборотов
ДТЭ^Т
Давление 'o’
в опоре ДАТ-30
Температура
гпдщитннка
Т-96 $
'Блок автоматического кошроля, диагностики, зашиты
Компрессор
помтгок
Давнем* за 1
сором
ДАТ-15С
Перестрой*
РНА-В402*'>
Пфспуск
апсвыг В-бОТьЭ'
Задняя опора
Турбина
Температура
I
МВ-28А0 ££>
Си нал пожара
ДП-6 ®
Число оборотов
ШЭ-5Г J
В«брш»«
MB-2SA 0 £> —1
ника! *96^.
Перепад масла •
Число оборотов
ДТЭ-5Т
Вибрац ии ч*-/
МВ-28А —
Сигиш тюжара
Опора привода
ДШП
Условные
значения
Указатель
0 значения
параметра
(^Сигнал
состояния
Система
противообп еде нения
Сипвдюатор обледенения
ДС-206
Сигнализатор
вклкмзния
ЭПЫЗОМГ ф
Sr
Система запуска
ПДА работает
ПДА-154 зС)
Опасные оборота^
стартера
М425 О?
Топливная система
Указатель утечек
Указатель положения
РУД-ДС-И 0
гл-д~ди-41 ЦТ) ---1
Д авление топлива _ I
L........._0.д>.......
Масяосистема
'’Температура входа
ГР1Тр(2цгг)
Выхода ГМТр (/z_
Д авление входа (Z/
ПЭДДЛС 0
ДАТ-8С
Минимальное давление
МСТВ-2Х’ ф
Сигмшкмггор
стружки ФС.
Ангипомпажная
система
Давление
донапюппйля
0О
Давление пеоне
напегатсяя л
0<s>
Г^роговадатеиностьтипеп -
теля
0
Блок автоматического контроля, диагностики, зашиты
Рис. 1.3.23. Принципиальная схема блока автоматического кошроля, диагностики и защиты двигатепя-привода НК-16СТ
управление двигателем осуществляется путем настройки регулятора
оборотов подачей напряжения на электромотор системы регулирования;
запуск двигателя автоматический. Раскрутка ротора турбокомпрес-
сора ВД обеспечивается стартером, рабочим телом которого является
газ. транспортируемый по газопроводу. При запуске стартер раскручива-
ет ротор турбокомпрессора ВД, а от него через соответствующие приво-
ды вступают в работу агрегаты топливной и масляной систем, а также
агрегаты управления механизацией компрессора ВД. Воспламенение
газовоздушной смеси в камере сгорания обеспечивается двумя воспла-
менителями.
Система контроля и защиты работает совместно с системой регули-
рования и обеспечивает контроль за работой двигателя и защиту двига-
теля при неправильной эксплуатации или при появлении неисправностей
в узлах двигателя.
Двигатель устанавливается и крепится на эксплуатационную разъ-
емную раму, с которой он поставляется на компрессорную станцию.
Крепление двигателя (газогенератора) на раме производится в двух поя-
сах: на цапфы, расположенные в горизонтальной плоскости на средней
опоре, и за проушину, расположенную вверху над задней опорой газоге-
нератора (см. рис.1.3.1).
Крепление узла свободной турбины на раме производится в двух
поясах - на цапфах, расположенных в горизонтальной плоскости на кор-
пусе опоры свободной турбины, и силовой проставке. Соединение узла
свободной турбины с задней опорой газогенератора телескопическое.
Мощностная характеристика двигателя. Характеристики изме-
нения мощности свободной турбины (NCT) и относительной частоты
п
вращения ротора низкого давления газогенератора
Пнд
НД
в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель (tH) приве-
дены на рис. 1.3.24 для максимального режима работы. Данные приве-
дены при давлении окружающего воздуха рк = 1,033 кгс/см2 и частоте
вращения ротора свободной турбины пст = 5300 об/мин.
При температуре tH= +15°С двигатель обеспечивает мощность на
валу свободной турбины NCT= 16000 кВт. При понижении температуры
на входе в двигатель до минус 6°С мощность свободной турбины увели-
чивается до 19200 кВт и при дальнейшем понижении температуры до
минус 55 °C поддерживается постоянной. Увеличение температуры воз-
духа на входе в двигатель выше+15°С сопровождается уменьшением
63
мощности на валу свободной турбины в соответствии с принятым зако-
ном регулирования.
Рис. L3.24. Изменение мощности свободной тсрбины и относительной частоты
вращения ротора НД на максимальном режиме в зависимости от температуры
воздуха на входе в двигатель HK-I6CT (при аВОу=0.98: р-_=1.033 кгс/смД
1.3.1.3. Системы двигателя
Система топливопитания и регулирования. Как было сказано
выше, наибольшее изменение из всех систем двигателя претерпела сис-
тема топливопитания и регулирования в связи со сменой вида топлива.
В качестве примера на рис. 1.3.19. 1.3.20 приведена принципиальная
схема системы топливопитания и регулирования, примененная на дви-
гателе НК-16 СТ. Управление двигателем сводится к воздействию на
параметры его рабочего процесса и позволяет установить такой режим
работы, который наилучшим образом удовлетворяет эксплуатационным
требованиям в данных условиях. В качестве основного регулируемою
параметра двигателя HK-I6CT принята частота вращения ротора каска-
да низкого давления.
По функциональному назначению общая схема топливопитания и
регулирования двигателя НК-16СТ разделяется на следующие четыре
системы:
подачи топливного газа к топливному коллектору;
подачи пускового топливного газа к воздушному стартеру и к вос-
пламенителям камеры сгорания;
регулирования;
подачи рабочего масла к агрегатам системы регулирования (масло-
система САР, см. рис. 1.3.22 и 1.3.19).
Система подачи топливного газа в камеру сгорания двигателя
включает в себя стопорный клапан, дозатор газа, трубопроводы, объеди-
няющие агрегаты системы с коллектором камеры сгорания. Топливный
газ подается к стопорному клапану, пройдя фильтр, установленный в
газоперекачивающем агрегате в непосредственной близости от двигате-
ля. Стопорный клапан предназначается для включения подачи топлив-
ного газа на запуске и выключения при останове двигателя.
Управление клапаном электропневматическое по сигналам системы
автоматического управления газоперекачивающего агрегата. Система
подачи пускового топливного газа предназначена для подачи газа к вос-
пламенителям камеры сгорания во время процесса запуска двигателя.
Система подачи пускового топливного газа включает в себя пусковой
стартер, фильтр пускового топлива, блок клапанов и трубопроводы с
арматурой.
Газ при запуске двигателя подается из блока подготовки газа, ус-
танавливаемого на компрессорной станции, с давлением 3,5...5 кгс/см2
при температуре 2О...1ОО°С и используется в качестве рабочего тела в
турбине пускового стартера и в качестве топлива для воспламенителей
камеры сгорания.
Отбор газа к воспламенителям осуществляется после регулятора
давления, установленного в стартере.
Система управления двигателем на всех этапах его работы состо-
ит из дозатора газа, регулятора оборотов ротора низкого давления, огра-
ничителя оборотов ротора высокого давления, ограничителя оборотов
ротора свободной турбины, агрегата управления регулируемым направ-
ляющим аппаратом, агрегата командного и агрегата управления клапа-
нами перепуска воздуха. Основными агрегатами, обеспечивающими
программу регулирования, являются дозатор газа и регулятор частоты
вращения (регулятор оборотов).
65
Система подачи рабочего масла к агрегатам регулирования вклю-
чает в себя нагнетающий насос, теплообменник, фильтр, клапан посто-
янного давления, сборник сливов, клапан дренажа. В системе использу-
ется масло, отбираемое от маслосистемы двигателя после подкачиваю-
щего насоса. Маслоконтур системы регулирования выполнен по замкну-
той схеме. Клапан постоянного давления масла поддерживает в системе
рабочее давление на уровне 3,5 кгс/см2, перепуская избыток масла на
слив на всех режимах работы двигателя.
Масляная система, представленная на рис. 1.3.22, состоит из систем
маслообеспечения и масляной системы двигателя. Последняя выполнена
по короткозамкнутой схеме, в которой откачивающие насосы подают
масло через масляную центрифугу и воздушно-масляный теплообмен-
ник на вход в нагнетающие насосы газогенератора и силовой турбины,
минуя маслобак. Маслобак служит для возмещения расхода масла из
циркуляционного контура двигателя и является принадлежностью ГПА.
Система автоматического контроля, диагностики и защиты
двигателя HK-I6CT, представленная на рис. 1.3.23, выдает не только ин-
формацию о состоянии двигателя, но и управляющие сигналы в систему
управления и регулирования.
1.3.1.4. Выхлопное устройство ГТУ
Общим назначением выхлопного устройства (см. рис. 1.3.7) являет-
ся обеспечение отвода рабочего тела ГТУ в заданном направлении с ми-
нимальными гидравлическими потерями при принятых габаритных ог-
раничениях. В частности, при проектировании ВУ двигателей семейства
«НК» учитывались следующие требования:
1. Обеспечение принятых конструктивных габаритов.
2. Возможность обеспечения приемлемой длины вала, соединяюще-
го двигатель с нагнетателем.
3. Обеспечение поворота потока затурбинного газа на 90° и отвода
его в вертикальную шахту с минимальными гидравлическими потерями.
4. Обеспечение стационарного устойчивого характера течения и
равномерного поля давлений за турбиной на всех режимах эксплуата-
ции.
Выполнение первого требования связано с вопросами транспорти-
ровки железнодорожным транспортом и обслуживанием.
Второе - связано с отстройкой критических оборотов вращения ва-
ла, соединяющего двигатель с нагнетателем.
66
Выполнение третьего и четвертого требований позволяет обеспе-
чить высокую топливную эффективность ГТУ и одновременно решить
задачу повышения надежности не только элементов силовой турбины,
но и всей выхлопной системы в целом.
Создание эффективного выхлопного устройства ГТУ, удовлетво-
ряющего всем указанным требованиям, является сложной задачей. В на-
стоящее время получили распространение два варианта конструктивного
исполнения ВУ:
вертикальное расположение ВУ (поворот потока на 90° осуществ-
ляется в осерадиальном диффузоре);
горизонтально-вертикальное расположение ВУ (поворот потока на
90° - в осерадиальном диффузоре, затем горизонтальный участок и снова
поворот на 90° - в выхлопной шахте).
По первому варианту ВУ, представленному на рис. 1.3.25, выполне-
ны выхлопные устройства агрегатов ГПА-Ц-6,3 (двигатель НК-12СТ),
ГПА-Ц-16 (двигатель НК-16СТ), ГПА-12 «Урал 25А» (ГТУ-12П), энер-
гетическая ГТУ НК-900Э (двигатель НК-37).
Рис. 1.3.25. Выхлопное устройство вертикального типа
67
По второму варианту ВУ (горизонтально-вертикальный выхлоп),
схема которого представлена на рис. 1.3.26, выполнены выхлопные уст-
ройства агрегатов ГПА-Ц-25 (двигатель НК-36СТ), ГПА «Искра», ГПА-
11,-16 «Волга» (двигатель НК-38СТ).
Установлено, что применение вертикального расположения ВУ по
сравнению с горизонтально-вертикальным позволяет:
сокпатить количество блоков, состакляютпих конструкцию ВУ;
уменьшить площадь размещения ВУ (около 100 м2 для двигате-
лей НК);
уменьшить гидравлическое сопротивление;
снизить металлоемкость конструкции ВУ;
снизить трудозатраты, включая строительные работы и изготовле-
ние материальной части.
Рис. 1.3.26. Схема горизонтально-вертикального типа выхлопа:
1 - газосборник с рамой; 2 - переходники; 3 - компенсаторы; 4 - газоходы;
5 - шумоглушители; 6 - камера для установки утилизатора тепла; 7 - пово-
ротное устройство: 8 - труба: 9 - всепогодный колпак
К недостаткам вертикального расположения ВУ следует отнести
верхнее расположение утилизатора тепла. Последнее вызывает сложно-
сти монтажа и эксплуатации.
Базовый вариант ВУ двигателей семейства «НК»
В начале 80-х годов на основании анализа конструкций, параметров
ВУ отечественных и зарубежных ГТУ и рекомендаций отраслевых НИИ
в СНТК им. Н.Д. Кузнецова было спроектировано и исследовяно для
двигателя НК-16СТ.
На первых экземплярах ГТУ в начале эксплуатации было отмечено
повышенное гидравлическое сопротивление ВУ из-за неблагоприятного
сочетания осерадиального диффузора с «тесной» (вследствие габарит-
ных ограничений) газосборной улиткой. При этом имели место неравно-
мерность потока на выходе из улитки, повышенное сопротивление пере-
ходника и, как следствие, повышенные вибрации конструкции ВУ.
Для устранения указанных недостатков в дальнейшем проведена его
модернизация:
укорочена верхняя часть наружной обечайки осерадиального диф-
фузора с образованием косого среза под углом от 12 до 18°;
удалены на выходе 11 ребер из 12 (оставлено одно ребро в нижней
части осерадиального диффузора).
По данным ООО «Тюментрансгаз» модернизация позволила умень-
шить сопротивление ВУ на 130 мм вод.ст., повысить эффективный КПД
двигателя НК-16СТ примерно на 0,4 %.
В настоящее время указанное ВУ используется в качестве базового
варианта - прототипа для последующих двигателей НК. На рис. 1.3.27 и
в табл. 1.3.4 представлены конфигурация и основные геометрические
размеры осерадиального диффузора и газосборника двигателей НК-
36СТ, НК-38СТ, НК-16СТ для ГПА и двигателя НК-37 для привода
электрогенератора, которые входят в состав выхлопной улитки.
Таблица 1.3.4
Основные геометрические размеры выхлопной улитки двигателя НК-36СТ
Осерадиальный диффузор Газосборник
Di = 985,5 мм, D2 = 1690 мм D3 = 2580 мм Li = 720 мм, L2 = 772 мм FBX = 1,48 м2, FBbix= 4,38 м2 оц = 2°, а2 = 9°15' Ri = 830 мм, R2 = 907,5 мм, Rs = 755 мм R= 1400 мм L = 1560 мм Hi = 1400 мм Н2 = 2800 мм
диффузор
Рис. 1.3.27. Выхлопная улитка
1.З.1.5. Выхлопное устройство блочно-модульного типа
для ГПА-Ц-25
В состав ВУ входят следующие конструктивные блоки: выхлопная
улитка, компенсатор, газоходы, опорные рамы, портал, шумоглушители,
переходники, труба.
Выхлопная улитка предназначена для плавного торможения и по-
ворота на 90° потока выхлопных газов двигателя (см. рис. 1.3.27 и
рис. 1.3.28). В улитке кольцевая струя выхлопных газов перестраивается
в струю сплошного прямоугольного сечения с направлением потока
вверх. В состав улитки в свою очередь входят: осерадиальный диффу-
зор, газосборник и рамы левая и правая.
Наружная поверхность газосборника и внутренний корпус осеради-
ального диффузора имеют «рубашку» из теплозвукопоглощающего ма-
териала. Улитка цапфами, по две с каждой стороны, устанавливается в
сферические подшипники опор рам. Две задние опоры закреплены шар-
нирно, а передние - подвижные, что- обеспечивает перемещение улитки
вдоль оси двигателя при температурном расширении. Рамы улитки бол-
тами крепятся к раме ГТУ. Внизу на корпусе газосборника расположены
две регулируемые тяги, препятствующие развороту улитки относительно
продольной оси двигателя. Передней частью улитка подвижно соединя-
ется с наружным корпусом свободной турбины через плавающее уплот-
нительное кольцо с набивкой из теплозвукопоглощающего материала.
70
Заднее уплотнение улитки с корпусом вала свободной турбины
обеспечивается с помощью подвижного уплотнительного кольца.
Внизу на задней части улитки имеется штуцер для слива моющей
жидкости при промывке проточной части газовоздушного тракта двига-
теля. Вверху' на передней стенке улитки расположен патрубок для сбро-
са паров масла из системы суфлирования двигателя. Верхней частью
улитка через компенсатор соединяется с газоходом.
Компенсатор устанавливается между улиткой и газоходом и слу-
жит для обеспечения возможности их температурного расширения. Он
состоит из двух обойм и представляет собой телескопический узел, за-
полненный теплозвукопоглощающим материалом. Обоймы компенсато-
ра соединяются с улиткой и газоходом с помощью накладных пластин
сваркой. Герметичность обеспечивается лабиринтным уплотнением с
теплозвукопоглощающим материалом.
Рис.1.3.28. ВыХЛОПНаи уЛИТКЯ С роМОИ (гОриЗОНТальнЫи Тип ьЫХЛОпау
Газоходы обеспечивают плавный переход закрученного газового
потока осевой разбивкой его на отдельные струи. При этом добиваются
снижения скорости потока расширением канала. Общий газоход состоит
из двух частей, которые представляют собой диффузоры прямоугольно-
го сечения. В первом по потоку газоходе имеются два ребра, делящие
газовый поток на три части. Первый и второй газоходы соединяются
между собой фланцами с болтовым креплением. Пространство между
наружными и внутренними стенками газоходов заполнено теплозвуко-
изолирующим материалом.
Второй газоход верхним фланцем устанавливается на опорную ра-
му. Положение газохода относительно вертикальной оси обеспечивается
четырьмя направляющими, которые расположены в стыке газохода с
опорной рамой. В стенке второго газохода расположен люк для доступа
в трактовый канал ВУ.
Опорные рамы. В состав ВУ входят две опорные рамы одинаковой
конструкции. Опорная рама состоит из четырех балок и выполнена из
двутаврового профиля в форме прямоугольника. Рамы устанавливаются
на нижний и верхний порталы шестью лапами и крепятся болтами. Вто-
рой газоход верхним фланцем устанавливается на опорную раму. Сверху
на фланец газохода устанавливается камера шумоглушителя и крепится
болтами и прихватами - зажимами. Переходник - компенсатор верхним
фланцем устанавливается на опорную раму, смонтированную на верх-
ний портал. Сверху на фланец переходника-компенсатора устанавлива-
ется переходник трубы и в свою очередь крепится болтами и прихвата-
ми-зажимами.
Портал нижний, портал верхний представляют собой рамы в
форме усеченной пирамиды. Порталы совместно с опорными рамами
обеспечивают опору газохода, шумоглушителя, переходника-
компенсатора, переходника трубы и самой трубы. Они имеют верхние
плиты, на которые устанавливаются опорные рамы и нижние лапы, ко-
торыми верхний портал устанавливается на нижний. Нижний портач
устанавливается на фундамент и крепится анкерными болтами.
1.3.1.6. Гидравлические потери ВУ
При проектировании ВУ ставится задача создания устройства с ми-
нимально возможным сопротивлением в силу значительного влияния
потерь давления на эффективный КПД ГТУ.
Оценка гидравлических потерь проводится по известным и доста-
точно апробированным расчетным соотношениям.
Гидравлическое сопротивление выхлопной улитки определяется
величиной потерь полного давления вследствие:
внезапного расширения газового потока, истекающего из турбин-
ного диффузора, при входе его (потока) в прямолинейный участок
осерадиального диффузора;
потерь трения о стенки;
потерь на расширение потока в диффузорном канале;
поворота потока;
потерь в газосборной улитке.
Суммарные потери полного давления определяются по формуле
1-ст£=Др / рвх= £
где Др* - потери полного давления в тракте, мм вод.ст.; р*ех- полное
давление на входе в осерадиальный диффузор, мм вод.ст.; т - количе-
ство элементов тракта; i - номер расчетного участка.
Потери на каждом участке рассчитываются по формуле
к +1
где к - показатель адиабаты; - коэффициент гидравлического со-
противления i - го участка; Xj - приведенная скорость на входе в рас-
сматриваемый элемент (участок).
Потери на внезапное расширение
Применительно к кольцевым диффузорам потери на внезапное
расширение канала рассчитываются по обобщенной формуле [89]
Др* 1 2М
$= —— = 4+#---------,
pw^/2 п п
где р и wo - плотность и скорость потока на входе; п = FBWJFex — сте-
пень расширения сечения канала (FBX - вход в канал, FBbIX - выход);
V - + + P_ коэффициент кинетической энергии
4от4 (2т + 3)(ш + 3)
потока на выходе из узкого канала в широкий;
М = у И - коэффициент количества движения в том
4m' (m + 2)
же сечении; т - коэффициент, зависящий от профиля скорости потока
(по результатам обобщения измерений т = 1,8).
Потери на трение и расширение
Коэффициент потерь на трение в осесимметричном кольцевом
диффузоре определяются по формуле
2(R21-R]l)y’
где &- коэффициент трения, зависящий от числа Рейнольдса и шеро-
ховатости стенок; Д , Rh, R2i - соответственно длина расчетного участ-
ка, наружный и внутренний радиусы на входе в участок; у - коэффици-
ент, учитывающий геометрические соотношения входного и выходно-
го сечений.
Коэффициент потерь на расширение в диффузоре определяется по
формуле
^расш = <Р(3 ' Ь'«)2,
где <р = 3,5(tg$'2)'’2' - коэффициент, корректирующий степень внезап-
ности расширения потока, для углов расширения 8°< 0 <40° [90]; п -
степень диффузорности.
Потери на поворот потока
В радиальном диффузоре осуществляется поворот потока. Потери
при повороте потока определяются по [91] в зависимости от степени
расширения и и относительного диаметра диффузора D - Соэ =
f(n, D).
Степень расширения радиально-кольцевого диффузора равна
где D = D3ID2 и d - DJ D2 - соответственно относительный диа-
метр диффузора и втулки; - относительная ширина выходного
сечения диффузора.
Коэффициент сопротивления диффузора при повороте потока оп-
ределяется по номограмме [91].
74
Потери в газосборной улитке
На основании экспериментальных исследований модели выхлопного
устройства двигателя НК-16СТ, проведенных в СКБМ ТХМ (г. Сумы),
потери полного давления в газосборной улитке не превышают 1,25%.
1.3.1.7. Эффективность выхлопных устройств двигателей НК
В табл. 1.3.5 представлены величины гидравлических сопротивле-
ний выхлопных устройств двигателей НК, полученные при эксперимен-
тальных исследованиях. Здесь же приведены основные измеренные па-
раметры двигателей на номинальном режиме работы при температуре
окружающей среды +15°С.
Из анализа экспериментальных данных табл. 1.3.5 следует, что гид-
равлическое сопротивление вертикальных и горизонтально-
вертикальных ВУ не превышает 550 мм вод. ст., соответствует расчет-
ной оценке потерь по приведенной выше методике и данным, принятым
в ТЗ, на проектирование выхлопных устройств.
Таблица 1.3.5
Гидравлическое сопротивление выхлопных устройств двигателей НК
Двигатель Параметры НК-16СТ НК-36СТ НК-37 НК-38СТ НК-14СТ
Мощность, МВт 16 25 25 16 10
Расход газа, кг/с 99 103,5 99,76 57,3 38
Полное давление, кгс/см2 1,112 1,087 1,095 1,102 1,098
Температура газа, К 705 690 720 713 805
Скорость газа на входе в осерадиалъ- ный диффузор, м /с 72 137 138 113 84
Г идравлические потери ВУ, мм вод.ст. 450 550 503 390 365
Перспективными направлениями снижения гидравлического сопро-
тивления, улучшения параметров и условий работы выхлопных уст-
ройств являются:
ликвидация опорных ребер, связывающих наружную и внутреннюю
оболочки осерадиального диффузора за счет крепления его к силовой
турбине, имеющей отдельную опору (примером исполнения такого ва-
рианта служат ВУ фирмы Нуово - Пиньоне, Купер - Ролле и т.д.);
применение кольцевых поворотных лопаток в радиальной части
осерадиального диффузора;
установка разделителя потока в газосборной улитке.
Введением поворотных лопаток и разделителя потока в газосборни-
ке двигателя LM-2500 удалось увеличить мощность на 1...5%, снизить
уровень шума на 4... 18 дБ, уменьшить вибрации и интенсивность нагре-
ва ВУ. Сообщается, что затраты на производство разделителя потоков
окупятся в течение трех лет при обычной загрузке газотурбинной уста-
новки.
В качестве примера других возможных вариантов ВУ на рис. 1.3.29
представлена конструкция выхлопного устройства двигателя НК-126
мощностью 4 МВт, особенностью которого является крепление ВУ к
силовой турбине двигателя.
1.3.2. О тенденциях развития конвертированных
авиадвигателей
Развитие и модернизация энергетической отрасли России, как уже
признано, должны базироваться на широком внедрении в энергетику
газотурбинных установок, создаваемых на базе авиационных технологий
и реально существующих высокоэффективных авиационных двигателей,
снятых с эксплуатации [20,25].
ОАО «Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецо-
ва» с 1970-х годов разрабатывает газотурбинные двигатели авиационно-
го типа, предназначенные для привода центробежного нагнетателя в
составе газоперекачивающего агрегата (ГПА) или промышленного элек-
трогенератора, для выработки пара и теплофикации в составе модульных
электростанций [2,3, 20-26,28-31, 33-38,64].
В 1990 году к созданию приводов подключились ОАО «Авидвига-
тель» и ОАО «А. Люлька - Сатурн».
Промышленные газовые турбины, созданные в СНТК на основе
проверенных практикой решений, гарантируют высокие КПД, большой
ресурс работы, умеренные цены (на 25...30 % ниже мирового уровня),
минимальный срок создания и окупаемости [25].
На базе авиационных двигателей в СНТК создано 5 типов газотур-
бинных двигателей для ГПА мощностью 6,3, 8...10, 16...18, 25 и 30 МВт
(табл. 1.3.6). В состав Безымянской ТЭЦ (г. Самара) с энергетической
76
Put 1.V2P Выхлопное устройство двигателя 11К 126
мощностью 25 МВт и тепловой 39,0 Гкал/ч входит газотурбинный дви-
гатель НК-37 с КПД 36,4 % (табл. 1.3.7) [28, 31, 37].
Таблица 1.3.6
Двигатели семейства «НК» для газоперекачивающих агрегатов
Тип двигателя Тип агрегата Год начала эксплуа- тации Мощность. кВт Эффек- тивный кпд. % Количе- ство ГПА, шт. Суммарная наработка, ч Наработка двигателей без ремонта, ч
НК-12СТ ГПА-Ц-6,3 1974 6 300 26,1 720 36 223 245 63 398
HK-14CT ГПА-Ц-6,3 1995 8 000 32 53 210 503 20 394
НК-16СТ ГПА-Ц-16 1982 16 000 29 656 29 000 000 44 181
НК-16-18СТ ГПА-Ц-16 1996 18 000 31 41 128 855 21 360
HK-36CT ГПА-Ц-25 1994 25 000 36,4 1 22 352 13 776
НК-38СТ ГПА-Ц-16Р 1997 16 000 38 2 3 804 1 637
ГПА-16 «Волга» 2000 16 000 38 1 1 702 1 702
НК-126 (обра- зец) - - 4 000 32 - -
Таблица 1.3.7
Двигатели семейства «НК» для электростанций
Тип двигателя Тип установки Год начала эксплуа- тации Мощность, кВт Эффек- тивный кпд, % Количе- ство ГПА, шт. Суммарная наработка, ч Состояние разработки
НК-37 НК-37-1 НК-14Э НК-22ВЭ НК-900Э НК-901 Э АТГ-10 КУ* 1999 2001 2001 25 00) 30 000 10 000 50 000... ...95 000 36,4 37,0 33.0 36,5... ...54,5 1 2 1 5 124 эксплуата- ция подготовка к монтажу’ монтаж НИОКР
^Комбинированная установка с выносным энергоблоком
Более 1400 ГПА с двигателями марки «НК» установлено на компрес-
сорных станциях, расположенных в различных климатических зонах, в пус-
тынных районах Туркменистана, Узбекистана, Казахстана, в северных рай-
онах России, в Сибири, в Белоруссии, на Украине, в Аргентине, Польше,
Болгарии. Парк ГПА состоит из более чем 5690 агрегатов общей мощно-
стью 48,6х103 МВт. Структура парка ГПА приведена в табл.
П.З[95].Двигатели работают на газообразном топливе, сочетают в себе но-
вейшие достижения авиастроения (легкость, компактность) с большим
опытом эксплуатации на магистральных газопроводах при работе в без-
людных районах юга и севера, в запыленных условиях, а также в жилых
районах, обеспечивают выполнение современных требований по экологии.
7о
В таблице 1.3.8 приведены некоторые данные по конвертированным
двигателям, разработанным в ОАО «Авиадвигатель» и ОАО «А. Люлька
-Сатурн» [33, 38].
Таблица 1.3.8
Параметры ГТУ на базе конвертированных авиадвигателей Д-30, ПС-90 А (ОАО «Авиадвигатель») и АЛ-31Ф (ОАО «А. Люлька - Сатурн»)
ГГУ=> ГТУ- 2,5П ГТУ- 4П гту- 12П ГТУ- 16П ГТУ- 25П ГТУ- 25ПЭ АЛ- 31СТ АЛ- 31СТЭ
Базовый авиадвигатель^} Параметр 0 Д-30 ПС-90А АЛ-31Ф
Мощность на валу СТ, МВт 2,7 4,3 12,4 16,5 25,8 25,6 16 20
КПД на валу СТ, % 21,8 24,6 34,5 37 40 39,2 35 33,7
Расход воздуха, кг/с 24 28 46 57 84 84 62 62
Температура газа перед турбиной,К 956 1063 1363 1416 1512 1512 1440 1440
Степень сжатия 5,8 7.3 15.8 19,6 28,5 28,5 23 23
Частота вращения СТ. об/мин 5 510 5 520 6 500 5 300 5000 3000 5 300 3 000
Число ступеней компрессора 10 10 13 14 3+13 3+13 14 14
Число ступеней турбины 2 2 2+2 2+3 2+1+3 2+1+3 1+1 1+1+6
Год проведения МВИ 1995 1997 1996 1997 2002 - - -
Состояние производства серий- ное серий- ное серий- ное серий- ное серий- ное опыт- ное опыт- ное опытное
Конвертированные двигатели простого цикла выполнены по мо-
дульной схеме, что позволяет транспортировать двигатели любым видом
транспорта, обеспечивать высокое качество ремонтных работ, заменять
модули в условиях эксплуатации. Двигатели могут работать в установ-
ках с утилизацией тепла выхлопных газов, а также совместно с паровы-
ми турбинами.
При выборе путей повышения мощности и КПД ГТУ на базе авиа-
ционных ГТД важно проследить пути совершенствования параметров
ГТД в энергетическом машиностроении и в авиационном двигателе-
строении.
Развитие газотурбинных установок в энергетике начиналось с
лопаточных машин (компрессоров и турбин), имеющих ограниченные
значения степени сжатия в компрессорах лк*= 4...7 и температуры газа
перед турбинами Тг*< 1000 К.
Получение высоких значений эффективного КПД Т]эф в таких ГТУ
«простой схемы» превратило их в установки «сложной схемы» с допол-
нительными контурами (сухими регенераторами тепла выхлопных газов
в воздух, поступающий в камеру сгорания после компрессора, или кот-
лами-утилизаторами, установленными на выхлопе из ГТУ, с использо-
79
ванием пара в паровой турбине, а горячей воды - для бытовых нужд). В
ГПА-применяются только сухие регенераторы тепла выхлопных газов.
Недостатками таких ГТУ при достаточно больших значениях т]^ явля-
ются большие габариты, металлоемкость, высокая стоимость установ-
ленного кВт, Здесь пэф - эффективный коэффициент полезного дейст-
вия, равный отношению мощности на выводном валу силовой турбины к
мощности, соответствующей затратам топлива.
Развитие авиационных двигателей шло по пути создания ком-
прессоров и турбин с высокими значениями як и Тг. В этом направле-
нии был сделан настоящий прорыв. Были получены высокие КПД цик-
лов авиационного ГТД на уровне лучших стационарных ГТУ с
регенераторами. Габариты и металлоемкость авиационных двигателей
оказались значительно меньшими, чем стационарных ГТУ.
В настоящее время конвертированные авиационные двигатели ши-
роко применяются в газовой промышленности и энергомашиностроении
благодаря своим высоким КПД, малым габаритам и массе; такие пара-
метры позволяют при необходимости быстро заменить привод.
На рис. 1.3.30 представлены тенденции развития ГТУ по КПД и
мощности, которые имеют две особенности.
Первая особенность: КПД ГТУ увеличивается с повышением ее
мощности до 50 МВт. Причем КПД установок, выполненных на базе
авиационных ГТД, располагаются ближе к верхней границе приведенно-
го массива данных на рис. 1.3.30; наивысший КПД двигателя НК-38СТ
равен 38 %, а в результате усовершенствований может достигнуть
41,5 %.
Вторая особенность состоит в том, что при увеличении мощности
ГТУ более чем 50 МВт, например до 110 МВт, КПД как зарубежных
[77], так и отечественных ГТУ «простой» схемы снижаются даже при
применении авиационных технологий проектирования и изготовления.
Поэтому дальнейшее увеличение КПД, например, до 50... 55 % для
ГТУ, разработанных на базе авиадвигателей, например, марки «НК»,
связывается с регенерацией тепла выхлопных газов, с применением па-
ротурбинных приставок, энергетическим впрыском пара, а также ис-
пользованием камер дожигания, которым посвящена глава 2 настоящей
книги.
Однако применение сухих регенераторов тепла невозможно из-за
близких значений температур выхлопных газов за турбиной и воздуха за
компрессором (при высоких степенях сжатия в компрессоре лк и рас-
ширения в турбине лт*). Поэтому на первый план выходят паровые при-
ставки, но применение их в ГПА на газопроводах невозможно.
80
оо
Эффективный КПД
Л эф,
%
50
40
30
20
НК-2 КВЭ+ПТП+J ОЖ) ПГУ-ЭИ
нк-гг(вэ+г 7П>
НК4«СТ<У ’ нк-нвэ* ЮО КАП» ОН (ГГ»ПТП> 1МЯ ^O(STta) №Н*ХЯН
ю г НК-1 «1М 4SCTjti| годпЫвд ЧйН«0-ЖВ2П- У) S© УКАЗ... 1*эмИН|
><7Гч9 пдеЯст Wl^ecT юш Я»я Я ромогеЯИ 1W6 ™ ГШР JMO IRsn! эдЯЦИ 1 м
ян» Гпж Am* нк“ ЛИСТ set
ЯП¥4П *ГТУ15П
20 40 60
Мощность на валу
80 100 N, МВт
Рис. 1.3.30. Тенденции развития промышленных ГТУ по мощности и КПД
В этой связи желательно найти схему ГТУ, в которой будут обойде-
ны эти сложности. Такой энергетической установкой может быть ЭУ с
выносным энергоблоком, схема которой представлена в разделе 2.4 гла-
вы 2 и работах [23,24].
1.4. Особенности обеспечения высоких показателей надежности
при конвертировании авиадвигателей
1.4.1. Система методов обеспечения высоких показателей
надежности
В разд. 1.2 представлены основные требования, предъявляемые к
приводу и его системам. Они в сочетании с факторами экономической
целесообразности конвертирования вызывают необходимость формиро-
вания методологии обеспечения высокой надежности конвертированных
авиационных ГТД. Понятие надежности включает в себя: безотказность,
долговечность, ремонтопригодность и сохраняемость.
Методические основы получения высоких качественных показате-
лей безотказности и долговечности для авиационных ГТД достаточно
полно представлены в работах И.А. Биргера, Н.Д. Кузнецова и ряда дру-
гих исследователей. Обеспечение высоких показателей безотказности в
эксплуатации основывается на стабильности и постоянном совершенст-
вовании технологии изготовления двигателей в серийном производстве
[67, 68, 71]. Значительное развитие получили также методы поддержа-
ния надежности в эксплуатации: учет наработки на наиболее нагружен-
ных режимах, оптимизация режимов работы, развитая диагностика,
профилактическая доработка двигателей при появлении отказов на от-
дельных экземплярах [72, 73, 74, 75, 92].
В настоящем разделе приводится методология обеспечения высоких
показателей надежности при конвертировании авиадвигателей для про-
мышленных целей.
Методология конвертирования разработана на основе опыта экс-
плуатации конвертированных двигателей семейства «НК»: НК-12СТ,
НК-16СТ и опыта создания новых двигателей НК-36СТ, НК-38СТ (при-
воды ГПА) и НК-37, НК-39 (приводы электрогенератора).
Методология обеспечения высоких показателей надежности кон-
вертированных ГТД, как и для базовых авиационных двигателей, рас-
пространяется на этапы проектирования, экспериментальной доводки,
серийного производства и эксплуатации. Классификацию этих методов
целесообразно проводить по трем основным подсистемам: конструктор-
ской, технологической и эксплуатационной.
82
В подсистему конструкторских методов входят этапы проектирова-
ния и доводки привода, создаваемого на базе конвертируемого двигате-
ля. На этом этапе, как отмечалось выше, проводится ряд работ:
1. Выбор конструктивной схемы, термогазодинамический расчет,
анализ вероятных условий эксплуатации.
2. Оценка остаточного ресурса переходящих с базового двигателя
деталей и узлов и отработка конструкторских мероприятий по увеличе-
нию их ресурса с учетом изменения условий эксплуатации узлов и дета-
лей двигателя, а именно:
циклических нагрузок (привод пиковых электростанций), перегру-
зок и ударных нагрузок на волне (морской транспорт, экранопланы),
длительной работы на режимах максимальной нагрузки (привод резерв-
ных электростанций), времени непрерывной работы (привод ГПА), по-
вышенной водности (морской и речной транспорт), засоленности и т.д.
3. Разработка новых узлов, деталей, систем, присущих только кон-
вертированным двигателям различных схем:
а) уточнение функции автоматизированной системы защиты и диаг-
ностики, особенно для условий длительной непрерывной эксплуатации
без постоянного контроля СУ обслуживающим персоналом (например,
на ГПА);
б) разработка и уточнение применяемых антикоррозионных, анти-
эрозионных мероприятий (изменение материалов, введение специаль-
ных покрытий);
в) усовершенствование противообледенительной системы, рассчи-
танной на длительную работу в условиях обледенения;
г) усовершенствование системы консервации и улучшение гермети-
зации стыков для морских условий применения и других, о которых
было сказано в разд. 1.2.
Недооценка указанных проблем привела бы к серьезным трудно-
стям при эксплуатации конвертированных двигателей.
На этапе экспериментальной доводки конвертированных двигателей
выполняются:
поузловая доводка на повышенный ресурс наиболее напряженных
деталей и узлов на специальных установках;
моделирование новых условий работы при испытании конверти-
руемого двигателя на новом объекте применения.
С методологической точки зрения удобней оказывается классифи-
кация методов, относящихся к конструкторской подсистеме, по четырем
направлениям:
расчетно-экспериментальные методы оценки долговечности;
83
поузловая доводка на установках;
моделирование условий эксплуатации при экспериментальной до-
водке;
конструктивные мероприятия.
Классификация конструкторских методов обеспечения надежности
представлена на рис. 1.4.1.
Разработка группы конкретных конструкторских методов, относя-
щихся к этой классификации и связанных с наиболее актуальными про-
блемами конвертирования, освещена в данном разделе.
Технологическая система методов повышения надежности
конвертированного ГТД включает в себя:
1.Отработку термических и механических процессов восстановле-
ния свойств металла отработавших в авиации деталей до начального
уровня или до норм, предусмотренных стандартами авиапромышленно-
сти при использовании этих деталей в конвертированных двигателях.
Так, для восстановления свойств лопаток и дисков турбины после ре-
сурсной наработки в авиации отработан метод термовакуумной обработ-
ки. Она проводится в вакуумных печах по следующим режимам:
для дисков из сплава ЭИ-437 БУВД - отжиг при температуре
820±10°С с выдержкой 2...3 часа и последующим старением при
775±10°С в течение 8...10 ч;
для дисков из сплава ЭИ-698ВД - отжиг при температуре 820+10°С
с выдержкой 2...3 ч и последующим старением в течение 16 ч;
по лопаткам из материала ЖС-6У - нагрев до температуры
1230±10°С в течение 6 ч, из материала ЖС-6КН - нагрев до 1200±10°С в
течение 2 ч, старение при температуре 950±10°С в течение 8 ч.
Следует также отметить, что с рабочих лопаток турбины перед ВТО
удаляется алитированный слой, который затем восстанавливается.
Долговечность образцов, вырезанных из горячей части пера лопа-
ток, после термовакуумной обработки возрастет примерно в два раза.
Малоцикловая долговечность таких же образцов возрастет от 3 до 10
раз.
Данный метод реализован на деталях конвертированных двигателей
НК-16СТ, НК-87 и планируется для восстановления деталей двигателей
НК-36СТ, НК-37.
2.Применение методов поверхностного пластического деформиро-
вания (ППД) - гидро дробеструйная обработка, виброшлифовка, обдувка
стальными и стеклянными микрошариками, алмазное выглаживание.
84
Подсистема конструкторских методов
♦
Расчетно-экспериментальные методы оценки долговечности Поузловая доводка на стендах в установках Моделирование условий эксплуатации при Констру кти вн ы е мероприятия
Разгонные и малоцикловые испытания дисков турбии и комрессоров
гасчет деталей методами высокого уровня (МКЭ и др.) Моделирование засоления проточной части Очистка воздуха на входе от пыли, песка, воды
Исследования малоцикловой долговечности Термоциклические испытания лопаток турбин Моделирование внешних тепловых возмущений Применение пониженного уровня Г г
Исследование несущей способности при неоднородном нагружении Статические испытания макета на жесткость и устойчивость корпусов Моделирование повышенной нагрузки на волнах Отработка новых деталей и узлов
Исследование накопления повреждений при много- компонентном нагружении Вибрационные испытания ответственных деталей и двигателя в целом Моделирование условий установки двигателя на объекте Доработка системы регулирования, диагно- стирования и защиты
Анализ состояния деталей после эксплуатации в авиации и оценка их остаточного ресурса Исследования камеры сгорания (новое топливо, экология,жидкая фракция в газе и др.) ЭЦИ и ци Усовершенствование масляной системы
Термом стрирование, тензометрирование, вибрографнрование и др. Испытания на живучесть элементов конструкции Создание системы очистки проточной части
Прогнозирование и обеспечение большого ресурса Обеспечение безотказности Обеспечение безотказности и долговечности Создание блочной конструкции
Рис 1.4.1. Классификация конструкторских методов обеспечения надежности
При конвертировании необходимо устранять вредное влияние тех-
нологической наследственности, которое может проявиться при боль-
ших наработках. Поэтому детали горячей части (диски, рабочие лопатки,
валы турбины) должны подвергаться повторным ППД по режимам, при-
меняемым для новых деталей. На других деталях (рабочие лопатки,
диски, валы компрессоров, шестерни), на которых не было упрочнения
или оно частично снято (устранение забоин, эрозионный износ и т.д.),
ППД должно проводиться, так как оно увеличивает предел выносливо-
сти материала до 30% и более.
3. Разработку специальных покрытий для защиты деталей от корро-
зии и эрозии, а также восстановление этих покрытий на деталях с боль-
шой наработкой.
Поскольку коррозия, в том числе газовая, значительно снижает
прочностные свойства деталей и узлов при длительной работе, и осо-
бенно при работе в морских условиях, при конвертировании авиацион-
ных ГТД необходим тщательный анализ антикоррозионных свойств
применяемых материалов. Для работы в морских условиях необходима
замена магниевых деталей и деталей, изготавливаемых из материалов
ЭП-479, ЭИ-961 и других, обладающих межкристаллитной коррозией
[69,70]. При создании ряда двигателей, в том числе конвертированного
НК-87, отработаны процессы нанесения многокомпонентных термо-
барьерных покрытий рабочих лопаток турбины, работающих при высо-
ких температурах, так как алитирование в этих условиях не обеспечива-
ет отработку требуемых ресурсов. Многокомпонентное покрытие нано-
сится на лопатки электронно-лучевым методом в печах УС-175 или
МАП-1. После многослойного металлического покрытия наносится слой
керамики. Хорошими антикоррозионными свойствами обладают поли-
мерные покрытия, применяемые для корпусных деталей.
Для работы в морских условиях как наружные, так и внутренние
поверхности рабочих и сопловых лопаток турбины могут вместо алити-
рования подвергаться алюмосилицированию.
Элементы камеры сгорания для работы в морских условиях должны
эмалироваться.
4. Стабилизацию технологических процессов в серийном производ-
стве. С этой целью необходимо проводить: партионные испытания дета-
лей, периодические проверки остаточных напряжений, глубины накле-
панного слоя, прочностные свойства основных деталей, исследование
состояния деталей с двигателей, отработавших установленный ресурс,
специальный контроль в процессе приемо-сдаточных испытаний каждо-
86
го двигателя, входной контроль материалов, поступающих в производ-
ство.
Эксплуатационная подсистема методов включает в себя:
1 .Параметрический и инструментальный контроль технического со-
стояния. Инструментальный контроль конвертированных ГТД должен
отличаться от двигателей-прототипов наличием дополнительных люч-
ков для осмотра проточной части компрессоров и турбин. Это определя-
ется особенностями эксплуатации конвертированных двигателей в срав-
нении с условиями эксплуатации авиационных ГТД - повышенным
износом и более частыми повреждениями элементов проточной части.
Длительность непрерывной работы конвертированных двигателей зна-
чительно превышает полетное время самолетов (например, 1000 ч до
останова ГПА-Ц-16 вместо 6 ч полета самолета Ту-154).
Поэтому является актуальным постоянное использование оператив-
ной параметрической диагностики двигателей в процессе их непрерыв-
ной эксплуатации. Параметрическая диагностика дополняет предусмот-
ренные в конструкции двигателей системы сигнализации и аварийного
останова (повышенные температуры газа, масла и подшипников, недо-
пустимые изменения давления масла и топлива, уровня масла в баке,
частоты вращения роторов, повышенные вибрации).
Методика параметрической диагностики должна быть предельно
проста и максимально автоматизирована. Такие методики предусматри-
вают контроль за работой двигателя по основным параметрам, а по из-
менению (тренду) этих параметров производится своевременный оста-
нов двигателя для профилактических работ.
Применение непрерывной параметрической диагностики позволяет
также контролировать степень ухудшения (по мере наработки в эксплуа-
тации) основных параметров двигателя: тяги (мощности), запаса ГДУ,
температуры газа в турбине и др. Такие методики разработаны и реали-
зованы на двигателях HK-I6CT, НК-8-4К, НК-87.
2. Применение счетчиков наработки (накопление повреждений)
наиболее нагруженных деталей с целью прогнозирования остаточного
ресурса этих деталей.
3. Промывку проточной части двигателя для восстановления термо-
динамических параметров газового потока.
В конструкции конвертируемого двигателя необходимо применять
встроенные непосредственно в двигатель системы промывки. В отдель-
ных случаях устанавливаются на входе специальные коллекторы, через
которые подается очищающая жидкость на определенных режимах ра-
боты.
87
4. Возможность обеспечения в процессе длительной работы подцен-
тровки роторов силовой турбины и приводимого агрегата.
5. Реализацию метода эксплуатации двигателя по техническому со-
стоянию (ЭТС). Методология ЭТС, разработанная для авиации, исполь-
зуется и на конвертированных двигателях. Повышение эффективности
возможно при совершенствовании модульности этих двигателей, а так-
же при развитии их инструментальной и параметрической диагностики.
Перечисленные методы постепенно и в разные годы внедрялись на
конвертированных двигателях семейства «НК»: HK-I2CT, HK-I6CT,
НК-12 МК, НК-8-4К, НК-87.
Результаты рассмотрения технологических и эксплуатационных ме-
тодов обеспечения надежности и ресурса показывают следующее:
1. Технологические и эксплуатационные методы, наряду с конст-
рукторскими, являются основой методологии обеспечения надежности
конвертированных авиационных ГТД.
2. Эксплуатация по техническому состоянию позволяет без капи-
тального ремонта эксплуатировать в течение десятков тысяч часов кон-
вертированные двигатели, что дает эксплуатирующим предприятиям
большой экономический эффект.
1.4.2. Совершенствование расчетно-экспериментальных
методов оценки долговечности деталей
На рис. 1.4.1 представлена подсистема конструкторских методов,
связанная с созданием ГТД нового типа. Среди основных направлений
обеспечения эксплуатационной надежности важным является развитие
(с целью повышения достоверности критериев работоспособности дета-
лей на этапе проектирования) расчетно-экспериментальных методов
оценки долговечности деталей в условиях их многокомпонентного цик-
лического нагружения (одновременное воздействие на деталь несколь-
ких нагрузок различного характера). Это весьма актуально, так как в на-
стоящее время к конвертируемым двигателям предъявляется требование
резкого увеличения ресурса по сравнению с авиационными двигателями
(до 30...60 тысяч часов). Поэтому' усовершенствование расчетного ана-
лиза теплового и напряженного состояния деталей должно базироваться
на моделях более высокого уровня с применением современных быстро-
действующих ЭВМ.
Использование упрощенных расчетных схем (теорий стержней, пла-
стин, оболочек) дает надежную оценку напряженности и ресурса только
для деталей простой конфигурации без концентраторов напряжений,
88
что соответствует оценке прочности деталей при стационарных нагруз-
ках. Большинство же деталей ГТД имеют сложную конфигурацию. Они
работают в нестационарных условиях, когда основным повреждающим
фактором является исчерпание малоцикловой долговечности. В этом
случае применение упрощенных расчетных схем приводит к неточным
оценкам показателей безотказности и долговечности. Достоверность
расчетов теплового и напряженных состояний деталей сложной конфи-
гурации при неравномерном поле напряжений повышается при исполь-
зовании моделей, базирующихся на методах конечных элементов
(МКЭ), о чем свидетельствуют прямые измерения на стендах.
Оценку несущей способности деталей при неравномерном поле на-
пряжений по сечению следует проводить на основе решения уравнений
If odF - <rBF = 0 ,
Jf nydF - Мпр = 0 , (1-4.1)
где ст - действующие напряжения; ств - предел прочности; F - площадь
сечения; Мпр — предельный момент; у - координата.
Оценка длительной и малоцикловой долговечности специальных
образцов по «приведенным» напряжениям, определяемым по (1.4.1) как
условные равномерные по сечению напряжения растяжения, соответст-
вующие предельному состоянию детали при неравномерном поле на-
пряжений, дает вполне удовлетворительное совпадение расчетных и
экспериментальных данных.
Приведенные выше уточнения методов расчета существенно повы-
шают достоверность исследований и прогнозирования долговечности
основных деталей. Они реализованы в процессе работ по повышению
ресурса двигателя НК-36СТ.
1.4.3. Разработка методов прогнозирования ресурса
На детали ГТД действуют: длительные статические нагрузки на
стационарных режимах; циклические нагрузки при запусках, остановах
и изменениях режимов работы; вибрационные нагрузки. Многие детали
подвержены коррозионно-эрозионному' воздействию.
Для одних деталей основными являются отдельные виды нагруже-
ний, на других могут одновременно действовать нагружения нескольких
видов (такое нагружение называют многокомпонентным). Поэтому ак-
туальной является разработка методов прогнозирования ресурса деталей,
89
работающих как при однокомпонентном, так и при многокомпонентном
нагружении.
Исследование малоцикловой долговечности. Одной из наиболее
сложных и недостаточно изученных проблем является прогнозирование
малоцикловой долговечности. В настоящее время практически отсутст-
вуют материалы для оценки запасов прочности по этому виду нагруже-
ния при большом ресурсе.
Исследованиями установлено, что традиционное описание кривой
малоцикловой долговечности Мэнсоном-Коффином с постоянными ко-
эффициентами
Де = 3,5(ов ZO N-o.6 (1.4.2)
Е V ч*;
где As - изменение относительного удлинения; ав - предел прочности;
ст - средняя величина напряжений; Е - модуль упругости материала;
N - количество циклов; ц/ - относительное сужение образца (пригодно
только для первичных оценок).
Корректную оценку малоцикловой долговечности можно провести
только по результатам натурных циклических испытаний деталей или
образцов с концентраторами напряжений.
На рис. 1.4.2, 1.4.3, 1.4.4, 1.4.5 показано влияние конструктивно-
технологических и эксплуатационных факторов (различных концентра-
торов напряжений и температур их нагрева) на уровень циклической
долговечности авиационного материала сплава ЖС6Ф. Большое значе-
ние в оценках повреждаемости материала имеет совместное действие
термоциклического и статического нагружений. На рис. 1.4.6 иллюстри-
руется совместное влияние термоциклического и статического нагруже-
ний на повреждаемость.
Вид цикла (нагружения) существенно влияет на циклическую дол-
говечность. Выдержка на промежуточных значениях напряжений может
привести к увеличению количества циклов до разрушения по сравнению
с «простым» циклом при одинаковых максимальных напряжениях цик-
лов. Пример влияния формы циклов на долговечность при малоцикло-
вом нагружении приведен на рис. 1.4.7. Это является основанием для
изменения регламента запуска и прогрева двигателей с целью повыше-
ния малоцикловой долговечности деталей.
90
Рис. 1.4.2. Результаты малоцикловых испытаний гладких образцов из
материала ЖС6Ф рс при отнулевом цикле нагружения: 1 -1 =20°С; 2
-t=800°C; 3-t=900°C; 4 t=950°C;----------расчет
Рис. 1.4.3. Результаты малоцикловых испытаний образцов из материала
ЖС6Ф рс с концентратором напряжений ао=2,1 при отнулевом цикле на-
гружения: 1 - t=20°C; 2 - t=800°C; 3 - t=900°C; 4 - t=95O°C: 5 -
t=6OO°C;--------расчет
Рис. 1.4.4. Результаты малоцикловых испытаний образцов из .материала ЖС6Ф рс
с концентратором напряжений = 2,8 при отнулевом цикле нагружения: 1 -
t=20°C; 2-t=800°C; 3-t=900°C; 4-t=950°C;--------------расчет
Рис.1.4.5. Результаты малоцикловых испытаний образцов из материала ЖС6Ф рс
с концентратором напряжений = 4,5 при отнулевом цикле нагружения: 1 -
t=20°C; 2—t=800°C; 3-t=9OO°C; 4-t=950°C; -------------расчет
ЦИКЛ НАГРУЖЕНИЯ
ДОЛИ ПОВРЕЖДЕНИЯ
Термоциклическая составляющая
Статическая составляющая
Размах деформации
суммарного повреждения
суммарного повреждения
ДИАГРАММЫ ПРЕДЕЛЬНОГО СОСТОЯНИЯ
Рис. 1.4.6. Повреждаемость материала при
термоциклического и статического нагружений
совместном действии
Форма циклов нагружения
Результаты испытаний образцов из материала ЭИ-698ВД
при различных формах циклов
Xs образца Цикл 1 Z, циклы Цикл 2 Z, циклы
1 713 353
2 945 450
3 1048 620
Рис. 1.4.7. Влияние формы циклов на долговечность при малоцикловом
нагружении
Малоцикловые и вибрационные нагрузки действуют на детали ГТД,
как правило, одновременно. Первые вызываются цикличностью работы
- запусками, остановами, вторые - рабочими процессами в двигателе
(воздействием на детали многочастотных переменных газовых и массо-
вых сил).
Специально проведенные методические исследования позволили
разработать метод оценки долговечности деталей, работающих в усло-
виях совместного воздействия повторно-статического (малоциклового) и
вибрационного нагружений.
В процессе эксплуатации имеют место дополнительные подциклы
малоциклового нагружения при изменении режимов работы, что вносит
дополнительные повреждения деталей.
В предлагаемом методе учитываются эти подциклы. В его основе ле-
жит переход от циклов с любой асимметрией к эквивалентным, «от-
нулевым» при одинаковом числе циклов до разрушения по диаграмме
асимметричных циклов. Схема перехода показана на рис. 1.4.8. Получе-
на хорошая сходимость результатов расчетов с экспериментальными
данными.
® -BT-9,t = 20eC
И - ВТ-9, t = 450°C
А - ЭИ-698ВД, t = 20°С
О - ЭИ-698ВД, t = 650°С
0, ] мм (otg —4.5)
Z = 2000 ц
Рис. 1.4.8. Диаграммы асимметричных циклов
Оценка долговечности деталей в условиях реального нагружения
выполняется по формуле
Z3KB Zj Т|ф T|v T|z T|a .
коэффициент формы цикла; Z - число циклов;
(1.4.3)
где т]ф
тг =
о. -а¥ ,, _
—------- I - коэффициент, учитывающий влияние вибрационной
нагрузки; ст.! - предел усталостной прочности; ст„ - действующее пере-
менное напряжение; pz = [l-r(l-Kz)]m - коэффициент, учитывающий
ст
асимметрию циклов; г = ——— коэффициент асимметричности нагру-
жения; г)о - коэффициент, учитывающий отличия в максимальных на-
пряжениях отдельных циклов нагружений.
Оценка запасов прочности и долговечности при многокомпо-
нентном нагружении. По существующим нормативам определение ко-
эффициентов запасов прочности и долговечности выполняется раздель-
но по каждому виду' нагрузок. Это может привести к значительным по-
грешностям в оценке ресурса деталей, так как одновременное действие
нагрузок различных видов оказывают друг на друга взаимное влияние.
Поэтому более достоверную оценку работоспособности деталей конвер-
гированных ГТД увеличенного ресурса следует проводить с учетом это-
го взаимовлияния.
Суммирование повреждений за ресурс при этом выполняется по
формуле
- о,
(1-4.4)
где Tj - относительное время работы на i-м режиме; Tpi, - время до
разрушения при непрерывной работе на этом режиме; Zi - число цик-
лов; Zpi - число циклов до разрушения; п, - число циклов высокочас-
тотного нагружения; пр,, - число циклов высокочастотного нагружения
до разрушения; а,0, у - эмпирические коэффипиенты; а - предельная
величина повреждений.
Результаты испытаний лопаток турбины при термоциклических на-
пряжениях с выдержками на максимальных температурах и напряжени-
ях с наложением вибронапряжений подтверждают правильность такого
подхода.
Учет взаимного влияния различных видов нагружений значитель-
но снижает величины коэффициентов запасов прочности, определенных
раздельно по каждому виду нагрузок. Однако оценка работоспособности
деталей является при этом более достоверной, что подтверждается ре-
зультатами эксплуатации конвертированных двигателей НК.
Таким образом, можно сделать следующие выводы:
1. В связи с требованием существенного повышения ресурса кон-
вертированных двигателей необходимо обобщение и систематизация
расчетно-экспериментальных методов высокого уровня для оценки дол-
говечности, методов прогнозирования большого ресурса и методов
оценки запасов прочности при многокомпонентном нагружении. Это
является теоретической основой для проведения проектных и доводоч-
ных работ по обеспечению надежности.
2. Применение усовершенствованного метода оценки малоцикловой
усталости позволяет прогнозировать долговечность в области больших
ресурсов.
3. Система конструкторских, технологических и эксплуатационных
методов при комплексном подходе является основой методологии при
обеспечении надежности и ресурса конвертированных авиационных
ГТД.
1.4.4. Анализ состояния деталей ГТД после эксплуатации
в авиации
Анализ состояния деталей после наработки в эксплуатации необхо-
дим для определения возможности использования деталей с наработкой
в составе конвертированных двигателей. Он включает в себя расчетные
методы оценки исчерпания ресурса, исследование изменения физико-
химических и механических характеристик материала, геометрии и со-
стояния поверхности деталей.
Расчетное определение остаточного ресурса основывается на ре-
зультатах изучения внешних условий реальной эксплуатации двигате-
лей, их напряженности, распределения по времени режимов работы.
Условия эксплуатации описываются в виде типового полетного цикла
(ТПЦ); представляющего циклограмму полета (средняя продолжитель-
ность наработки на взлете, при наборе высоты, на крейсерском участке,
типичные изменения режимов работы, величины и количество отдель-
ных подциклов).
Внешние условия эксплуатации существенно влияют на тепловое и
напряженное состояние основных деталей двигателя и, следовательно,
на исчерпание ресурса.
Остаточный ресурс деталей после эксплуатации определяется на ос-
нове линейной гипотезы суммирования повреждений. Для этого исполь-
зуются соотношения
Апт = [пт]~ - остаток ресурса по исчерпанию длитель-
Tpi ной прочности;
Z
AZ = [z]-^—- остаток ресурса по исчерпанию малоцик-
ZP1 ловой долговечности.
Остаток ресурса деталей, работающих в условиях многокомпо-
нентного нагружения, оценивается на основе методов, изложенных вы-
ше.
1.4.5. Разработка системы индивидуального контроля
исчерпания ресурса в процессе эксплуатации ГТД
Для конвертированных ГТД со значительным ресурсом с целью
реализации принципа эксплуатации по техническому состоянию имеют-
ся методы индивидуального контроля исчерпания ресурса ГТД в экс-
плуатации.
Ресурс определяют, как правило, роторные детали турбины - рабо-
чие лопатки и диски. Поэтому наиболее эффективными являются мето-
ды, позволяющие по измеряемым в эксплуатации параметрам рабочего
процесса определять напряженное и температурное состояние этих дета-
лей и затем оценивать исчерпание ресурса двигателя в целом. Для удоб-
ства эксплуатации следует стремиться к минимальному потребному объ-
ему измеряемых термодинамических параметров двигателя.
Величина эквивалентной наработки тэкв за один цикл является
функцией частоты вращения роторов, мощности, температур газа и воз-
духа.
1.4.6. Разработка методов поузловой доводки
Высокая надежность двигателей при сжатых сроках конвертирова-
ния при одновременном сокращении финансовых затрат достигается
проведением поузловой доводки новых и модифицированных узлов и
деталей ГТД на специальных лабораторных установках. В процессе по-
98
узловой доводки определяется степень влияния на прочность деталей,
проводимых при конвертировании изменений конструкции и условий
эксплуатации.
В связи с этим важное значение имеет опыт поузловой доводки, по-
лученный при конвертировании авиационных двигателей семейства
«НК», которого нет в таком объеме у других предприятий.
1. Для определения частотных характеристик лопаток вентилятора
при конвертировании ТРДД в приводной двигатель применяется метод
голографического исследования как отдельных лопаток, так и колес в
целом.
Тщательно исследуются при этом новые формы колебаний, при не-
обходимости проводится частотная отстройка от резонансов лопаток и
дисков. В процессе отработки конструкции моделируются возможные в
эксплуатации резонансные возбуждения лопаток.
2. При конвертировании авиационного двигателя в приводной, как
правило, разрабатывается новая силовая (свободная) турбина.
Для термоциклических исследований и усталостных испытаний ло-
паток турбины в условиях рабочих температур используются специаль-
ные установки.
Это позволяет своевременно выявить слабые места, так, например,
на спроектированной рабочей лопатке свободной турбины двигателя
НК-36СТ при доводке были выявлены высокие вибрационные напряже-
ния, равные 145 МПа. До внедрения в серийное производство лопатка
была усилена и напряжения были снижены до величины 44 МПа. Такие
работы показывают эффективность лабораторно-стендовой доводки, а
также подтверждают необходимость тщательного обследования вновь
вводимых деталей и узлов.
3. Другой важнейшей установкой является специальная разгонная
камера, в которой оценивается прочностная надежность дисков силовой
турбины и других вращающихся узлов. В ней создаются соответствую-
щие эксплуатационным температурные условия, установленные нор-
мами прочности предельные частоты вращения ротора, при которых
диски не должны разрушаться, а также частоты вращения ротора, соот-
ветствующие разрушению дисков. В ней же оценивается непро-
биваемость корпусов и другие прочностные задачи.
В эксплуатации раскрутка силовой турбины до разрушения дисков
возможна при внезапном рассоединении валов турбины и нагнетателя
(что имело место на двигателях НК-36СТ). Чтобы не допустить раскрут-
ку до разрушения дисков в конструкции предусматривается торможение
ротора о статор. Эффективность этого мероприятия также проверяется в
разгонной камере. Применение разгонной камеры значительно повыша-
ет эффективность процесса доводки и эксплуатационную надежность
гурбины и компрессора.
4. Поскольку камера сгорания при конвертировании обычно под-
вергается серьезным доработкам вследствие применения новых типов
топлива и изменения условий эксплуатации, она проходит большой цикл
исследований и доводки на лабораторных установках. Используется
комплекс методов по отработке характеристик запуска, устойчивости
горения, эмиссии вредных веществ, температурного поля за камерой
сгорания.
Допустимый уровень эмиссии вредных веществ достигается суще-
ственными изменениями конструкции камеры: уменьшением времени
пребывания топливовоздушной смеси в камере, изменением расположе-
ния форсунок, их характеристик, организацией двухзонного горения.
Все эти изменения отрабатывались на установках, что позволило до-
биться уровня эмиссии NOX порядка 150 мг/м3 в соответствии с требова-
нием ГОСТ на ГПА по состоянию на 1.01.95 г.
Исследованиями на установках выявлено, что присутствие в при-
родном газе жидкой фазы значительно снижает надежность камеры сго-
рания. В этом случае температура стенок внутреннего кожуха камеры
сгорания двигателя НК-36СТ повышается на 5О...6О°С, а наружного ко-
жуха - до 100°С. Установлено также, что аварийное выключение двига-
теля (АВД) НК-36СТ увеличивает в 15 раз вибронапряжения в стенках
камеры. При выявлении этого явления в эксплуатации необходимо вне-
дрять специальные меры.
Таким образом, отработка узлов и деталей при доводке на установ-
ках позволяет своевременно выявлять и устранять слабые места в конст-
рукции на ранней стадии создания конвертированного двигателя, что
существенно сокращает сроки и стоимость доводки ГТД.
1.4.7. Основные принципы обеспечения высоких показателей
надежности конвертированных авиационных ГТД
1. Применение для конвертирования авиационных двигателей, об-
тадающих достаточным запасом прочности, а также возможностью по-
тучения необходимых значений мощности и КПД на пониженных ре-
жимах.
2. Оптимизация основных термодинамических параметров конвер-
гированных ГТД, в особенности температуры газы перед турбиной, с
учетом обеспечения высоких показателей долговечности.
КЮ
3. Использование комплекса расчетно-экспериментальных методов
прогнозирования большого ресурса двигателя с применением современ-
ных методов расчетов и исследований несущей способности деталей при
многокомпонентном нагружении, а также анализа остаточного ресурса
деталей после наработки в авиации.
4. Моделирование эксплуатационных условий в процессе лабора-
торной и стендовой доводки конвертированных двигателей, в том числе
поузловой доводки вновь вводимых и дорабатываемых узлов и деталей.
5. Применение восстановительной термообработки на деталях с из-
менившимися при эксплуатации в авиации физико-механическими свой-
ствами, а также поверхностного упрочнения этих деталей.
6. Повышение коррозионной и эрозионной стойкости деталей при
конвертировании.
7. Внедрение на конвертируемые двигатели методов неразрушаю-
щего контроля, а в эксплуатации - развитой инструментальной и пара-
метрической диагностики, включая счетчики выработки ресурса.
8. При проектировании и опытной отработке новых базовых авиа-
ционных ГТД необходимо предусматривать комплекс мер, позволяющих
использовать при последующем конвертировании значительную часть
узлов и деталей этих двигателей после выработки ими ресурса на само-
летах.
1.4.8. Опыт эксплуатации конвертированных авиадвигателей НК
В настоящее время в широкой эксплуатации на газопроводах СНГ и
России в качестве приводов нагнетателей находятся конвертированные
авиационные двигатели HK-I2CT и HK-I6CT, с помощью которых пере-
качивается около 33% природного газа. Двигатели НК-36СТ, НК-38СТ,
HK-I4CT прошли межведомственные испытания и находятся на стадии
серийного внедрения. В табл. 1.4.1 приведены некоторые эксплуатаци-
онные характеристики приводов HK-I2CT и HK-I6CT.
Таблица 1.4.1
№ п/п Марка ГТД => Параметр 11 НК-12СТ НК-16СТ
1 Состояние в произ- водстве серийный серийный
2 Год начала изготовл. 1974 1982
3 Число ГПА, шт. 720 656
Продолжение табл, 1,4.1
4 Число изготов- ленных ГТД шт. 1800 995
5 Общая наработ- ка, ч 30-Ю6 19-106
6 Наработка одно- го ГТД без ре- монта, ч максимальная средняя 7O-1O3 14.5-103 40-Ю3 16 103
7 Назначенный ресурс, ч зз-ю3 45-Ю3
8 Наработка на съем, ч 13-103 20,8-103
9 Места установки ГПА Пустынные районы юга: Турк- менистан, Узбекистан, Казах- стан; северные районы: Горно- Заводск, Норильск Северные районы: Уренгой, Ямбург, Сургут: средние районы: Тула. Елец: западные границы России: Сибирь: Омск
10 Основные де- фекты и % сня- тых по ним ГТД 1. Поломка на 1 -й ступени компрессора - 45%. 2. Разрушение подшипника СТ-35%. 3. Разрушение радиально- упорного подшипника компрес- сора - 6% 4. Разрушение лопаток 1-й ступени ТВД - 9% 5. Течь масла в промежуточ- ной опоре - 2,5% 6. Разрушение лопаток СТ - 2,5% 1. Разрушение жаровых труб камер сгорания 46% 2. Забоины и повреждение лопаток турбокомпрессора - 23,5% 3. Разрушение радиально- упорного подшипника КВД - 4,7% 4. Прочие: 4.1. Эрозия элементов ГВТ - 7,4% 4.2. Поломка рессор для привода маслонасосов - 4% 4.3. Заклинивание подшип- ника элекгромеханизма - 4% 4.4. Повышенные вибрации ЗП, передней опоры, утечка воздуха и т.д. - 8,4%
11 Причины проявления дефектов Конструкторско- производственные 1,2, 3,4.2, 4.3, 4.4 - произ- водственные; 4.1 - эксплуата- ционные
Проанализируем основные особенности эксплуатации авиацион-
ного привода на примере двигателя HK-I6CT.
Большой интерес представляют статистические данные по причи-
нам съемов газогенераторов и силовых турбин, а также конструкторско-
i02
производственным усовершенствованиям, которые привели к уменьше-
нию или ликвидации съемов.
Анализ показал, что основными дефектами, приведшими к съемам
газогенераторов как досрочным, так и при выработке ими ресурса до
первого капитального ремонта, являются:
разрушение жаровых труб камеры сгорания;
забоины и повреждения лопаток и других элементов газовоздуш-
ного тракта;
разрушение радиально-упорного подшипника компрессора высоко-
го давления;
прочие дефекты (4.1 - эрозия элементов газовоздушного тракта; 4.2
- износ и поломка рессор для привода насосов маслосистемы; 4.3 - за-
клинивание подшипника двигателя электромеханизма регулятора оборо-
тов и др.).
Пдв, Съем, 0%
А1643037 Съем, 60%
А1652030 Съем, 33% А1643045 \\
А1661006 А1661004 А1654100 \
А1651007 А1651005 А1651008\\\ Съем, 85%
А1644065 А1651004 \ А1651006 А1643040
А1631005 А1634065 А1643052 А1652035 \
А1651013 А1632026 \ А1651011 А1661003 \
А1642034 А1652033 А1643038 \\\ А1644068 \\
А1642025 А1651014 \ А1661009 \\ А1651010\\\
А1662045 А1642036 А1654078 А1651012\\\
А1654085 А1623004 А1631009 \ А1642032 \
5 10 15 20 25 Vffi, мм/с
Рис. 1.4.9. Распределение двигателей НК-16СТ по виброскорости на задней подвеске
газогенератора V3n:
\, съем двигателя по дефектам в камере сгорания, забоинам проточной части ГГ,
подшипнику КВ Д соответственно
На рис. 1.4.9 показано расположение тридцати семи двигателей на
гистограмме распределения виброскорости V3n, измеренной на задней
подвеске газогенератора (анализ выполнен инж. Кочеровым Е.П. на ком-
прессорных станциях Октябрьская, Верхнеказымская, Сосновская).
Видно, что съем двигателей в зависимости от виброскорости рас-
пределился следующим образом: 0% съемов наблюдалось для диапазона
виброскорости V3n= 5... 10 мм/с (из одиннадцати обследованных двига-
телей ни один не был снят с эксплуатации); 33% съемов (три ГТД из
девяти) имели двигатели, на которых зафиксированы виброскорости
V3n=ll...I5 мм/с; 60% съемов (шесть ГТД из десяти) - V3n = 16...20
мм/с; 85% съемов (шесть ГТД из семи) - V3n = 21...25 мм/с. Проведен-
ный анализ позволяет сделать вывод о решающем влиянии вибросостоя-
ния двигателя в обеспечении надежности и ресурса двигателя.
Следует отметить, что аналогичные дефекты наблюдались на кон-
вертированных зарубежных двигателях «Эвон», эксплуатирующихся за
рубежом и в России. Так, при эксплуатации приводов «Эвон» основны-
ми причинами съема и передачи ГТД в ремонт были: «сильные вибра-
ции, замена внешней оболочки; разрушение жаровой трубы и газосбор-
ника; коррозионное разрушение сопловых лопаток; вибрации, ослабле-
ние подшипника».
Для устранения причин разрушения жаровых труб в двигателе
НК-16СТ проведен ряд конструкторских и производственных усовер-
шенствований: увеличение толщины отдельных элементов кожухов;
применение шлиц и совершенствование конструкции замка соединения
внутреннего кожуха с сопловым аппаратом; уменьшение допусков в
замках, между фиксатором и сферой узла крепления камеры сгорания;
разработка и внедрение цанговых фиксаторов; подбалансировка ротор-
ной системы «силовая турбина - трансмиссия нагнетателя».
Анализ состояния материальной части газогенераторов, снятых с экс-
плуатации по забоинам и повреждению элементов газовоздушного трак-
та (ГВТ) двигателя, показал, что причиной повреждения ГВТ является
разрушение заклепок и болтов на направляющих аппаратах (НА) ком-
прессоров, а также бандажных полок НА. Для устранения причин де-
фекта был проведен комплекс изменений: вместо заклепок применены
болты, уменьшен зазор в стыках бандажных полок, увеличены толщины
полок, усилен контроль за обработкой полок. На двигателях, где реали-
зованы названные мероприятия, дефект не проявлялся.
Разрушение радиально-упорного подшипника компрессора высоко-
го давления, как показал анализ, являлось результатом повышенных
вибронагрузок. Разработанные усовершенствования направлены на по-
лучение величин виброскорости не более V3n= 15 мм/с на задней под-
веске газогенератора. Подшипниковый узел подвергается тщательной
дефектации и отбраковке с целью обеспечения требований технической
документации.
Съем газогенераторов по эрозионному износу элементов газо-
воздушного тракта двигателя является следствием попадания на вход в
двигатель неочищенного от песка воздуха. Анализ причин эрозионного
износа показал, что существующая конструкция ВОУ позволяет полу-
104
чить необходимую чистоту воздуха на входе в двигатель при любой ре-
альной запыленности окружающего воздуха. Причиной съема газогене-
раторов является повышенная запыленность воздуха при работе двига-
теля с отключенными вентиляторами отсоса в ВОУ, что является ошиб-
кой эксплуатации.
Причиной заклинивания подшипника двигателя электромеханизма
регулятора оборотов является наклеп в подшипнике из-за длительной
работы двигателя на одном постоянном режиме. Для устранения причин
заклинивания подшипника были проведены следующие изменения: уве-
личен диаметр подшипника, обеспечено получение осевой силы на под-
шипник одного знака на разных режимах работы двигателя электроме-
ханизма.
Для устранения причин износа и поломки рессор привода насосов
маслосистемы газогенератора и силовой турбины проведены мероприя-
тия, направленные на обеспечение надежной смазки шлицевых соедине-
ний при работе.
1.5. Особенности снижения токсичности выхлопных газов
в конвертированных авиадвигателях
Современные тенденции развития газотурбинных двигателей и ус-
тановок наземного применения, включая конвертируемые авиационные
двигатели, обусловливают разработку тепловой машины с высокими па-
раметрами термодинамического цикла, высокой надежностью, большим
ресурсом в сочетании с эксплуатационной технологичностью и низкой
себестоимостью.
Проблема создания такого двигателя значительно усложняется в
связи с ужесточением требований по защите окружающей среды от вы-
бросов вредных веществ (ВВ), образующихся при сжигании углеводо-
родных топлив. При этом принятое прогрессивное направление, связан-
ное с созданием ГТУ наземного использования на базе авиационных
ГТД в газовой промышленности и в энергетике, потребовало некоторых
новых подходов и принципов, что, в частности, отразилось на организа-
ции рабочего процесса малоэмиссионного сжигания углеводородного
топлива и создании новой системы горения, включающей «тонкую» сис-
тему регулирования и подачи топлива.
105
1.5.1. Основные токсичные составляющие выхлопа ГТУ
и плата за загрязнение
К основным нормируемым токсичным составляющим продуктов
сгорания углеводородных топлив ГТУ наземного применения относятся
оксиды азота NOX (NO и NO2), монооксид углерода СО и несгоревшие
углеводороды СН,
Из большого спектра оксидов азота в продуктах сгорания выделяют
наиболее токсичные и образующиеся в большом количестве оксид азота
NO и диоксид азота NO2 (NO менее устойчив и доокисляется до NO2).
В настоящее время известны четыре основных механизма образова-
ния NOX при горении углеводородных топлив.
Термический механизм Зельдовича Я.Б. - окисление азота кисло-
родом воздуха начинается уже при наличии температуры свыше 1800 К и
не связано непосредственно с реакцией горения.
2. «Быстрый» (promt) механизм - через взаимодействие N2 с углево-
дородными радикалами. Этот механизм проявляется в низкотемператур-
ном пламени.
3. N2O механизм - через химические реакции с образованием N2O
как промежуточного компонента. Механизм может иметь место и при
низких температурах пламени. На начальном этапе этот механизм обес-
печивает разрушение большого количества N2. Затем он же приводит к
восстановлению более чем половины выделившегося азота. Таким обра-
зом, не все продукты разрушения N2 доокисляются до NO. Часть из них
после некоторого времени релаксации вновь образует азот, а заметная
часть NO2 сохраняется в продуктах горения.
4. Топливный механизм - через химические реакции перехода в NO
части азота, содержащейся в топливе в связанном виде. (Легкие топлива
содержат связанный азот в пренебрежительно малых количествах.)
Очевидно, что при горении топлива в той или иной степени в обра-
зовании NOX принимают участие все названные механизмы.
Влияние режимных параметров (температуры Тк* и давления р' на
входе в камеру сгорания), времени пребывания в зоне горения, коэффи-
циента избытка воздуха а и степени однородности топливовоздушной
смеси (ТВС), пульсаций концентраций топлива и степени турбулентно-
сти на образование NOX представлено в работе [79].
Нормируемой величиной вредных веществ является и монооксид
углерода СО, который наряду с несгоревшими углеводородами СН явля-
ется продуктом недожога топлива. СО образуется вследствие:
нехватки кислорода при горении «богатых» смесей (а< 1 );
106
неполного сгорания топлива на «бедных» смесях (а > 1);
диссоциации СО2 при высоких температурах.
Уровень выбросов СО непосредственно связан с полнотой сгорания
в камерах. Такие факторы, как давление и температура, коэффициент
избытка воздуха, степень турбулентности и гомогенизации ТВС, гео-
метрия КС, энергия активации топлива, влияющие на полноту сгорания
топлива, однозначно определяют выбросы СО и СН.
Особое место занимает процесс образования в продуктах сгорания
полициклических ароматических углеводородов (ПАУ), и в частности
бенз(а)пирена (БП) - индикатора углеводородов, обладающего сильным
канцерогенным и мутагенным воздействием на живые организмы. БП
образуется в переобогащенных топливом зонах, поэтому важнейшим
фактором, определяющим интенсивность его образования, является не-
однородность ТВС в первичной зоне камеры сгорания. Бенз(а)пирен -
единственное вещество из группы канцерогенных ПАУ, на содержание
которого в воздухе населенных мест и рабочей зоны установлены нормы
предельно допустимых концентраций (ПДК). Вопросы образования и
измерения содержания бенз(а)пирена в продуктах сгорания рассмотре-
ны в работе [80].
В табл. 1.5.1 приведены данные по ПДК вредных веществ в атмо-
сферном воздухе и нормативы платы за выброс в атмосферу загрязняю-
щих веществ от стационарных и передвижных источников, принятые в
Российской Федерации на январь 1997 г., заимствованные из работы
[79]. Эти данные служат показателем значимости ущерба, который на-
носится продуктами сгорания углеводородных топлив, и позволяют на-
метить стратегию «избирательного» воздействия в борьбе за «экологи-
ческую» чистоту двигателя.
Другой более прагматичный метод оценки ущерба от выбросов ВВ
заключается в следующем.
Предложен и апробирован критерий значимости выбросов ВВ р как от-
носительный вклад конкретного вещества с учетом его токсичности в
суммарные среднегодовые выбросы. Критерий р рассчитывается по
формуле г, = 100% . Здесь (- величина отношения сум-
Z г.
1
мирного газового выброса вредного вещества в т/год к его максималь-
ной разовой ПДК в мг/м3, air - аналогичная величина выбросов всех
ВВ.
107
Таблица 1.5.1
Загрязняющее вещество пдк в воздухе рабочей зоны, мг/м3 ПДК в воздухе населенных мест, мг/м3 Норматив платы, руб/т
в пределах допустимых нормативов выбросов за пределами допустимых нормативов выбросов
разовая средне- суточная
Диоксид азота NO2 2 0,085 0,04 415 2075
Оксид азота NO 0,4 0,06 275 1375
Монооксид углерода СО 20 5 3 5 25
Бенз(а)пирен С20Н12 0,00015 0,1 мкг , 100м3 0,01 10“ 16 500 000 82 500 000
В качестве примера использования данного критерия в работе [79]
приведены результаты расчета по одному из основных предприятий
ОАО «Газпром» (ООО «Тюментрансгаз» ), которые показали, что наи-
больший процент выброса с учетом токсичности приходится на NOX и
составляет 92,9%.
Таким образом, выхлопные газы ГТУ компрессорных и электриче-
ских станций обусловливают проблему кардинального снижения NOx.
Как показано в работе [76], значительно ужесточаются нормы выбросов
NOX и в авиации из-за влияния на озоновый слой Земли.
1.5.2. Концепции и методы снижения выбросов вредных
веществ
В начале XXI века наметился конец техногенной диктатуре чело-
века над Природой и провозглашено начало диалога согласия человека
и Природы. Основные требования к конструкции ГТД. ГТУ и тепло-
вых машин в целом кратко можно выразить в виде «Триады ЗЭ»:
экологичность, экономичность, эксплуатационная эффективность.
Приоритеты здесь расставлены так, что на первом месте стоят вопросы
экологии в виду большой ответственности перед живой и неживой при-
родой. При этом вопросы улучшения экологических характеристик по-
требовали выполнения глубоких научных исследований закономернос-
тей образования ВВ и их связи с конструкцией, что привело к карди-
нальному пересмотру традиционного метода организации рабочего про-
цесса горения.
108
В настоящее время общепризнаны и реализуются следующие кон-
цепции снижения выбросов NOX.
1 .Концепция LPP (lean-premixed and prevapozised) основана на низ-
котемпературном сжигании гомогенной «бедной» топливовоздушной
смеси (Т^1800 К, а®2).
Для реализации этой концепции в конструкции КС необходимо
обеспечить:
тщательную подготовку и равномерную раздачу ТВС по всему объ-
ему перед подачей в зону горения;
узкий диапазон температуры пламени Tra «1600... 1800 К выбором
состава смеси основной зоны горения;
устойчивую оптимальную огневую поддержку горения «бедной»
гомогенной смеси основной зоны путем организации дежурного (диффу-
зионного) факела.
Данная концепция неразрывно связана с проблемой обеспечения
устойчивости горения «бедной» смеси и порождает проблему повы-
шенных выбросов СО и СН в связи с ухудшением полноты сгорания при
!„,< 1660 К.
Концепцию LPP трудно претворить в жизнь в случае двухтопливно-
го варианта КС, используемого для нужд энергетики, где в качестве аль-
тернативы рассматривается возможность работы КС на дизельном топ-
ливе.
2. Концепция RQL (Rich-Queneh-Lean) основана на низкотемпера-
турном сжигании «богатой» ТВС. Все топливо подается в первой зоне
горения. Далее осуществляется быстрое перемешивание с оставшимся
воздухом и дожигание образовавшейся уже «бедной» смеси при низкой
температуре Тш во второй зоне КС. Концентрация NOX в «богатой» зоне
ограничивается недостатком О2 и низкой Тщ,. В зоне «бедного» горения,
кроме низкой Тга, ограничивается временем пребывания. Успех реализа-
ции данной концепции зависит от скорости перевода горения «богатой»
ТВС в низкотемпературное «бедное» дожигание.
К недостаткам концепции RQL следует отнести:
большой выброс NOX, т.к. в зоне перехода к «бедной» смеси неизбе-
жен переход на стехиометрический состав (а = 1);
дожигание свободного углерода «богатой» первичной зоны сопро-
вождается повышенным дымлением, выбросом сажи и ПАУ.
Однако для ГТУ, использующих жидкое топливо, концепция RQL
имеет преимущество, т.к. решается проблема испарения топлива.
3. Технология комбинированного горения сочетает концепции LPP
и RQL. Согласно этой технологии, процесс горения начинается в режиме
RQL до выхода, например, на режим 0,85 номинала. При увеличении
режима КС переводится в режим горения «бедной» гомогенной ТВС. В
этом случае «богатая» зона используется для образования дежурного
пламени. Для управления процессом здесь требуется один топливный
дозатор и распределительный кран управления топливом двух коллекто-
ров камеры сгорания. (Такая технология малоэмиссионной КС разраба-
тывается в ОАО «Авиадвигатель» [81].)
Однако следует отметить, что пока еще недостаточная изученность
механизмов образования и подавления эмиссии вредных веществ в каме-
рах сгорания ГТД обусловливает поиск и внедрение «своих» новых кон-
структивных решений на основании накопленного опыта и возможно-
стей конкретного разработчика КС. Но на сегодняшний день необходи-
мо представлять, что для создания малоэмиссионной КС, особенно для
ГТД с высокими параметрами термодинамического цикла, требуется
длительный (по опыту ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова» - не менее 3-х
лет) и весьма дорогостоящий специальный этап отработки КС.
1.5.3. Конструкции малоэмиссионных КС двигателей НК
Рассмотрим типичную схему организации процесса горения в коль-
цевой камере сгорания авиационного типа, представленную на рис. 1.5.1.
Воздух из компрессора выходит с большой скоростью (150...200 м/с) и
поступает в диффузор 1 камеры сгорания, где его движение замедляется,
что необходимо по следующим причинам.
Рис. 1.5.1. Типичная схема организации горения в камере: 1-диффузор: / -фрон-
товое устройство; 3 - горелка: 4 - жаровая труба; 5 - наружный корпус; 6 - сме-
сительные патрубки; 7 - газосборник; 8 - внутренний корпус; 9 - зона горения:
10 - циркуляционное движение; И - завихритель; 12- топливная форсунка; 13 -
первичный воздух; 14 - вторичный воздух; 15 - продукты сгорания
110
Во-первых, сжигание топлива (требующее определенного времени)
в воздушном потоке большой скорости привело бы к необходимости
использования КС такой длины, которая была бы неприемлема по
соображениям обеспечения малых веса и длины двигателя.
Во-вторых, осуществление процесса горения с высоким коэффици-
ентом полноты сгорания в широком диапазоне условий эксплуатации
при большой скорости потока (средняя скорость воздуха по сечению ка-
меры, за диффузором, составляет обычно 15...25 м/с) представляет весь-
ма сложную задачу.
В-третьих, сжигание в скоростном потоке сопровождается значи-
тельными гидравлическими и тепловыми потерями.
После торможения незначительная часть воздуха поступает во
фронтовое устройство 2 жаровой трубы 4, а оставшаяся часть - в каналы,
образуемые наружным 5 и внутренним 8 корпусами и жаровыми труба-
ми. Воздух, прошедший через фронтовое устройство и первые один-два
пояса отверстий в стенках ЖТ, служит для сжигания топлива, впрыски-
ваемого форсунками 12 в полость ЖТ. Этот воздух называется первич-
ным, а соответствующая часть объема ЖТ, в которой происходит горе-
ние, - зоной горения 9. Среднее значение коэффициента избытка воздуха
в первичной зоне на выполненных камерах изменяется в пределах
1,5...2,2, благодаря чему достигается высокая полнота сгорания топлива.
С целью обеспечения стабилизации пламени в КС организуются зо-
ны с рециркуляционным движением газа. Эти зоны создаются или путем
установки плохообтекаемых тел во фронтовом устройстве, или подачей
воздуха вдоль внутренних стенок головной части ЖТ с помощью тан-
генциальных щелей или завихрителей 11.
Во всех случаях, благодаря турбулентному массообмену, создается
область пониженного давления с возникновением циркуляционного
движения 10, которое и обеспечивает условия для непрерывного поджи-
гания свежей смеси вследствие рециркуляции тепла.
Эжектирующее действие воздуха, подаваемого вдоль внутренних
стенок головной части ЖТ, усиливается струями воздуха, втекающего в
полость ЖТ через первые один-два ряда отверстий в ее стенках.
Часть воздуха, не принимающего участия в сгорании, называется
вторичным воздухом. Он подводится через последующие (кроме первых
двух) пояса отверстий или патрубков 6 к жаровой трубе и предназнача-
ется для перемешивания с продуктами сгорания, вышедшими из зоны
горения.
Часть объема ЖТ, в которой осуществляется перемешивание, назы-
вается зоной смешения, а сам узел - газосборником 7.
Ill
Следует отметить, что конструктивное исполнение элементов зоны
смешения оказывает значительное влияние на распределение темпера-
туры газа в выходном сечении камеры по радиусу и в окружном направ-
лении и является не менее ответственным участком камеры, чем зона
горения.
Разделение камеры на зоны горения и смешения обусловлено необ-
ходимостью одновременного обеспечения выполнения двух противоре-
чивых требований:
устойчивого и эффективного сжигания топлива, для чего необходи-
мо проведение процесса при высокой температуре и, следовательно, при
малом избытке воздуха сверх необходимого;
необходимой прочности и долговечности лопаток турбины, следо-
вательно, средняя температура газа не должна превышать определенной
величины (в современных двигателях с эффективно охлаждаемыми ло-
патками не более 1600... 1700 К).
Поэтому' общее количество воздуха, проходящего через камеру,
должно существенно превышать требуемое по стехиометрии. Отсюда
очевидна необходимость организации названных зон.
Для начального зажигания топливовоздушной смеси в камере при-
меняется либо система непосредственного зажигания (электрические
свечи), либо пусковые воспламенители.
Разработки новых технологий малоэмиссионного горения с ради-
кальным снижением уровня концентрации NOX при сохранении высокой
полноты сгорания топлива привели к существенным изменениям конст-
рукции КС. Однако указанные принципы сжигания топлива составляют
сущность рабочих процессов и в современных малоэмиссионных КС.
В ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова» накоплен опыт создания раз-
личных типов КС, в том числе применительно к конвертируемым авиа-
ционным ГТД для наземного применения. Обобщены характеристики,
включая экологические, для ГТУ с умеренными (степень повышения
давления в компрессоре п к< 13) и с высокими параметрами термодина-
мического цикла (я к>20) [83]. К первой группе относятся ГТУ НК-16СТ
и НК-18СТ, используемые в ГПА-Ц-16, ко второй - НК-36СТ и НК-38СТ
в ГПА-Ц-25Р и ГПА-16 «Волга», а также двигатель НК-37, используе-
мый для привода электрогенератора Безымянской ТЭЦ (г. Самара).
Первым опытом конверсии многофорсуночной камеры сгорания
авиационного двигателя НК-8-2У стала камера ГТУ НК-16СТ. С целью
исключения закоксовывания отверстий малого диаметра в форсунках
при сохранении их большого числа - 139 форсунок - было изготовлено
новое фронтовое устройство с 32-мя «крупными» горелками и шнеко-
выми форсунками. Сохранены закономерность распределения коэффи-
циента избытка воздуха по длине КС и принцип организации сжигания
топлива на струях воздуха в первичной зоне камеры. В такой камере
сгорания получено двукратное снижение выбросов оксидов азота, а ко-
личество выбросов оксидов углерода увеличилось примерно в полтора
раза, что, видимо, обусловливалось попаданием газа в пристеночную
зону' и его неполным выгоранием. При переходе на газообразное топли-
во наблюдалось снижение полноты сгорания примерно на I %.
В двухтопливной КС для двигателя НК-89, работающего на сжи-
женном природном газе (СПГ), был полностью сохранен принцип мно-
гофорсуночности. Газ подавался по периметру втулки каждой форсунки.
Установлено, что при работе на газе получено примерно двукратное
снижение выбросов NOX на максимальном режиме. На низких режимах
в случае «обеднения» первичной зоны можно получить более сущест-
венное снижение оксидов азота, но при условии снижения полноты сго-
рания. Небольшой постоянный расход керосина (-400 кг/ч) через пуско-
вые форсунки практически не повлиял на эмиссионные характеристики
КС.
Величины выбросов оксида углерода и несгоревших углеводородов,
а также полнота сгорания топлива при переходе с керосина на газ при
условии сохранения распределения воздуха через фронтовое устройство
и отверстия в жаровой трубе практически не изменились.
Таким образом, опыт работы «СНТК им. Н.Д. Кузнецова» показал,
что КС авиационного двигателя с многофорсуночным фронтовым уст-
ройством может быть конвертирована для ГТУ, работающей на газе.
При этом примерно в два раза снижаются выбросы NOX при минималь-
ной доработке фронтового устройства (изготовление топливного кол-
лектора с увеличенной пропускной способностью и замена топливных
центробежных распылителей в форсунках на струйные и шнековые). В
этом случае сохраняются достигнутые качества КС, обеспечивающие
ее большой ресурс.
Такого вида камера сгорания изготовлена и успешно эксплуатиру-
ется наГТУ НК-18СТ.
При конвертировании авиадвигателей с высокими параметрами
термодинамического цикла (л*к > 20) решить задачу малоэмиссионной
КС, обеспечивающей «жесткие» требования по эмиссии (NOX и СО < 50
мг/м3), традиционными методами не удалось. Так, например, первый ва-
риант КС двигателя НК-36СТ (конвертированный авиационный двига-
тель НК-321), в которой сделана попытка 28-ю горелками с двухъярус-
ными завихрителями обеспечить быстрое перемешивание топлива с воз-
духом до соотношения —1,5, был неудачным. Доработка камеры путем
уменьшения объема на 45% позволила снизить выбросы оксида азота до
250 мг/м3. Заданные нормы по выбросу NOX для ГТУ удалось получить в
двухзонной КС с 20% расходом топлива в первичную зону.
В процессе опытной отработки двигателей НК-36СТ исследован ряд
вариантов конструкций КС с различными схемами организации рабоче-
го процесса горения, разработанными с целью снижения эмиссии вред-
ных веществ. Варианты камер сгорания представлены на рис. 1.5.2. Сре-
ди них:
традиционная кольцевая КС, в которую топливо и воздух посту-
пают раздельно, и горение происходит в зонах со стехиометрическим
составом смеси а = 1. Обычно объем и длина такой КС полностью соот-
ветствуют авиационному прототипу (рис. 1.5.2,а);
усовершенствованная традиционная кольцевая КС с новыми
элементами (интенсификация смешения и «обеднение» ТВС, уменьше-
ние времени пребывания в зоне высоких температур путем укорочения
КС и т.д.), введенными для снижения выбросов NOX;
многофорсуночная кольцевая КС авиационного типа, созданная
под руководством и при личном участии академика РАН Н.Д. Кузнецова
(рис. 1.5.2,б);
двухзонная кольцевая КС с частичным смешением топлива в кар-
бюраторах (рис. 1.5.2,в);
двухзонная КС с выносными жаровыми трубами (ВЖТ) с полным
смешением в карбюраторах (максимальное приближение к идеальному
процессу горения гомогенной смеси). Камера сгорания двигателя НК-
38СТ имеет одиннадцать ВЖТ, а КС двигателя НК-37 - двенадцать ВЖТ
(рис. 1.5.2,г).
Для сравнения с рассмотренными типами малоэмиссионных КС
двигателей НК необходимо указать на многомодульную кольцевую ма-
лоэмиссионную КС двигателя АЛ-31 СТ с предварительной подготовкой
ТВС (рис. 1.5.2,д). Этот вариант конструкции КС специально выбран в
качестве переходного от традиционной к двухзонной с выносными жа-
ровыми трубами. Вариант имеет выигрышный момент: для его реализа-
ции требуются небольшие доработки КС авиационного двигателя-
прототипа с умеренной трудоемкостью и низкой себестоимостью [83].
1 2
б
1-первичная зона; 2-зона смешения;
3-дежурная зона; 4-основная зона;
5-карбюраторы
1 - корпус, 2 - жаровая труба;
3,4 - газовые коллекторы для подачи газа
к центральным горелкам;
5 - газовый коллектор для подачи газа
к периферийным горелкам;
6 - фронтовое устройство
Рис. 1.5.2. Исследованные камеры сгорания
Основные параметры и характеристики рассмотренных выше камер
сгорания, а также термодинамические параметры циклов и эффективные
КПД т]Эф двигателей представлены в табл. 1.5.2 [85].
В качестве дальнейших перспективных направлений по снижению
вредных выбросов необходимо отметить новую схему организации ра-
бочего процесса малоэмиссионной КС, разрабатываемую в НИЦ ЦИАМ
[84]. В основу новой схемы организации рабочего процесса положена
факельная стабилизация горения, позволяющая расширить диапазон ус-
тойчивого горения. Факельная стабилизация осуществляется струйным
смесителем-гомогенизатором с теплоподводом в диффузорном канале
115
Таблица 1.5.2
1 ГТУ Конверсия Параметры термо- динамического цикла Камера сгорания Эмиссия (15% О?)
факт NOX ppm ГОСТ ppm факт СО ppm
; № Двигатель- привод, назначение Авиац. ГТД N, МВт Рк, МПа Тк, к тД к Пэф> % Схема (тип) Коли- чество горе- лок Особенно- сти эксп- луатации
1 НК-16СТ ГПА НК-8-2У 16 0,95 611 — 29 Традиционная авиационного типа 5,2 32 Эксплуата- ция с 1976г. 80 75 510
2 НК-16-18СТ ГПА НК-8-2У 18 1,01 620 — 31 Многофорсуночная авиационного тина 4,75 139 Эксплуата- ция с 1995 г. 72 75 32
3 НК-36СТ ГПА НК-321 25 2,37 768 1450 36 34,5* Традиционная 3,4 28 Опытный экземпляр 280 75 20
Усовершенствован- ная традиционная 3,4 28 Серийный экземпляр мни Серия <125 75 <100
Двухзонная коль- цевая 3,4 28-деж 42-осн <75 75 <240
4 5 НК-37 ГТУ НК-321 25 2,34 769 1420 36,4 Двухзонная коль- цевая 3,4 28-деж 42-осн Опытная эксплуата- ция <75 75 <300
Двухзонная с ВЖТ 3,4 12 ВЖТ Доводка <35 75 <200
НК-38СТ ГПА НК-93 16 2,68 795 38 36,5* Традиционная авиационною тина 3,1 32 Опытный экземпляр 240 75 80
Двухзонная с ВЖТ 3,1 1 1 ВЖТ 11 -деж 44-осн Опытная эксплуата- ция 125 75 20
6 АЛ-31 СТ
АЛ-31Ф 16 1,75 707 33,7* Традиционная авиационного типа 2,8 24 - 220 75 30
35* Многомодульная кольцевая 2,8 28- Iй ярус 28- 2й ярус - 56 75 20
* Данные ВНИИГАЗ
(в отличие от аэродинамической или рециркуляционной). Эта камера
сгорания, работающая на газе, позволит устранить недостатки большин-
ства разработанных двухзонных КС, связанные с наличием низкочастот-
ных и высокочастотных (термоакустических) пульсаций давления газа в
камере сгорания.
При исследовании КС такой схемы организации горения при дав-
лении д.*=1 бар и Тк* = 740 К в диапазоне а = 1,2...2,2 и длине камеры
500 мм получена полнота сгорания, равная г| > 0,995, и «рекордно» низ-
кий уровень выбросов NOX (при а = 2 NOX < 5 ppm).
На рис 1.5.3 представлены существующие в настоящее время про-
блемы обеспечения низких значений выбросов NOX < 25 ppm, для реали-
зации которых потребуются разработки специальных стендов, установок
и соответствующего измерительного оборудования.
Так, для успешного решения перечисленных выше проблем необ-
ходимо создание автономного стенда с имитацией рабочих условий на
входе в КС, а также установок для отработки надежной работы элемен-
тов конструкции КС (например, для проверки КС на отсутствие « прос-
кока» пламени и самовоспламенения топливовоздушной смеси). Кроме
того, требуется освоение новой экономичной системы охлаждения сте-
нок жаровых труб и газосборника (в отличие от традиционной) и разра-
ботка автоматической системы подачи и управления топливом, подавае-
мым в КС (АСУ КС).
Большие трудности в доводке малоэмиссионной КС вызывают на-
личие неустойчивого горения гомогенной смеси вблизи границ «бедно-
го» срыва и возникновение термоакустических явлений, связанных с
пульсациями теплоподвода и вызывающих пульсации давления.
Таким образом, переход от традиционных к малоэмиссионным
двухзонным КС означает увеличение трудозатрат и стоимости как на от-
работку рабочего процесса, так и на изготовление материальной части.
По данным зарубежной печати освоение новой системы горения приве-
ло к увеличению затрат почти в два раза, что согласуется с имеющимися
данными в ОАО «СНТК им.Н.Д. Кузнецова». Так, переход от традици-
онной КС двигателя НК-36СТ к кольцевой двухзонной увеличил только
стоимость изготовления этой КС в серийном производстве в полтора
раза [85]. В связи с этим при проектировании вновь разрабатываемой
ГТУ необходимо рассматривать вопрос об оптимизации параметров
термодинамического цикла создаваемого двигателя с учетом получае-
мых экологических характеристик, стоимости разработки и изготовле-
ния.
Обусловливающие факторы
Научно-методические Технические
Отсутствие научно- обоснованной модели рабочего процесса двухзонной КС и законо- мерностей протекания и взаимодей- ствия в зонах горения Отсутствие обоснованной оптимизации параметров термодина- мического цикла, эмис- сионных ха- рактеристик и стоимости ГТУ Отсутствие высокоэф- фективной и экономич- ной системы охлаждения стенок ЖТ и газосборни- ка (по срав- нению с тра- диционной кольцевой КС) Отсутствие данных по требуемой степени гомогениза- ции ТВС (наличие зон с резким снижением интенсив- ности смешения в закрученных потоках) Отсутствие стенда для автономных испытаний БКС с полной имитацией рабочих УСЛОВИЙ (Р:, п*. турбулент- ность потока) Отсутствие требуемой мерительной аппаратуры
Рис. 1.5.3. Проблема обеспечения снижения выбросов NOX < 25 ppm ГТУ семейства «НК»
1.5.4. Особенности рабочего процесса двухтопливных
малоэмиссионных КС
К современным ГТУ для энергетики предъявляются требования по
обеспечению работы КС на двух видах топлив: газообразном и жидком,
которое рассматривается как резервное. Таким резервным топливом яв-
ляется дизельное топливо по ГОСТ 305-82. Наряду с ним в последнее
время рассматриваются также низкокачественные топлива типа газой-
лей (нечто среднее между дизельным топливом и мазутом).
Это обстоятельство обостряет проблему снижения выбросов ВВ,
т.к. переход с газообразного топлива на жидкое способствует росту вы-
бросов NOX в 1,5...2 раза [79]. (Рост выбросов NOX объясняется более
высокой температурой пламени Tra по сравнению с природным газом).
Выброс же БП возрастает на порядок [80].
Из-за теплофизических особенностей газообразных и жидких топ-
лив при создании двухтопливных малоэмиссионных КС возникает ряд
задач, особенно характерных для конвертируемых авиационных двига-
телей.
Концепция сжигания «бедной», хорошо перемешанной ТВС (LPP)
не реализуется при подаче жидкого топлива в горелки двухзонной КС,
т.к. процесс испарения сопряжен с большими трудностями. В этом
118
случае концепция «богато-бедного» горения (RQL) может дать преиму-
щество, т.к. здесь проблема испарения топлива решается естественным
путем. Испаренное в «богатой» зоне топливо догорает во второй зоне в
«бедных» гомогенных пламенах. Однако основные недостатки концеп-
ции RQL - нагарообразование в «богатой» зоне, сложности с охлажде-
нием стенок жаровой трубы, проблема дожигания свободного углерода
еще более обостряются.
На природном газе и жидком топливе (дизельное топливо) исследо-
вана работа двухзонной кольцевой КС двигателя НК-37. Для испытаний
на жидком топливе выполнялась замена форсунок основной и дежурной
зон на жидкостные центробежные с авиационного двигателя- прототипа
НК-321. Соотношение расхода топлива по зонам сохранялось. В срав-
нимых условиях (по Тк) отмечено ожидаемое почти двукратное превы-
шение уровня эмиссии NOX по сравнению с работой на природном газе и
снижение эмиссии СО. В тех же условиях традиционная КС авиацион-
ного двигателя-прототипа НК-321 при работе на керосине имела выбро-
сы NOX по уровню более чем в три раза превышающие выбросы двух-
зонной КС двигателя НК-37 на дизельном топливе, что подтверждает
эффективность организации двухзонного рабочего процесса горения.
Замер дымления показал, что при работе двигателя на дизельном
топливе уровень выброса сажи с увеличением режима от холостого хода
до 0,65 NH0M возрастал от 0,5 до 2 единиц по шкале Бахараха и оставался
на уровне 2 единиц при выходе на режим номинала. При работе на при-
родном газе уровень выброса сажи на всех режимах работы двигателя не
превышал величины 0,5.
Анализ результатов измерения температурного поля показал:
радиальные эпюры температур при испытаниях на дизельном топ-
ливе и природном газе практически не отличаются и стабильны на всех
режимах;
окружная неравномерность на «горячих» поясах измерения эпюр
температур несколько выше при работе на дизельном топливе (Д90кр=
0,05).
При работе на дизельном топливе наблюдался рост температур сте-
нок патрубков горелок примерно на 150...200°. Такое увеличение тем-
пературы можно объяснить горением паров легких фракций жидкого
топлива, имеющих меньшую температуру воспламенения, чем природ-
ный газ.
Результаты проведенного анализа позволили видоизменить конст-
рукцию горелок- карбюраторов, работающих на природном газе. Прин-
119
ципиальными отличительными признаками конструкции такой горелки
являются:
подача жидкого и газообразного топлива после подачи воздуха, что
гарантирует «выбивание» топлива за пределы горелки;
расположение форсунки жидкого топлива за завихрителем во избе-
жание его повреждения;
выполнение отверстий малого диаметра на выходе из сопла горелки
для предотвращения жгутования жидкого топлива и «проскока» пламени
внутрь патрубка.
1.5.5. Методология создания малоэмиссионной КС и
особенности отработки ее экологических характеристик
В ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова» на основании накопленного
опыта создания и эксплуатации авиационных и конвертируемых ГТД
создана методология обеспечения экологических характеристик, надеж-
ности и эксплуатационной технологичности камер сгорания [87, 88].
Основной аспект методологии- опережающие исследования по от-
работке отдельных элементов конструкции КС на специальных дейст-
вующих и вновь разрабатываемых установках предприятия. При этом
необходимо руководствоваться тем, что в новых узлах КС должны быть
максимально использованы научно-технические решения и конструк-
ции, которые хорошо себя зарекомендовали и являются общепризнан-
ными. На формирование такой концепции повлияло:
отсутствие в настоящее время завершенной теории горения и расче-
та КС (подобно методам расчета лопаточных машин), в результате чего
большинство ведущих ОКБ имеют и развивают свои концепции созда-
ния камер сгорания;
некоторое отставание отраслевой экспериментальной базы (в связи
с финансовыми трудностями);
отсутствие обобщений по экологическим характеристикам.
Таким образом, основу разработанной методологии составляет по-
элементная доводка КС, цель которой - сокращение времени доводки и
обеспечение высокого уровня совершенства и приемлемой стоимости
изготовления. Опыт показал, что в результате такого подхода к созда-
нию КС удается сократить примерно на 40% время и средства на окон-
чательную отработку конструкции КС в составе двигателя.
На диаграмме (рис. 1.5.4) представлены основные этапы отработки
экологических характеристик. Кроме указанных общих представлений,
необходимо также учитывать следующие характерные особенности.
На первом этапе проектирования в технических решениях необ-
1ТП
ходимо учитывать особенности последующей отработки рабочего про-
цесса в КС. В частности, если КС проектируется доя вновь разрабаты-
ваемого двигателя, то возникает ряд вопросов, связанных с обеспечени-
ем необходимого состава смеси а в зонах горения. Практика показывает,
что компрессор и турбина с «листа» не могут гарантировать заявленные
КПД. Требуется их многолетняя доводка. В результате первые экземп-
ляры двигателей обеспечивают номинальную мощность подачей боль-
шего расхода топлива, чем заложено в проекте. Обогащение состава
смеси в КС по а достигает иногда 20% относительно расчетного. По ме-
ре доводки турбокомпрессора эта разница существенно уменьшается.
Характеристики двухзонных КС, работающих на «бедной», предвари-
тельно перемешанной ТВС, чрезвычайно чувствительны к колебаниям а.
Если изначально спроектировать и затем отработать КС на проектные
значения расхода воздуха, то реально на лидерных двигателях (и не
только) ТВС в дежурной и основной зонах будет переобогащена. Темпе-
ратура пламени значительно превысит расчетное значение. Это приведет
к повышенным выбросам NOx и снижению надежности жаровой трубы в
дежурной зоне. Если в конструкции камеры заранее предусмотреть пе-
рераспределение воздуха по ее элементам в пользу увеличения расхода
последнего (обычно за счет уменьшения расхода на охлаждение ЖТ) в
зоны горения для компенсации недобора КПД компрессором и турби-
ной. то можно реализовать проектные а и Тач в зонах горения и на ли-
дерных двигателях. Однако сразу возникнут проблемы с надежностью
ЖТ, а с течением времени по мере повышения КПД такая камера может
потерять устойчивость относительно срыва пламени и виброгорения на
пониженных режимах, упадет эффективность горения, а с ней возрастут
выбросы СО и СН.
В связи с этим:
на время отработки турбокомпрессора необходимо приспособить
традиционную КС с одноконтурной и однозначной системой управления
расходом топлива с тем, чтобы камерные проблемы «не мешали» довод-
ке компрессора и турбины;
определить несколько периодов (обычно 2 или 3) отработки двига-
теля. Под каждый из этих периодов проектировать и отрабатывать го-
релки дежурной и основной зон с разной пропускной способностью,
уменьшающейся от первого периода к последующим для обеспечения
нужного а. Следовательно, конструкция КС должна предусматривать
121
ОРГАНИЗАЦИЯ ГОРЕНИЯ
Рис. 1.5.4. Этапы отработки экологических характеристик
возможность замены этих элементов, а еще лучше решение, когда обе
зоны горения, дежурная и основная, являются автономными модулями.
На втором этапе важным моментом отработки КС являются пред-
ставления о действительной физической картине течения потока в эле-
ментах конструкции. Визуализация течения производится на гидролотке,
представляющем собой бассейн, в который с одной стороны втекает, а с
другой вытекает одинаковое количество воды. В этот бассейн помещают
модель камеры, сделанную, например, из виниловых листов, в масштабе
7:1... 10:1. При скорости воды 4...7 м/с обеспечивается значение крите-
рия Рейнольдса Re в автомодельной области. Опыт показал, что в гидро-
лотке целесообразно отрабатывать течения в кольцевых диффузорах и
при обтекании фронтового устройства жаровой трубы. Для визуализа-
ции течения на вход в диффузор КС на поверхность воды наносят тон-
кий слой мелкодисперсной алюминиевой пудры.
Для количественной оценки потерь полного давления воздуха и ис-
следования аэродинамики трехмерных течений используют модель, из-
готовленную из прозрачного пластика, в масштабе 1:1. Моделируют
число Re и (или) перепад давлений на жаровой трубе.
Выше отмечалось, что для горелок предварительного смешения
важно исследовать и отработать:
пропускную способность по воздуху В = /(тг ),
в . р.
IRQ В =-----. 71 = —;--.
Дв Двых
GB, Т., ps - соответственно расход, полные температура и давление
воздуха на входе в КС; р'вых- полное давление на выходе из КС;
структуру течения на выходе из сопла, характеризующуюся обычно
профилем скоростного напора по осевой составляющей Адск = f (г )>
где г - радиус сопла горелки;
поле концентраций топлива по поперечному сечению сопла:
С=/(г), где С =
СсР
При продувке по определению В и Арсх используют общепринятые
в таких случаях критерии моделирования. Известно, что при много-
струйной подаче одного из компонентов (в данном случае топлива),
основными критериями являются соотношения скоростных напоров
—2 _ (р^2!
Р w ~ 2 J и масс асм = GB / GTL0 перемешиваемых компонен-
тов, где р - плотность; ю - скорость потока; Lo - стехиометрический со-
став смеси (Lo = 14,8).
Однако, если при модельных испытаниях выдерживать коэффициент
состава смеси ОсМ, то соотношение р w будет существенно больше на-
турного. К примеру, для КС НК-36СТ, где давление на номинальном ре-
жиме равно =2,4 МПа, отношение скоростных напоров при модель-
ных испытаниях (рк «0,1 МПа) больше натурного примерно в три раза.
—2
Так как одновременное моделирование р w и асм при «холодных» про-
дувках невозможно, на практике выбирают для работы более значимый
— 2
критерий рю .В случае, когда в камере смешения используют закручен-
ные воздушные потоки, то для учета Архимедовых сил необходимо до-
бавить параметр соотношения плотностей р = рв /рт. Если при «холод-
ных» продувках использовать натурное топливо - природный газ, то при
реальных температурах компонентов (Тв*« Тг*« 273.. .293К) р близко к
натурному. При использовании других газов для моделирования р обес-
печивают нужную температуру этого газа. По результатам второго этапа
уточняют конструкторскую документацию на экспериментальную КС.
На третьем этапе идеальным является вариант исследования мо-
дуля (отсека) или всей КС натурных размеров на автономном стенде,
обеспечивающем натурные значения параметров: расхода, температуры
и давления воздуха на входе в КС. Именно наличие таких стендов в Ве-
ликобритании, США и Франции явилось основным фактором прогресса,
достигнутого западными фирмами, в снижении выбросов вредных ве-
ществ с выхлопными газами ГТУ. При этих исследованиях удается пол-
ностью отрабатывать экологические характеристики и полноту сгорания,
надежность ЖТ, в значительной степени решать проблемы по устойчи-
вости горения относительно срыва пламени, самовоспламенения смеси и
«проскока» пламени в зонах подготовки гомогенной ТВС, а также идео-
логии управления рабочим процессом. При этих испытаниях не модели-
руются возмущения и неоднородности потока из компрессора, что может
служить объяснением того факта, что иногда отработанные на отсеке по
«проскоку» пламени горелки в составе двигателя имели этот дефект. На
модуле (отсеке) остаются нерешенными проблемы температурного поля
и виброгорения. Если на автономном стенде исследуется полноразмерная
124
КС, то полностью отрабатывается температурное поле и частично ус-
тойчивость процесса относительно виброгорения. Таким образом, ис-
пользование автономного стенда с натурными параметрами дает воз-
можность решить почти все основные проблемы малотоксичных КС вне
двигателя, что, по мнению иностранных исследователей, несмотря на
дороговизну, в конечном итоге сокращает затраты и дает экономический
выигрыш.
В ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова» создана установка для отработ-
ки модулей, на которой можно получить параметры: GB=5 кг/с: /?к*=2,0
МПа; Тк =700 К. Ее нельзя назвать автономной, т.к. воздух высокого
давления отбирается из-за компрессора двигателя НК-38СТ. Задачи, ко-
торые можно решать на этой установке, ограничены из-за малых расхо-
дов воздуха:
доводка горелочных устройств по предотвращению самовоспламе-
нения и «проскока» пламени в условиях до /\*=2,0 МПа;
ориентировочная оценка экологических характеристик;
проверка теплового состояния ЖТ в дежурной зоне.
Большой объем работ третьего этапа приходится на испытания от-
секов и полноразмерной камеры в модельных условиях при рк* = 2,0
МПа:
проверка гидравлических характеристик и распределение воздуха
по зонам горения при «холодной» продувке и при огневых испытаниях;
отработка запуска КС и устойчивости относительно срыва пламени;
отработка температурного поля;
отработка полноты сгорания;
оценка гидравлических характеристик топливных магистралей.
При этом исследователи моделируют скорость воздуха на входе в
диффузор камеры, а и по возможности Тк .
На открытом стенде опытный исследователь получает много полез-
ной информации при визуальном наблюдении картины горения. Конеч-
но, эти модельные характеристики не всегда совпадают с реальными
(кроме характеристик запуска), но всегда можно «перекинуть мостик»
от стенда к двигателю.
Практика свидетельствует, что иногда худший вариант по NOX при
испытании на стенде показывал лучшие результаты на двигателе. По-
видимому, эти факты можно объяснить двумя причинами:
—2
отсутствием моделирования по критерию смешения pw ;
разным характером изменения кривой выгорания для различных
вариантов конструкции при увеличении давления рк* (зависимости
Д =/(Lkc)).
Поэтому к результатам отработки экологических характеристик КС,
работающих на «бедных» гомогенных смесях, на стенде с давлением,
близким к атмосферному, нужно подходить очень осторожно, равно как
и к пересчету стендовых показателей NOX на натурные.
На четвертом (окончательном) этапе при натурных испытаниях
на двигателе отрабатываются все характеристики КС, которые не были
доведены при модельных испытаниях. Обычно это экологические ха-
рактеристики, устойчивость относительно виброгорения и надежность
ЖТ, включая предотвращение самовоспламенения и «проскока» пламе-
ни. Процесс отработки носит итерационный характер. Любое изменение
конструкции неизбежно влияет на другие показатели камеры (возможно
уже полученные), поэтому приходится возвращаться ко второму и
третьему этапам.
Для сокращения времени и средств на отработку в «СНТК им.
Н.Д.Кузнецова» предложен и реализован метод испытаний КС, собран-
ной с различными вариантами горелочных устройств. Варианты горелок
в кольцевой КС размещают по секторам, а в КС с ВЖТ - по группам мо-
дулей. При испытаниях отбор проб газов производят в следе за этими
секторами с учетом сноса потока. По результатам такого «чистого»
сравнительного испытания выбирают оптимальный вариант. Важней-
шим условием реализации этого метода должно быть равенство а за
секторами перед входом в турбину.
На этом этапе окончательно определяются требования к автомати-
зированной системе управления процессами в камере сгорания (АСУ
КС), а затем система горения отрабатывается в комплексе.
1.5.6. Некоторые результаты отработки малоэмиссионных КС
двигателей НК
Как было указано выше, проблема снижения выбросов ВВ решается
внедрением новых принципов организации рабочего процесса - много-
стадийного сжигания предварительно подготовленной топливо-
воздушной смеси, исходя из наличия действия трех механизмов образо-
вания оксидов азота: термического, «быстрого» (promt) и N2O - меха-
низма, где главные факторы- тщательное смешение ТВС (гомогениза-
ция) и эффективное сжигание при температуре Тг„ в узком диапазоне
1600... 1750 К.
Новый принцип сжигания природного газа в ОАО «СНТК им.
Н.Д.Кузнецова» реализован в двухзонных кольцевых КС и КС с вынос-
126
ными жаровыми трубами в составе эксплуатируемых двигателей НК
(НК-36СТ, НК-37, НК-38СТ).
На рис. 1.5.5 представлены данные по снижению выбросов NOX и
СО двигателей НК-36СТ и НК-37 по годам.
2004 гт.
Рис.1.5.5. Экологические характеристики двигателей НК-36СТ и НК-37
(N=25MBt [О2] -15%)
Однако, несмотря на ощутимое снижение выбросов NOX в таких
КС по сравнению с традиционными (включая многофорсуночную КС
двигателя НК-16-18СТ), приблизиться вплотную к желаемым нормам
пока не удалось [82, 86].
Анализ основных причин такого несоответствия на сегодняшний
день показал следующее:
1. Серьезным фактором, сдерживающим успешную целенаправлен-
ную отработку снижения эмиссии NOxh СО, является отсутствие прием-
лемой и достаточно апробированной расчетно-экспериментальной моде-
ли рабочего процесса конкретной конструкции двухзонной КС с реаль-
ными размерами зон горения, где реализуются различные механизмы
образования NOX.
Опыт отработки малоэмиссионных КС ГТУ показал, что одной из
основных проблем их создания является «проскок» пламени и самовос-
пламенение в смесительных устройствах, а также возникновение термо-
акустической неустойчивости горения. Спектр частот повышенных
пульсаций давления и вибраций широк: от низких частот с 10...50 Гц до
250...625 Гц и высоких частот 2100...4000 Гц.
Исследованиями установлено, что низкочастотные пульсации воз-
буждаются колебаниями состава смеси, обусловленные колебаниями
расхода воздуха на входе в горелки. Причиной высокочастотных термо-
акустических колебаний является уменьшение выноса звуковой энергии
из КС через горелки [84].
2. Не менее важным фактором является установление связи пара-
метров термодинамического цикла двигателя с обоснованным нормиро-
ванием реально достижимого низкого уровня выбросов NOX и СО, т. е.
решение вопроса оптимизации эффективности ГТД с учетом его эколо-
гических характеристик, стоимости изготовления и доводки, рассматри-
ваемых уже на стадии проектирования [85].
Для иллюстрации сказанного и вытекающих отсюда задач на
рис. 1.5.6 представлены предельные теоретические уровни эмиссии NOX
в зависимости от температуры газа перед турбиной Тг‘ при реальном
расходе воздуха на охлаждение стенок жаровой части КС. Здесь же при-
ведены достигнутые уровни эмиссии. Виден резкий рост уровня эмиссии
NOX, начиная с Тг > 1400 К, что соответствует работе ГТД при тг/ > 20.
Такая тенденция соответствует традиционным схемам охлаждения
( 60хл ~ 30%) и сохраняется для перспективных ( G0VI < 20% ). Большин-
ство известных ГТД с уровнем эмиссии NOX < 25 ppm имеют умерен-
ные параметры термодинамического цикла и некоторый запас по уров-
ню эмиссии.
Дальнейшее улучшение экологических характеристик возможно за
счет освоения новых систем охлаждения, над чем и работают зарубеж-
ные фирмы. Так, для наземного двигателя RB.211 разрабатывается эф-
фузионное охлаждение, фирма Аллисон работает над внедрением кон-
вективного охлаждения и т. д.
128
Рис. 1.5.6. Уровни эмиссии NOx=/(Tr*) (при 15% О2).
ГТУ фирм: + - АББ; • - General Electric: А - Siemens; - Rolls-Royce;
(□-НК-37; О-НК-38; ©-АИ-336; АЛ-31 СТ) - РФ;
1, 2- G охп =30, 20 % соответственно; 3-достигнутый уровень эксплуатируемых дви-
гателей
теплозащитных покрытий (~ 600 мкм) стенок жаровой части. Это позво-
лит компенсировать дефицит воздуха в зону горения, а также снизить
выброс СО за счет повышения температуры в пристенной зоне горения.
При отработке эмиссионных характеристик двухзонных КС на автоном-
ных стендах и отсеках с различными уровнями давлений, но с имитаци-
ей входных рабочих температур обнаружено значительное влияние аб-
солютного уровня давления на эмиссию NOX (рис. 1.5.7), что не согласу-
ется с известными публикациями. Кроме того, в работе [88] отмечается
также взаимосвязь выбросов NOX с пульсациями давления. Очевидно,
что обнаруженное влияние уровня и величины пульсаций давления на
входе в КС значительно усложняют отработку экологических характе-
ристик при автономных испытаниях, т. к. требуют полной имитации ра-
бочих условий.
Таким образом, рост параметров термодинамического цикла ГТД, и
в частности степени сжатия, значительно обостряет проблему создания
надежно работающей малоэмиссионной КС с большим ресурсом.
129
3. Важнейшим фактором является подготовка гомогенной ТВС и
эффективное ее сжигание в системе двигателя. Под эффективностью го-
рения в системе двигателя имеется в виду обеспечение розжига и устой-
чивого горения «бедной» ТВС с исключением как «проскока» и само-
воспламенения ТВС в горелках, так и вибрационного горения, что также
значительно усложняет проблему создания малоэмиссионной КС.
Качество подготовки ТВС обеспечивается требуемыми полями кон-
центрации на выходе из горелки и реализуется за счет многоочагового
подвода топлива по сечению закрученного потока воздуха и необходи-
мой длины пути смешения.
Качество подготовки ТВС несомненно влияет на уровень эмиссии.
Но, как показывает опыт, это влияние проявляется в основном на этапе,
когда достигнутый уровень эмиссии NOX близок к теоретическому.
Концентрация NOX, ppm пр. к 15% О2
Рис. 1.5.7. Влияние уровня давления на эмиссию NOX.
В формуле рк - текущая величина полного давления; р' - дав-
ление, близкое к атмосферному.
А-вариант!: О -вариант 2: □-Пратт-Уитни FT-4(8); в-4-х
и 8-ми карбюраторные ВЖТ
На начальном этапе особое внимание должно быть уделено разработке
мероприятий по ускорению смешения и диффузионного догорания топ-
лива дежурной зоны в основной зоне горения, что является источником
повышенных уровней образования NOX по термическом}7 механизму.
Наряду с этим важным моментом является также и определение мини-
мального расхода топлива в дежурную зону.
13U
ГЛАВА 2. ПУТИ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ
АВИАЦИОННЫХ ГТД, КОНВЕРТИРУЕМЫХ В ГТУ
НАЗЕМНОГО ПРИМЕНЕНИЯ
Учитывая, как отмечалось ранее, что дефицит электрической и теп-
ловой энергии в ближайшие годы будет нарастать и, принимая во
внимание увеличение потребного расхода топлива на собственные
нужды ГТУ, большое значение приобретает задача повышения КПД
внедряемых установок. Так, увеличение на 1% КПД привода HK-I6CT,
установленных на газопроводах СНГ, за 15 лет эксплуатации даст эко-
номию, равную примерно 550-106 в долларах США.
Решение задачи повышения КПД конвертируемых ГТД, создавае-
мых на базе авиадвигателей, отработавших летный ресурс, осложняется
тем, что в цикловом отношении они, как правило, принадлежат к преды-
дущим поколениям [3, 25]. Так, например, используемые в настоящее
время на отечественных газопроводах ГТУ имеют 71к’ от 8 до 13, 6 от 3
до 4,5, при которых эффективный КПД одноконтурного привода нахо-
дится на уровне 25.. .30 %.
В связи с изложенным, а также в связи с сокращением программы
строительства атомных электростанций остро встает вопрос о совершен-
ствовании методов конвертирования с целью сокращения потерь тепла с
выхлопными газами и повышения эффективного КПД.
По мере поступления в энергетику авиадвигателей с более напря-
женными параметрами цикла возникает необходимость усложнения их
конструкции при конвертировании с целью сохранения в течение ресур-
са высоких исходных параметров при наземной эксплуатации. Это при-
водит к ужесточению требований к системам подготовки (очистки, ох-
лаждения или подогрева) воздуха, подготовки топливного газа, появле-
нию теплообменника в системе охлаждения турбины двигателя и появ-
лению дополнительных узлов и систем, обеспечивающих сохраняемость
характеристик в течение ресурса (например, систем управления ради-
альными зазорами, промывки проточной части и др.).
Однако развитие по КПД энергетических установок будет осущест-
вляться не только в направлении совершенствования параметров одно-
контурных газогенераторов ГТУ, но и создания комбинированных сис-
тем, работающих по открытому, полузамкнутому и замкнутому цик-
лам[3, 20-25 ,93].
2.1. Форсирование параметров цикла
и совершенствование параметров одноконтурных ГТУ.
Схемы первого уровня сложности
Характеристики одноконтурных ГТУ, выполненных по простой
131
схеме (цикл Брайтона), приведены на рис. 2.1.1, где представлены зави-
симости КПД и мощности установки от степени повышения давления
т*
Лк и степени подогрева 0 = —-. Зависимости построены для современ-
ен
ного уровня КПД узлов. Как видно, рост температуры при фиксирован-
ном значении 7СК* сопровождается увеличением мощности и КПД. Одна-
ко темп прироста КПД невелик и принципиально повышение температу-
ры газа перед турбиной должно сопровождаться увеличением степени
сжатия. На рис. 2.1.1 приведены также величины КПД приводов НК-
12СТ, НК-14СТ, НК-16СТ, НК-36СТ и НК-38СТ, базой для которых яв-
ляются авиадвигатели разных поколений [3] .
Рис.2.1.1. Характеристики ГТУ, выполненных по простой схеме (т]пт= 0,85;
т;пк= 0,89; о2=0,93): Т|эф - КПД; L - удельная полезная работа: • - значения
Я*; О-существующие ГТУ; •-усовершенствованные ГТУ;НК-14Р-ГТУ
с регенератором
Анализируя представленные зависимости, можно обнаружить, что дос-
тижение максимальной мощности при заданной степени подогрева осу-
ществимо при разных 7ГК*. Двигатели с низкими л/ (и исходными КПД)
сохраняют, однако, возможность осуществления в них цикла Брайтона с
регенератором, который обеспечивает (при незначительном снижении
мощности) получение существенного прироста КПД. Рассмотрим это
подробнее.
Как известно, для повышения экономичности цикла привода
(при существовании ограничивающей температуры T*r тах, лимитируе-
мой прочностью узлов горячей части привода) необходимо уменьшить
количество теплоты, отводимой с выхлопными газами в холодный ис-
точник, чему соответствует уменьшение температуры газа, покидающе-
го привод и приближение цикла привода к циклу Карно.
В рамках цикла Брайтона при Т*г = const это достигается путем
повышения степени сжатия в компрессоре 7ГК и степени расширения в
* *
турбине 71г Действительно, при увеличении лк достигается уменьшение
температуры газа за турбиной Тт’, следовательно и выбрасываемого теп-
ла Q2, где Q2 = Ср-Тт Gr. При этом эффективный КПД цикла растет.
(2-1.1)
При введении в конструкцию привода регенератора тепла (теплооб-
менника) достигается термодинамически аналогичный эффект. В ГТД с
регенератором классической схемы: воздух после компрессора в количе-
стве GB с температурой Тк* и давлением р\ направляется в теплообмен-
ник за турбиной, где подогревается выхлопными газами в количестве
Gr=GB+GT до температуры регенерации Тре/ . При этом из-за гидравли-
ческих потерь давления в теплообменнике «газ-воздух» со стороны на-
греваемого воздуха Дрк и трактовых потерь со стороны выхлопных газов
Д/>а полное давление перед турбиной снижается, а противодавление на
выхлопе р\ растет и уменьшается мощность привода (при Тг =const) за
*
счет уменьшения тц .
&Рк~ Р к- Р per? (2.1.2)
^Ра=р\-Р\ # # (2.1.3)
Здесь />*рег - давление воздуха за теплообменником; р а - давле-
ние выхлопных газов за турбиной и на выходе из выхлопного устройства
соответственно.
Для реального цикла оптимальная степень регенерации может быть
определена из следующего выражения:
= T’per -Т'
Прег Т*т _т.
(2.1.4)
Степень регенерации Г)™,-тем меньше, чем больше сопутствующие пере-
даче тепла гидравлические потери и выше степень повышения давления
в цикле. Расчеты показывают [16], что с увеличением степени подогрева
воздуха в цикле оптимальная степень регенерации с учетом потерь дав-
ления растет и соответственно растет КПД привода.
Работа же турбины при учете гидравлических потерь снижается:
(2.1.5)
Видно, что чем больше относительные гидравлические потери
&ра - Др а!р*а и ДДК = Дрк/р\, тем меньше становится мощность,
развиваемая турбиной, и, следовательно, КПД цикла.
В цикле с регенерацией количество тепла, подведенное с топливом,
равно
Qi - GT'-Hu-pr = GB-cp-(Tr*-T*per). (2.1.6)
В цикле без регенерации количество тепла, вводимое с топливом,
равно
Qr= GTHuqr =GE-cp-(Tr*-TK*). (2.1.7)
Здесь Hu - низшая теплотворная способность топлива; Г|г - коэффи-
циент полноты сгорания топлива в камере.
В цикле с регенерацией тепла увеличение КПД обеспечивается за
счет уменьшения расхода топлива на величину АОт^в-Ср^Т^г-Т^/НиЩр,
пропорциональную теплу регенерации AQper=GB-cp-(T реГ-Тк). В этом
случае подогрев осуществляется не на величину Qi = GB-cp-(Tr* - Тк), а
на меньшую величину Qi'= GB-cp-(Tr - Т*реГ).
Суммарное относительное гидравлическое сопротивление ЪЛр/р* ре-
генератора, как видно из уравнения (2.1.5), состоит из суммы (Др^р*а +
Др^/р к), а величина коэффициента гидравлического сопротивления е
может быть выражена через степень регенерации Т|рег и записана как [16]
к - 1 d 1 - Лпег
£ =-----Е -----------(2.1.8)
к кД J Прег
Например, сопротивлению ЕЛ/?ф*=0,08 при Т]Рег = 0,8 соответст-
вует е ® 0,005, а при т|рег = 0,66 коэффициент в « 0,01,если принять
к=1,33и 9 = 3,5.
Поскольку включение регенератора в схему ГТУ помимо частично-
го использования теплоты выхлопных газов понижает давление на входе
134
в турбину и повышает его на выходе, то существует такая максимальная
степень регенерации, при которой работа цикла равна нулю.
Реальным значениям потерь е = 0,005...0,01 соответствует опти-
мальная степень регенерации Т]рег = 0,8...0,88 с увеличением ее до
0,89.. .0,92 при 9 > 5. Однако при е ~ 0,02 создание регенеративной ГТУ
классической схемы оказывается бессмысленным, поскольку ее КПД на
расчетном режиме может стать ниже КПД установки без регенерации.
Принципиально целесообразность применения регенерации в действи-
тельном цикле ограничена степенью сжатия компрессора тц (т), которой
соответствует равенство температур газа за турбиной Тт и воздуха за
компрессором Тк.
Обозначив в формуле действительной работы компрессора величи-
к-1
ну л К(т) * через Хкщ, можно, зная Хк(т), определить предельную степень
сжатия
Хк(т)«л/ё^л‘к(т)¥. (2.1.9)
При этом с уменьшением КПД узлов (компрессора и турбины) ве-
личина Хц(Т) изменяется незначительно.
Несложно показать, что если целью регенерации является не только
повышение тепловой эффективности Т|эф, но и получение дополнитель-
ной механической энергии, то достигаемые результаты могут оказаться
уникально высокими. Это будет рассмотрено ниже на примере совмест-
ной работы двух приводов в циклах, в которых реализуются круговые
термодинамические процессы на примере парогазовой установки, вклю-
чающей газотурбинный и паротурбинный приводы.
Это направление (применение цикла Брайтона с регенератором) до
недавнего времени было определяющим в стационарном газотурбо-
строении в связи с отсутствием необходимого опыта конструирования
компрессоров с сильнонагруженными ступенями и высокими КПД.
Анализ зарубежных стационарных установок с регенерацией тепла
в теплообменнике «воздух-газ», параметры которых представлены в
табл. 2.1.1, показывает, что при %/= 7...9 и температуре газа Тг < 1300
К удается достичь КПД установки Т]^ = 34...35%. Тогда как КПД
исходного цикла не превосходит величины 26...29%.
Успехи конструирования авиационных компрессоров позволили в
ГТУ простого цикла (без регенератора) достичь близких и превосходя-
щих значений эффективного КПД. Очевидно, что затраты на создание
высокоэффективных приводов простого цикла, а также другие показате-
ли (металлоемкость и транспортабельность) свидетельствуют в пользу
последних.
Таблица 2.1.1
Марка ГТУ Мощ- ность. МВт Эффект. КПД, Пэф, % тД К Масса го; т Удельная масса ГТУ, кг/кВт
1980 год
Hitachi М 4142 R 10,4 34.4 1187 54,4 5,24
М 5252 RA 18,8 34,5 7,0 1202 114,8 6,1
М 5322 RB 23,9 35,5 8,3 1205 116.6 4,91
Westinghouse CW 182 RMB 12,9 36,0 9,2 1283 59,0 4,58
1978 год
CW 352 МА 24,4 36,9 8,4 1283 97,1 4,0
В настоящее время идет передача авиационных технологий проек-
тирования и создания ГТУ в стационарное газотурбостроение. Приме-
ром таких ГТУ являются ГТГ-110, ГТГ-60 и др.
Дальнейшее повышение КПД одноконтурных ГТУ, создаваемых на
базе авиадвигателей при минимальных изменениях конструкции базово-
го ГТД, связывается: с уменьшением радиальных зазоров; осуществле-
нием подогрева топлива, поступающего в камеру сгорания, выхлопными
газами; уменьшением расхода охлаждающего воздуха в высокотемпера-
турных газогенераторах ГТУ за счет снижения его температуры в топли-
вовоздушном теплообменнике [3].
Эффект от перечисленных мероприятий, определенный с привязкой
к конкретным двигателям, приведен в табл. 2.1.2.
Однако в энергетику поступают авиадвигатели с высокими значе-
ниями степени сжатия воздуха в компрессоре, а следовательно, и темпе-
ратурой воздуха за ним и низкими температурами газа за турбиной. В
таких ГТД отсутствует возможность осуществления цикла Брайтона с
регенератором по классической схеме. Можно предложить конвертиро-
вать такие двигатели в приводы с выносным энергоблоком, который по-
зволяет выполнить «сухую» регенерацию тепла выхлопных газов, и,
следовательно, увеличить КПД и мощность. (В разделе 2.4 представлена
схема ГТУ с выносным энергоблоком в комбинации с паровой турби-
ной.)
Анализ циклов ТРДД, конвертируемых в приводы, с низкими пара-
метрами воздуха (давления и температуры) за вентилятором позволяет, в
принципе, рассматривать регенерацию тепла выхлопных газов за турби-
ной первого контура в воздухе вентиляторного контура с помощью теп-
136
лообменника в качестве резерва повышения КПД и мощности. Этом)'
вопросу посвящены разделы 2.5 и 2.6 настоящей главы.
Таблица 2.1.2
Параметр Установка U N, МВт Я к т* х г> к кпд исх. ГТУ, Л эф, % Прирост КПД ГТУ (Ддэф, %) при: Трех- мерное проек- тирова- ние лопа- точных лмашин кпд ГТУ, Пэф, %
умень- шении ради- ального зазора подог- реве топ- ливно- го газа умень- шении расхода воздуха на охлаж- дение
НК-14 8 12 1120 32 — — - 41...42’
НК-16СТ 16 9,7 1083 29 0,5 0,6 — — 30,1
нк-зост 25 12 1260 30 0,6 0,7 0,3 — 31,6
НК-36СТ 25 21 1460 36 0,7 0,8 0,8 1,5 40,8
НК-37 25 21 1460 36,4 0,7 0,8 0,8 1,5 41.2
НК-37-1 25 21 1460 37 0,7 0,8 0,8 1,5 41,8
НК-38СТ 16 26,6 1506 38 0,7 0,9 1,0 0,7 41,3
* с регенерацией тепла выхлопных газов в воздух перед камерой сгорания
Дальнейшее увеличение КПД ГТУ также связывается с утилизаци-
ей тепла выхлопных газов, но тепло передается не цикловому воздуху, а
теплоносителю, не участвующему в цикле ГТД и не требующему значи-
тельных затрат мощности для повышения давления в нем. Простейшим
способом повышения тепловой эффективности газотурбинных устано-
вок является утилизация тепла для обеспечения теплоснабжении пред-
приятий и коммунальных потребителей. Для этой цели газы после сило-
вой турбины направляют в паровые или водогрейные котлы-
утилизаторы [28, 31]. В табл. 2.1.3 даны показатели возможной и по-
требной для компрессорной станции (КС) утилизируемой теплоты.
Таблица 2.1.3
Параметры Размер- ность ГТК-10 ГТН-16 ГТН-25
Расход газа на одну 11У кг/с 81 89,6 182
Число ГТУ на КС шт. 6 3 2
Температура газа за свободной турбиной °C 440 430 400
Температура газа за котлом-утилизатором °C 140 140 140
Теплопроизводительность котла МВт 26 28 50
Потребность в тепле поселка и станции МВт 5 3 3
Возможный отпуск теплоты от ГТУ7 станции МВт 156 84 100
137
Анализу подвергнуты КС, на которых установлены отечественные
двигатели ГТК-10, ГТН-16 и ГТН-25.
Приведенные данные показывают, что потребности станций и их
жилых массивов в теплоснабжении не превосходят 3...5% от распола-
гаемой теплоты. При этом следует иметь в виду', что эти потребности
носят сезонный характер. Теплофикационный способ повышения эффек-
тивности целесообразно применять в системах, обеспечивающих круг-
лосуточное использование теплоты, органически задействованных
(включенных) в технологические процессы основных производств (на-
пример, на бумагоделательных комбинатах), а также в городах с круп-
ными жилыми массивами. Примером является Безымянская ТЭЦ в г.
Самаре с электрической мощностью 25 МВт и тепловой 39 Гкал/ч, в ко-
торую входит газотурбинный двигатель НК-37 [28, 31, 37]. Пар отпуска-
ется промышленным предприятиям и коммунальным службам, находя-
щимся вблизи ТЭЦ.
Как видно, опыт такой утилизации имеется, но этим приемом не
может быть охвачен имеющийся парк ГТД, сосредоточенный, в основ-
ном, на компрессорных станциях.
Итак, использование тепла в теплофикационных и бытовых целях
не решает глобальную проблему’ электросбережения, несмотря на воз-
можность в отдельных случаях (вблизи крупных населенных пунктов
или заводов) повысить КПД системы, состоящей из энергетического и
теплофикационных комплексов, до 80...85%. Как отмечалось, это связа-
но с тем, что большинство ГТУ используется в газо- и нефтеперекачи-
вающих станциях с малым потребным количеством тепла для бытовых
нужд. Поэтому определяющее значение будут иметь системы, обеспечи-
вающие повышение КПД путем получения дополнительной мощности.
Состав схем установок, использующих водяной пар, существенно
зависит от того, как решены задачи подготовки больших масс деминера-
лизованной воды. В тех случаях, когда стоимость водоподготовки низка,
экономически выгодными оказываются открытые циклы с выбросом па-
рогазовой смеси в атмосферу. Если задача водоподготовки не решена, то
используются циклы либо с лимитированным (малым) расходом воды
(пара), либо сложные по составу установки, работающие по замкнутой
схеме.
Оценки показывают, что масса выбрасываемого с выхлопными га-
зами пара в открытых энергетических циклах достигает 1,1... 1,6 т/ч на
один МВт установленной мощности [4, 5]. Для компенсации этих потерь
подобные установки оборудуются системами для приготовления обессо-
ленной подпиточной воды химическими или термическими методами. За
138
рубежом (в США) стоимость химической очистки доведена до 0,8 дол-
лара за одну тонну, а эксплутационные издержки на водоподготовку со-
ставляют лишь 6% топливной составляющей электроэнергии. Дешевиз-
на водоподготовки послужила толчком к развитию и внедрению в США
схем, работающих по открытому циклу. В отечественной практике про-
блема водоподготовки не нашла пока столь удачного решения, что и яв-
ляется одной из причин применения сложных замкнутых схем.
В основу систематизации комбинированных схем, которая представ-
лена в данной работе, положен принцип дополнительного усложнения
конструкции исходного авиадвигателя. Если в схемах первого уровня
рассмотрены двигатели с базовым газогенератором простого цикла, то в
схемах второго уровня предполагается сохранение газогенератора и ис-
пользование пара в модернизированной силовой парогазовой турбине
(или паровой турбине) с выбросом парогазовой смеси в атмосферу: в
схемах третьего уровня - ограниченное изменение конструкции исход-
ного газогенератора с целью создания условий для утилизации тепла
выхлопных газов, а в схемах четвертого уровня рассматриваются уста-
новки сложных циклов.
2.2. Схемы второго уровня.
Установки с регенерацией тепла выхлопных газов
и подачей пара на силовую турбину
Такие установки позволяют сохранить конфигурацию газогенератора
конвертируемого двигателя, как и в схемах первого уровня. Заново про-
Рис.2.2.1. Схема энергетической установки с регенерацией тепла в откры-
том паровом контуре: 1 - компрессор; 2 - камера сгорания: 3 - турбина
газогенератора; 4 - силовая турбина; 5 - теплообменник - паровой котел;
6 - водяной насос; 7 - паровая турбина; 8 - потребитель мощности
вотируется силовая турбина, работающая на парогазовой смеси (или во-
дяном паре) с выбросом ее в атмосферу. В связи с увеличением пропус-
каемой массы рабочего тела силовая турбина отличается от силовой
турбины двигателя простого цикла. При этом давление пара на входе
может быть выше, чем давление газа перед силовой турбиной. Одна из
возможных схем представлена на рисунке 2.2.1 и предполагает сохране-
ние проточной части и силовой турбины такой же, как в двигателе про-
стого цикла с присоединением на вал сТ парового контура, работающе-
го по открытому циклу (в отличие от паровых турбин парогазовых уста-
новках (ПГУ) замкнутых схем). Ожидаемый прирост мощности и КПД
таких установок может достичь 5...7%. Как отмечалось, схема удачно
реализуется в случае разрешения проблемы водоподготовки.
Существенную экономию воды в открытой схеме ПГУ можно полу-
чить путем установки контактного теплообменного аппарата конденса-
ционного типа в выхлопной шахте, транспортирующей парогазовую
смесь в атмосферу. В таких аппаратах, предложенных профессором Ди-
ким Н.А., конденсация паров воды, содержащихся в парогазовой смеси,
осуществляется водой (конденсатом), подаваемой в виде струйного
«душа» в парогазовую смесь. Скорость парогазовой смеси в контактном
аппарате может находиться в пределах от 5 до 10 м/с, а соотношение ко-
личества воды, вводимой и извлекаемой из парогазовой смеси, может
составлять примерно 6:1. Вода (в том числе конденсат), стекающая в
нижнюю часть выхлопного устройства, после охлаждения ее в теплооб-
меннике «вода - вода» вновь подается на вход в ПГУ.
Перспективными являются ПГУ, в которых температура выхлопных
газов, выбрасываемых в атмосферу, находится в пределах от +25 до
-30°С (в отличие от имеющих место в настоящее время от +140 до
+ 170°С).
2.3. Схемы третьего уровня.
ГТУ с подачей пара в компрессор, камеру сгорания
и систему охлаждения турбины газогенератора
В тех случаях, когда по технико-экономическим причинам необхо-
димо резко сократить расход воды через установку, целесообразно ис-
пользовать циклы с впрыском водяного пара (воды) в компрессор, каме-
ру сгорания или (и) в систему охлаждения высокотемпературной турби-
ны газогенератора [22, 76].
При расходе пара gnapa порядка 4...5% от расхода воздуха через
ГТУ камера сгорания и сопловые лопатки турбины еще могут быть по-
14С
лучены доработкой базовых узлов. В таких установках вследствие боль-
шой степени расширения смеси в турбине (л*т ~ л к) и малых энергети-
ческих затратах на повышение давления дополнительной массы рабоче-
го тела обеспечивается заметное увеличение мощности и КПД установ-
ки.
В табл.2.3.1, заимствованной из [65], приведены данные по влиянию
впрыска горячей воды (tHi0= +250 °C) на вход в компрессор ГТУ
ALSTOM GT9D на мощность и КПД.
Таблица 2.3.1
Параметры ГТУ ALSTOM GT9D
GB, кг/с GH0, кг/с §Н,0 ’ % tK, °C GT, кг/с N, МВт Лго', %
148,7 0 0 297 3 29,5 25,8
148,6 1,5 1 272 3,2 31,9 26,5
149,8 2,9 2 245 3,3 33,6 26,9
Видно, что при впрыске 2% воды температура воздуха на выходе из
компрессора снижается на 52°. Это приводит к уменьшению затрачи-
ваемой работы в компрессоре и увеличению мощности ГТУ примерно на
14% и КПД - приблизительно на 1%. Технология впрыска горячей воды
(tHO = +150...250°С) с высоким давлением (100...150 бар) на вход в
компрессор носит название Swirl Flash и представляет большой интерес,
т.к. при ее применении отмечено значительное (примерно на 30%) сни-
жение эмиссии оксидов азота (NOX) в выхлопных газах.
На рис. 2.3.1 [6,7] приведено изменение КПД двигателей с впры-
ском пара в камеру сгорания и без в зависимости от степени сжатия в
компрессоре л*к.
Как видно, впрыск обеспечивает значительный прирост КПД во
всем диапазоне степеней сжатия л*к в цикле.
Подача воды (пара) в камеру сгорания обеспечивает также умень-
шение содержания оксидов азота NOX в продуктах выхлопа.
Существенный эффект был достигнут при впрыске топливо-
водяной эмульсии, образованной в эмульгаторе, а также при подаче во-
ды через форсунки, расположенные коаксиально с топливными [20]. Фи-
зическая природа эффекта связана со снижением температуры среды в
окрестности горения молей вследствие расходования части выделяюще-
гося тепла на испарение воды. Идея использования эмульгатора и опыт-
141
ные образцы разрабатывались проф. Ю.А. Кнышом на кафедре теории
двигателей в СГАУ и «СНТК им. Н.Д. Кузнецова».
Ниже представлены
Рис.2.3.1. Термический КПД простого цикла - 1
и регенеративного цикла с впрыском 5% пара - 2
основные результаты ис-
следования эффективно-
сти впрыска в камеру сго-
рания ГТУ марки «НК»
эмульгированной топли-
воводяной смеси.
Рассмотрение опуб-
ликованных материалов
позволяет выявить два
основополагающих фак-
тора, влияющих на выброс
NOX:
влияние способа и
места подачи впрыски-
ваемого компонента
(впрыск в отверстия жаровой трубы, завихритель, завихритель и жаро-
вую трубу и через специальную форсунку);
примерно равные эффективности подавления NOX при подаче воды
или пара форсунками, специально разработанными для этой цели.
Последнее косвенно свидетельствует о том, что энергия, которая
должна быть затрачена на испарение и перегрев капель воды в зоне го-
рения, не доиспользована при раздельном впрыске воды и топлива. Оче-
видно, процесс испарения воды проходил таким образом, что часть
жидкости из-за сепарации испарялась вне зоны горения, что сопровож-
далось снижением эффективности процесса подавления NOX. При пода-
че заранее подготовленной эмульгированной топливоводяной смеси
(вместо раздельной подачи компонентов - топливо-вода, топливо-пар)
ожидается, что теплота, отбираемая на испарение и перегрев воды, сни-
зит температуру горения и приведет к ощутимому уменьшению
образования NOX в соответствии с экспоненциальным влиянием
температуры на выброс оксидов азота.
Проведенные в СГАУ испытания отсеков камер сгорания двух дви-
гателей НК, результаты которых в виде относительных величин индекса
эмиссии оксида азота EJNOx и коэффициента полноты сгорания rjr
представлены на рис. 2.3.2, показывают существенно более сильное
влияние подачи топливоводяной эмульсии на снижение оксидов азота
142
NOX по сравнению с раздельной подачей топлива и воды.
Т1
11г с вод
FT
Р Т _ \ОХСВОД , —
NOx ~ EJ ’ n
\тОхбез вод I г без вод
Рис. 2.3.2. Влияние подачи воды в зону горения на выброс оксидов
азота (а) и коэффициент полноты сгорания (б):
о, * - опыты проф. Ю.А. Кныша на отсеках камер сгорания: о -
впрыск эмульсии; • - непосредственный впрыск воды; //// - ли-
тературные данные по впрыску воды
Об этом же свидетельствуют и результаты замеров NOX при срав-
нении полученных в СГАУ данных даже с лучшим из известных вари-
антов раздельного впрыска воды и топлива в камеру сгорания, пред-
ставленных в работе [65] и на рис. 2.3.3.
143
a - Светлые значки - природный газ, темные значки -
дистиллятное топливо №2. В турбинах KWU и GM
LM5000 - перемешанная смесь пара и топлива, в тур-
бине KWU - распиливание нефтяного топлива паром.
▲ - стендовые испытания камеры BST; с - эксплуата-
ционные испытания камеры KWU; - стендовые ис-
пытания камеры GT-100; □ - стендовые испытания
камеры GE LM5000.
б - Светлые значки - природный газ, темные значки -
дистиллятное топливо №2. В камере типа П впрыск в
завихритель, в камере W35 впрыск в каналы распили-
вающего воздуха. ♦ - W35; «- эксплуатационные
испытания камеры ВВС типа II; - стендовые испы-
тания GT-100; • - впрыск в отверстия жаровой трубы;
л - впрыск в завихритель; - впрыск в отверстия жа-
ровой трубы и завихритель
в - Темные значки - дизельное топливо, светлые значки
- СН„ Газовая турбина GE LM2500. д - стендовые испы-
тания, двухтопливная форсунка; - стендовые испыта-
ния, впрыск навстречу потоку; • - стендовые испытания,
смешение воды и топлива; ♦ - испытания на двигателе,
смешение воды и топлива
Рис. 2.3.3. Данные по эффективности впрыска пара (а) и воды (б, в) на снижение выбро-
сов оксидов азота, заимствованные из [65]
В то же время испытания не обнаруживают расслоения коэффици-
ентов полноты сгорания при подаче в зону горения воды или эмульсии
(см. рис. 2.3.2) в проверенном диапазоне массовых соотношений G^/Gt.
Однако при впрыске воды в камеру сгорания в связи с затратами тепло-
вой энергии на ее испарение следует ожидать некоторого снижения ко-
эффициента полезного действия установки, которое может быть замет-
ным при расходе воды, близком к расходу топлива. При необходимости
снизить образование NOX в 2.. .3 раза можно ожидать, что потребное со-
144
держание воды в эмульсии составит примерно GBOn = 10... 15 % GT вме-
сто 50...90 % - при раздельной подаче.
Ожидаемое снижение
Рис.2.3.4. Влияние подачи воды G^G, (по массе)
в камеру сгорания на основные параметры двига-
теля НК-37: NCT - мощность; т|уст - КПД установ-
ки; Тг - температура газа перед турбиной высоко-
го давления;--------параметры при NCT=25 МВт;
------- параметры при Тг*=1430 К; •, х - расход
воздуха на охлаждение турбины ВД, GB охл умень-
шен на 1 и 1,5 % соответственно
КПД газотурбинного дви-
гателя НК-37 при подаче
эмульсии в количестве
10... 15 % GT не превысит
0,3...0,4 % (рис. 2.3.4). Па-
дение КПД установки, как
отмечалось, не связано с
ухудшением процесса го-
рения в камере, а объясня-
ется затратами тепла на
испарение и снижением
температуры газа в цикле.
Компенсацию снижения
КПД установки можно
осуществить путем
уменьшения расхода ох-
лаждающего воздуха на
величину, равную GB охл =
1 ...1,5 % G8 (Gb - расход
воздуха через двигатель).
Способы и устройст-
ва для получения эмуль-
сии. В настоящее время
известно несколько прие-
мов получения эмульсии,
часть из которых может
найти применение в ста-
ционарных силовых установках, создаваемых на базе авиационных дви-
гателей.
Наиболее перспективными для этих целей являются гидроакустиче-
ские генераторы эмульсий. Материалы по эмульгаторам предоставлены
канд. техн, наук Кнышом О.Ю. Упрощенная принципиальная схема
эмульгатора представлена на рис. 2.3.5. Топливо под давлением подает-
ся по патрубку 1 через завихритель 2 в камеру смешения 3, где происхо-
дит формирование закрученной струи повышенной турбулентности. Во-
да по патрубку 4, пройдя завихритель 5, поступает в центральную зону
камеры смешения 3. Направления вращения потоков воды и топлива
противоположны, что способствует их дроблению и перемешиванию из-
за взаимодействия вихрей. Течение закрученных струй носит нестацио-
нарный характер. Возникающие при этом колебания оказывают диспер-
гирующее воздействие на компоненты.
Рис.2.3.5. Принципиальная схема вихревого гидроакустического эмульгатора
Для получения высокодисперсной среды размеры камеры смешения
(длина, диаметр) подбираются таким образом, чтобы возбудить в потоке
смешиваемых компонентов колебания максимальной амплитуды. Эти
колебания затухают при прохождении смеси по трубопроводам подвода
ее к форсункам и в форсунках.
Однако каждый раз требуется получение экспериментальной ин-
формации о восприимчивости камеры сгорания к спектру частот, гене-
рируемых эмульгатором.
Эмульгатор такого типа в зависимости от концентрации воды в сме-
си и перепада давления на нем позволяет получать эмульсии со спектром
капель от 5 до 30 мкм. При необходимости получения более тонкой
эмульсии требуется организовать вторую ступень эмульгатора, которая
располагается ниже по потоку и также включает в себя элемент закрутки
смеси. В качестве примера на рис. 2.3.6 приведена одна из возможных
схем второй ступени, которая работает следующим образом. В смеси,
прошедшей завихритель 1, в результате действия центробежных сил и
эффекта выноса массы во вторичную зону смешения 2 создается область
разрежения, имеющая максимальное значение на расстоянии 2...3 диа-
метров от выходного сопла 3 завихрителя.
Физическая картина возникновения звуковых колебаний в закру-
ченном потоке эмульсии схематически может быть описана следующим
образом. Поток эмульсии во вторичной камере смешения 2 имеет враща-
тельно-поступательное движение: по периферии смесь движется в пря-
146
мом направлении, в центре - в обратном (см. рис. 2.3.6).
Рис.2.3.6. Принципиальная схема второй ступени
вихревого гидроакустического эмульгатора
В зависимости от геометрических размеров завихрителя и сопла мо-
гут образовываться одна зона 4 или две зоны 4, 5 обратных токов. В та-
ких эмульгаторах их геометрические параметры подбираются из условия
формирования двух зон рециркуляции 4 и 5 с вихревым течением ядра
потока по спирали 6 вокруг вторичной области 5 возвратного течения
(см. рис. 2.3.6).
Значительная турбулентность в смеси генерируется на границе пря-
мого и обратного токов, а также в результате прецессий активной струи
и зоны обратных токов. Это создает дополнительные акустические эф-
фекты, усиливающие диспергирование рабочей смеси.
Исследование гидродинамики закрученных потоков в простейшем
генераторе, изображенном на рис. 2.3.7, показало, что для каждого зна-
_ it-R-r - sin^o
чения геометрической характеристики S =------------- существует
n-FBX
минимальная длина вихревой камеры Lmin, начиная с которой в потоке
возникают мощные регулярные пульсации скорости и давления (здесь
FBX - площадь входных каналов; п - число входных каналов). При этом
отмечается снижение коэффициента расхода ц и наблюдается пере-
стройка зоны рециркуляции.
При некотором значении S = SKp в закрученном потоке периодиче-
ские колебания не наблюдаются. На основании экспериментально-
теоретических исследований была определена область пульсирующих
режимов работы генераторов и установлены значения L/dc=^(S), при ко-
торых амплитуда пульсаций достигает максимальных значений.
Рис. 2.3.7. Схема вихревого генератора:
de d3 - диаметры сопла форсунки, завихрителя;
L - длина вихревой камеры; h, b - глубина и
ширина винтовой канавки шнекового завихри-
теля; R - радиус закрутки; <р - угол наклона
винтовой канавки завихрителя
Кроме того, для области геометрических соотношений с нестацио-
нарным режимом работы, были определены зависимости: коэффициента
расхода ц как функции S и с (степени поджатия сопла с = dy'dc); интен-
v' , ,
сивности пульсации е =— (v ,v - пульсация и среднерасходная ско-
v
рость) и критерия Струхаля Sh как функции S.
Простота устройства (отсутствие движущихся частей) и компакт-
ность двухступенчатого эмульгатора позволяет встраивать его в топлив-
ную магистраль после насосов и агрегатов регулирования, располагая
вблизи камеры сгорания. В этом случае удается решить две важные про-
блемы применения водных эмульсий: избежать вредного воздействия
воды на агрегаты топливоподачи и устранить расслаивание эмульсии на
участке эмульгатор-форсунка в камере. Последнее обеспечивается высо-
ким первоначальным диспергированием воды в топливе и малым време-
нем движения эмульсии по трубопроводу.
Проверка эффективности работы эмульгатора проводилась при ог-
невых испытаниях отсеков камер сгорания двигателей НК-12МВ и
НК-8-2У.
Основная цель испытаний состояла в определении эффективности
применения топливных эмульсий на авиационных двигателях наземного
использования для снижения эмиссии оксидов азота.
Как отмечалось выше, даже незначительные добавки в топливо дис-
пергированной воды (6...9 % по массе) позволяют на 40...50% уменьшить
выброс оксидов азота без ухудшения полноты сгорания. Для получения
такого же эффекта без применения эмульгатора потребуется значитель-
но больший расход воды (см. рис. 2.3.2).
Горелка камеры сгорания. Несмотря на достоинства работы уста-
новки на эмульсиях, подготовленных в выносном эмульгаторе, необхо-
димо отметить также возможность возникновения эксплуатационных
148
трудностей.
Так, например, можно ожидать расслоения компонентов в магист-
ралях сложной геометрии подвода их к форсункам. Не изучены также
физические свойства эмульсий.
Кроме того, использование эмульсий в камерах сгорания целесооб-
разно только при работе на максимальной или близкой к ней мощности,
когда имеет место наиболее интенсивное образование NOX. При работе
на пониженных режимах эмульгирование будет сопровождаться только
увеличением выброса продуктов неполного сгорания СО и СПН,П. Поэто-
му подача эмульсии нецелесообразна.
На этих режимах, когда в камеру сгорания подается только топливо
через форсунки, рассчитанные на подачу смеси (топливо-вода), будет
иметь место заметное уменьшение перепада давления и сопутствующее
ухудшение качества распиливания, что может отразиться на полноте
сгорания.
Этот недостаток устраняется при эмульгировании с помощью двух-
компонентной форсунки непосредственно перед впрыском смеси в ка-
меру сгорания. Пример выполненной в ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецо-
ва» горелки камеры сгорания с двухкомпонентной форсункой приведен
на рис. 2.3.8. Однако, как показал опыт эксплуатации двигателей, снаб-
женных подобными форсунками, эффективность снижения образования
NOX оказывается меньшей, чем при впрыске эмульсий (см. рис. 2.3.2,
Вода
Жидкое
топливо
Газообразное
— топливо
Рис.2.3.8. Горелка камеры
сгорания двигателя НК-37 с
двухкомпонентной форсун-
кой:
1 - корпус; 2 - блок завихри-
телей для воздуха: 3 - шнеко-
вый завихритель для впрыска
воды; 4 - форсунка для пода-
чи жидкого топлива; 5 — кон-
фузорный насадок; 6 - первая
ступень воздушного завихри-
теля; 7 - вторая ступень воз-
душного завихрителя
149
2.3.3). Можно ожидать, что путем оптимизации конструкции двухком-
понентной форсунки, вероятно, удастся сблизить эффективности эмуль-
гатора и форсунки. При этом предполагается, что наличие общей камеры
смешения может способствовать достижению положительного результа-
та.
В таблице 2.3.4 и на рис. 2.3.9 приведены геометрические характе-
ристики и гидравлические параметры форсунки-эмульгатора, предла-
гаемой для проверки на двигателе НК-37.
Геометрические характеристики этой форсунки обеспечивают резо-
нансную частоту пульсаций по линии подачи воды порядка f = 1600 Гц.
Последнее позволяет надеяться на получение дисперсности эмульсии,
близкой к дисперсности, имевшей место в опытах при исследовании
влияния подачи эмульсии на выброс NOX ( см. рис. 2.3.2). (Дисперсность
оценивалась по фотографиям с последующим определением диаметра
капель воды под микроскопом. Взятие пробы производилось в стеклян-
ную емкость, дно которой покрывалось полисилаксановым составом.)
Эскиз горелки камеры сгорания двигателя НК-37 с форсункой-
эмульгатором приведен на рис. 2.3.10. Конструкция собственно горелки
осталась неизменной.
Таблица 2.3.4
Параметры форсунки-эмульгатора
Номер контура форсунки => Параметр V Контур № 1. внутренний, вода Контур № 2, наружный, топливо
Геометрические характеристики
Геометрическая характеристика, S 4,6 2,7
Коэффициент расхода, ц 0,15 0,25
Радиус закрутки, R, мм 2 5
Радиус сопла, гс, мм 0,35 1,1
Угол наклона канавки канала, <р, град 60 62
Число входов канавки, п 2 6
Площадь входа канавки шнека, fBX, мм2 0,2 0,93
Гидравлические параметры
Объемный расход компонента, 0ф, mj/c 2,5-10'6 42-10’6
Весовой расход компонента, Оф, т/ч 9-10‘3 0,11
Перепад давления на форсунке, Др, МПа 1 1
Частота пульсаций, f, Гц 1600 25...30
150
Жидкое | Вода
топливо I ' I
Рис. 2.3.9. Эскиз двухкомпонентной
форсунки-эмульгатора
Рис. 2.3.10. Схема горелки камеры сгора-
ния двигателя НК-37 с форсункой-
эмульгатором
Оценка влияния эмульгирования дизельного топлива водой на ре-
сурс жаровой трубы КС. Для предварительной оценки влияния эмуль-
гирования на ресурс жаровой трубы камеры сгорания используется ме-
тодический подход, основанный на следующих основных положениях:
ресурс жаровой трубы определяется исходя из расчетного значения
долговечности в циклах до разрушения при изменении термонапряжен-
ного состояния в каждом цикле от исходного - равномерный нагрев от
20 °C до рабочего на максимальном режиме и обратно без учета вибро-
напряжений, ползучести и нестационарного процесса при розжиге;
N
запас циклической долговечности KN = —~ - 4, что соответст-
^рес
вует обычным нормативным значениям;
циклическая долговечность до разрушения определяется модифи-
цированной для жесткого нагружения зависимостью типа уравнения
Мэнсона- Коффина
151
82 = --ln—NX+ —L,
4 1-y E
где 32 - амплитуда полной деформации в критической точке конструк-
ции; Np^- разрушающее число циклов; у - характеристика пластичности
материала при рабочей температуре; а_,- предел выносливости мате-
риала при симметричном цикле нагружения и принятой технологии из-
готовления; Е- модуль упругости материала при рабочей температуре;
ш = 0,52 - параметр кривой малоцикловой усталости для материала кон-
струкции и принятой технологии изготовления; о, - главное действую-
щее напряжение. Значение 82 определяется упруго-пластическим рас-
четом МКЭ без учета ползучести модели жаровой трубы, сформирован-
ной осесимметричными конечными элементами с учетом зависимости
свойств материала от температуры при нагружении ее в поле темпера-
тур, полученном в результате теплового расчета;
влияние процессов окисления материала не учитывается.
Описание модели. Для расчета термонапряженного состояния стен-
ки жаровой трубы сформирована конечно-элементная модель.
Поля температур таковы, что влияние головки и замка жаровой тру-
бы могут быть учтены в модели непосредственно прилежащими зонами
конструкции.
Контактный сварочный шов имитируется соединением узлов моде-
ли по поверхностям шва.
Моделирование температурных полей. Температурные поля мо-
делировались следующим образом:
в отдельных узлах конструкции по наружной и внутренней поверх-
ностям формировались температурные граничные условия, полученные
с использованием расчетно-экспериментальных методик предприятия;
средствами системы COSMOS-M проводился тепловой расчет мо-
дели;
результаты теплового расчета в виде узловых температур передава-
лись для расчета напряженного деформированного состояния(НДС);
механические нагрузки не учитывались из-за малого влияния на
НДС.
В таблице 2.3.5 приведены результаты ресурсных оценок. Видно,
что ресурс жаровой трубы при эмульгировании топлива увеличился
примерно в 1,75 раза.
152
Таблица 2.3.5
Результаты оценки ресурса жаровой трубы
Вариант нагружения 5S-1O3 <И. МПа m Т 0-1, МПа Npa3p циклов ^рес ЦИКЛОВ
Исходный вариант 2,06 309 0,52 0,28 220 16000 4000
Эмульгирование 289 0,52 0,28 220 28000 7000
На основании теоретического анализа высказано предположение,
что подача эмульгированной топливоводяной смеси может привести к
более интенсивному снижению выбросов оксидов азота NOX, чем раз-
дельный впрыск топлива и воды.
Проведенные в ограниченном объеме эксперименты на отсеках ка-
мер сгорания с подачей эмульсии подтвердили высказанное предполо-
жение. Опыты проведены на эмульсии, подготовленной заранее в от-
дельном эмульгаторе, расположенном вне камеры в системе топливопи-
тания.
Эмульгирование топлива приводит к снижению температуры в зоне
горения, соответственно к снижению общего уровня и градиентов тем-
ператур на стенках жаровой трубы и увеличению ее ресурса.
С целью устранения эксплуатационных недостатков системы смесе-
образования выносного эмульгатора и снижения давления подачи можно
применить устройство с образованием эмульсии непосредственно в спе-
циальных двухкомпонентных форсунках с внутренним смешением. Од-
нако работа устройства нуждается в экспериментальной проверке.
При необходимости дальнейшего снижения расхода пара можно ог-
раничиться значением gnapa< 1% с подачей его в поток воздуха, охлаж-
дающего турбину. Геометрия проточной части двигателя при этом со-
храняется неизменной.
Впрыск воды (или пара) в поток воздуха, охлаждающего турби-
ну. Подача воды или пара в конструктивно измененную систему охлаж-
дения позволяет повысить КПД цикла за счет повышения температуры
газа перед турбиной и уменьшения goxn в, либо, при сохранении темпе-
ратуры газа неизменной, существенно увеличить ее ресурс. Эксперимен-
ты, проведенные на моделях и в составе натурного ГТД, показыва-
ют, что подача 10% по массе воды в поток охлаждающего воздуха
(£ < 10 % от G„ . т.е. g ~ 1%G„ ) позволяет снизить температу-
\ ООХЛ.В В; ' ООХЛ.В В; 7 1
ру тела лопатки на 1ОО...15О°С. На рисунке 2.3.11 приведена зависи-
мость температуры паровоздушной смеси от расхода воды, а на рис.
153
2.3.12 - схема экспериментальной установки с «отсеком» испарительной
камеры.
12
Рис. 2.3.11. Изменение температуры паро-
воздушной смеси tcM от количества введен-
ной воды Овод (в % по массе) и начальной
температуры воздушного потока tB нач:
кривые - опыты на установке
( ----- - длина испарительной камеры
/нк=1,8 м;------^.«=0,4 м);
//// - опыты на отсеке испарительной ка-
меры; •; О; +; х; ♦; а - индексы началь-
ной температуры воздушного потока
Рис.2.3.12. Схема экспериментальной уста-
новки с «отсеком» испарительной камеры:
1 - источник сжатого воздуха (ГТД); 2 -
место отбора сжатого воздуха; 3 - направ-
ление движения воздуха; 4 - расходомерное
сопло; 5, 6, 8, 12, 17, 20, 25, 29, 34, 36 - ма-
нометры высокого давления: 7, 9, И, 16, 19,
28, 33 - термопары для измерения темпера-
туры смеси; 10 - направление движения
паровоздушной смеси; 13 - разделительная
перегородка; 14 - полость испарительной
камеры; 15 - теплоизоляция на наружной
поверхности стенок испарительной камеры;
18- форсунка; 21, 22, 26, 30, 37 - вентили;
23 - водомерное стекло; 27 - подогреватель
для воздуха; 31 - автомат дозировки топ-
лива; 32 - подача топлива в подогреватель;
35 - баллон сжатого газа для наддува
Экспериментальные исследования проводились также на натурном
ТРДД НК-321 с тягой 140 кН, степенью двухконтурности m = 1,3, сте-
пенью сжатия в компрессоре тгк*= 27 и температурой газа перед турби-
154
ной на максимальном режиме Тг* = 1600 К [22]. На базе ТРДД НК-321
созданы ГТУ НК-36СТ и НК-37 мощностью 25 МВт.
Целью исследования являлась комплексная отработка на натурном
двигателе параметров системы впрыска воды в воздух, охлаждающий
турбину, систему охлаждения статора для уменьшения радиальных зазо-
ров. Для специальных стендовых испытаний в двигателе была установ-
лена кольцевая испарительная камера, схема «отсека» которой приведе-
на на рис. 2.3.12.
На рис. 2.3.13 и 2.3.14 представлены схемы систем двигателя:
впрыска воды, охлаждения статора и подачи воды.
Система впрыска и охлаждения
статора турбины воздухом
вентиляторного контура
Система охлаждения Система
статора струйным касания
«душем»
Рис. 2.3.13. Схемы систем двигателя:
1 - испарительная камера; 2 - вал каскада высокого давления; 3 - внутренний корпус
камеры сгорания; 4 - трубопровод для подвода дистиллированной воды; 5 - коллектор
раздачи воды; 6 - трубопроводы-стволы; 7 - центробежная форсунка; 8 - перегородка; 9
- аппарат закрутки; 10, И, 12 - направление движения воды, воздуха и паровоздушной
смеси соответственно; 13 - капот; 14 - клапан; 15 - воздух в наружном контуре; 16 -
линия визирования оптического пирометра; 17 - воздух на обдув статора; 18 - кольцевые
трубопроводы; 19 - рабочая лопатка; 20 — статор; 21 - элемент сегмента с сотами, изоли-
рованный от корпуса статора; 22 - изолятор; 23 - электрическая лампочка; 24 - магнит-
ная система регистрации касания; 25 - источник питания; 26 - ручной выключатель: 27 -
электрическая цепь, состоящая из статора, ротора, лампочки и других элементов
Система охлаждения статора турбины. В экспериментах приме-
нялись системы, выполненные по двум схемам. В первой схеме для ох-
лаждения статора использовался воздух вентиляторного контура, кото-
рый поступал под капот 13, проходил клапан 14, двигался вдоль охлаж-
даемой поверхности статора и возвращался в основное русло-канал на-
ружного контура (см. рис. 2.3.13, а).
Во второй схеме для охлаждения статора воздух 17 подводился от
стендовой магистрали низкого давления (р<500кПа) к системе обдува,
состоящей из двух рядов кольцевых трубопроводов 18 (см. рис.2.3.13,б),
в которых выполнено по два ряда отверстий для струйной подачи воздуха на
статор (струйный «душ»). При работе системы охлаждения статора регистри-
ровались параметры воздуха на входе в двигатель: давление р^в (маномет-
ром), температура Т*^ и расход воздуха (шайбой, прошедшей специальную
тарировку).
В процессе экспериментов измерялась температура охлаждающей
смеси, деталей статора, рабочих лопаток турбины высокого давления
(ТВД) пирометром 16 (см. рис. 2.3.13, а), радиальный зазор с помощью
системы касания (см. рис. 2.3.13, в), а также параметры двигателя: тяга,
расход топлива и воздуха, частота вращения роторов, температура газа и
другие.
Для повышения достоверности получаемой информации режимы и
измерения неоднократно повторялись в процессе каждого этапа
Рис. 2.3.14. Схема подачи воды:
1 - бак для дистиллированной воды; 2 - под-
качивающий насос; 3 - основной насос; 4 -
фильтр; 5, 6 - расходомерные участки: 7 -
блок электромагнитных клапанов; 8 - обрат-
ный клапан; 9 - вентиль; 10 - кран; 11 - ма-
нометр; 12 - термопара: 13 - воздух (проду-
вочный); 14 - испытуемый ГТД: 15 - байпас-
ная линия
При работе системы регистриро-
вались параметры воды на входе в
двигатель: давление р^од (маномет-
ром), температура 1ВХ.ВОД (термопарой)
и расход воды (датчиками турбинного
типа).
Результаты экспериментов и их анализ. Впрыск воды без охла-
ждения статора. В первой серии опытов определялись зависимости
температуры паровоздушной смеси, тела лопатки, основных параметров
двигателя от процентного содержания воды в воздухе, охлаждающем
ротор турбины высокого давления.
В качестве примера на рис. 2.3.15 приведены типичные результаты
измерений. Как видно, снижение температуры паровоздушной смеси
составляет в среднем AtcMraM ® 20°С (AtCM ieop = 26°С) и температуры
тела лопатки Atn = 7...9°С на 1% подаваемой воды в диапазоне измене-
ния расхода воды §юд = О...12% от Ов.иш.роттвд при начальной темпера-
туре воздушного потока 1^^,= 500°С. Расход воздуха, охлаждающего ротор
156
ТВД, составляет примерно 4,5 кг/с при работе ГТД на номинальном ре-
жиме.
Рис.2.3.15. Изменение температуры паровоздушной смеси tCM - а, снижения температуры
смеси AtCM и лопатки АГ, - б от количества введенной воды §вод (охлаждение статора
отключено)
Это позволяет считать, что выбранная длина испарительной камеры
/ик ~ 0,4 м обеспечивает удовлетворительное испарение введенной воды
и соответствует результатам ранее проведенных исследований в диапа-
зоне вюд « 5... 10% [76].
Гидравлическое сопротивление испарительной камеры по паровоз-
душной линии составляет примерно 1%. Впрыск воды не приводит к за-
метному изменению этого значения. Отмечается некоторое увеличение
расхода паровоздушной смеси (на 3.. .4%) по сравнению с расходом воз-
духа, когда впрыск воды отсутствует, при этом доля расхода чистого
воздуха уменьшается.
На рис. 2.3.16 рассматривается влияние впрыска воды на основные
параметры ТРДД. Обнаружено влияние впрыска на тягу Р, удельный
расход топлива Ср, температуру газа перед и за турбиной Т*г, Т*т, час-
тоту вращения роторов среднего Щд и высокого давления пвд при под-
держиваемой системой регулирования постоянной частоте вращения
ротора низкого давления пвд. Получены соответствующие корреляцион-
ные связи.
Так, при подаче воды в количестве = 13%‘) параметры изменя-
лись следующим образом: тяга увеличилась на АР = 0,8%, удельный
расход топлива - на АСр = 2,4%, температура газа перед турбиной (пе-
ред первым сопловым аппаратом турбины) - на АТГ = 2,3%, за турби-
,)ПРИ ёвод =1°/о OtG= охлроттвд абсолютный расход воды составляет g = 0,05 кг/с
157
ной (за последней ступенью) - на 1,75%, частота вращения роторов СД и
ВД снизилась на Ап,,., = ДгГ, = 1 % .
ид ВД
При этом снижение температуры газа лопатки составляло
91 ...115°С. Такое изменение параметров ГТД при впрыске связано с су-
щественным увеличением радиального зазора по концам рабочих лопа-
ток в связи со снижением при впрыске температуры диска и лопаток и
Рис.2.3.16. Влияние впрыска воды g на
изменение параметров ТРДД (охлаждение
статора отключено)
соотве^твующего умсныис*"
ния их линейных размеров. Об
увеличении радиального зазо-
ра свидетельствует и система
регистрации зазора методом
касания, которая фиксирует
размыкание цепи (статор -
лампочка - ротор), замкнутой
перед впрыском ( лампочка
«горит»).
Для оценки радиального
зазора при впрыске и разра-
ботке методов его уменьшения
проводились расчетные и экс-
периментальные работы по
впрыску воды с одновремен-
ным охлаждением статора тур-
бины.
Впрыск воды с одновре-
менным охлаждением ста-
тора. На рис. 2.3.17 приведе-
ны результаты исследования
влияния систем охлаждения
статора на параметры двигате-
ля и на радиальный зазор. Как
видно, при впрыске без охла-
ждения статора радиальный зазор увеличился по концам рабочих лопа-
ток (до АЗр з = 0,45... 1,2 мм или АЗр3 = Зр 3/ЬЛ = 0,6... 1,7%, где йл - вы-
сота лопатки) в зависимости от количества введенной воды из-за сниже-
ния, как отмечалось, температуры диска и лопаток турбины ВД.
158
Как следствие этого уменьшается КПД турбины, увеличивается
удельный расход топлива.
Абсолютные значения радиальных зазоров определялись также рас-
четно-экспериментальным путем. На его основе проводилась оценка ра-
диальных зазоров диска, лопатки и корпуса с учетом изменения их тем-
пературы, оборотов ротора и сил давления.
Включение системы охлаж-
At„,°C
-100
-200
-300
At», °C
-50
-100
Рис. 2.3.17. Влияние впрыска воды g и
обдува статора воздухом на изменение па-
раметров ТРДД:
• - без обдува статора; □ - с обдувом
статора воздухом вентиляторного контура;
Д - с обдувом струйным «душем»
дения статора турбины позволя-
ет получить радиальный зазор,
равным нулю (загорается лам-
почка в цепи системы касания)
при впрыске воды, и восстано-
вить основные параметры двига-
теля на уровне, соответствую-
щем работе без впрыска, умень-
шив температуру тела лопатки
турбины ВД. Если зазор больше
нуля, то его размер этим спосо-
бом не фиксируется. Действи-
тельный размер радиального за-
зора на различных установив-
шихся режимах работы двигате-
ля определяется путем погруже-
ния контакта в тракт на различ-
ную глубину. Отметим, что если
температуру лопатки оставить
на исходном уровне, то появля-
ется возможность увеличить
температуру газа в цикле на
АТ*= 50...60 °C, а следователь-
но, и тягу (мощность). Это экспериментально подтверждено для случая
содержания воды в охлаждающем воздухе до 4,5% (по массе) и струйной
системе охлаждения статора с расходом воздуха, равным 1% от расхода
воздуха через внутренний контур двигателя.
Для увеличения процентного содержания воды в воздухе, например,
от 4,5 до 10%, а следовательно, для дальнейшего форсирования цикла,
потребуется более совершенная система теплового воздействия на ста-
тор турбины.
Полученные результаты свидетельствуют о том, что улучшить па-
153
раметры ГТД можно за счет увеличения температуры газа, не увеличи-
вая температуру лопаток турбины. Для этого необходимо применение
двух одновременно работающих систем: впрыска воды и обдува статора
турбины. Кроме того, при впрыске на взлетном (максимальном) режиме
работы ГТД требуется система охлаждения лопаток турбины с умень-
шенным расходом воздуха (примерно на 50%), определяемым крейсер-
ским (длительным) режимом работы. В результате появляется возмож-
ность дополнительного повышения КПД турбины примерно на 1,5%
вследствие улучшения аэродинамических характеристик профилей ло-
паток (под меньший расход охлаждающего воздуха) в связи с меньшей
работой сжатия, затрачиваемой на прокачку воздуха, т.е. КПД турбины
ВД может повыситься более чем на 2...2,3%.
2.4. Схемы четвертого уровня. Установки сложных циклов
Рассмотрение эффективности сложных энергетических установок
целесообразно начать с анализа работы системы, состоящей из газовой
турбины и паротурбинной приставки замкнутого типа, регенерирующей
тепло выхлопных газов ГТД. Схема такой ГТУ представлена на рис.
2.4.1.
По определению эффективный КПД привода т|эф, реализующего
круговой термодинамический процесс, равен отношению разности вво-
димого Q! и выводимого Q2 тепла к вводимому теплу, т. е.
= = (2.4.1)
Qi Qi
где Lnp - полезная работа привода.
Для рассматриваемой комбинированной парогазовой установки
(ПГУ) в качестве тепла Qi для паротурбинного контура проявляется ре-
генерированная часть тепла Q2rTy
^Го=(1-Пго)-91ПУ-Д)ег’ <2-4’2)
т. е.
Qln„ =QW-(1-Т|т.)-Прег- ' (2.4.3)
Соответственно КПД паротурбинной части установки (ПТУ) равен
Тогда работа парогазовой установки равна сумме работ ГТУ и ПТУ
Lnry — L.Ty + LnTy (2.4.5)
и соответственно суммарный КПД установки
L
^эфпгу ~ Q — ^гту +ПШУ Лрег Лпу Лрег
ИЛИ
^эфпгу ~ ^ггу +Т1птУ 'Прет‘(1 —Пргу )
Окончательно КПД парогазовой установки равен
"^эфпгу ^эфгту "^"^3Фпту \ ^эфггу) ^Рег
(2.4.6)
(2.4.7)
(2.4.8)
Для современных приводов T|^ находится в пределах 0,25...0,38,
т[Эф оту - 0,3...0,45, а степень регенерации т| изменяется от 0,6 до 0,85
и даже до 0,92 при 0 > 5 и малых потерях давления в матрицах регене-
ратора. Так как второе слагаемое в выражении (2.4.8) всегда величина
положительная, то суммарный КПД больше КПД комплектующих при-
водов.
Поскольку на долю паротурбинного контура приходится значитель-
ная часть мощности, вырабатываемой комбинированной парогазовой
установкой, рассмотрим более подробно состав и влияние параметров
теплоносителя (водяного пара) на мощность и КПД паросилового цикла
Рассмотрение этих вопросов представляется целесообразным, так как
авиационные специалисты не располагают, как правило, достаточной
информацией об особенностях таких циклов.
Рис.2.4.1. Схема энергетической установки с регенерацией тепла в
замкнутом паровом контуре: 1- компрессор; 2 - камера сгорания; 3 -
турбина газогенератора; 4 - силовая турбина; 5 - паровая турбина; 6 -
пароперегреватель; 7 - испаритель; 8 - экономайзер; 9,16 - насос пода-
чи воды; 10 - деаэратор; 11 - котел-утилизатор; 12 - вентилятор; 13 -
конденсатор; 14 - вакуумный насос; 15 - емкость; 17 - потребитель
мощности
161
Простейший конденсационный контур (см. рис. 2.4.1) состоит из
парового котла, в который насосом высокого давления подается вода,
пароперегревателя, паровой турбины, конденсатора затурбинного влаж-
ного пара, питательного резервуара с вакуумным насосом, обеспечи-
вающим глубокую степень расширения в турбине, насоса подкачки, а
также деаэратора, в котором осуществляется разделение воды и воздуха.
Развиваемая турбиной мощность передается агрегату7 нагрузки, напри-
мер электрогенератору, приводному нагнетателю и т.п.
Идеальный термодинамический цикл (цикл Ренкина), реализуемый
в паротурбинном контуре, представлен в Т- S координатах на рис. 2.4.2.
В паровом котле и перегревателе к массе 1 кг рабочего тела подводится
теплота Qi = in — iH, которая отбирается от продуктов сгорания ГТУ.
Рис.2.4.2. Идеальный термодинамиче-
ский цикл в паротурбинном контуре
111 У в Т-S координатах: точки Д, Н,
К,К', П, Г, Т2, 2, 2' - отражают состоя-
ние рабочего тела в различных сечени-
ях паротурбинного контура; Д - в де-
аэраторе (после конденсатора); Н - за
питательным насосом; К - после эко-
номайзера в точке начала кипения при
давлении ря : К' - в точке завершения
испарения жидкости; П - пар на входе
в турбину; Т' - пар за турбиной при
адиабатическом процессе расширения
в ней; Т2 -- при реальном процессе рас-
ширения
При отсутствии потерь эта теплота пропорциональна площади
1НКК'П2'.
В конденсаторе отводится теплота Q2 = if -чд , где if - энтальпия
влажного пара за турбиной, а 1Д- воды за конденсатором.
Теплота Q2 пропорциональна площади 1ДТ’2'. Удельная полезная
работа - L паротурбинного цикла равна разности работ расширения пара
в турбине LT и сжатия в насосе LH:
LT in- if iH- 1д, т.е.
L= in-if-(iH-ia) и равна Qi , Q2. (2.4.9)
Термический КПД цикла находится из выражения
(2.4.10)
Q1 Г “Г
Реальные процессы протекают с потерями газодинамическими,
'62
тепловыми и механическими соответственно в турбине, котле, конденса-
торе и других элементах контура. Поэтому процессы в них характеризу-
ются уменьшением давления, а линия расширения пара на Т-S диаграм-
ме смещается в сторону возрастания энтропии (см. точку Т2 на рис.
2.4.2). Увеличение энтропии отработавшего в турбине пара при умень-
шении давления в других элементах паротурбинного контура приводит к
уменьшению разности начальной и конечной энтальпий, а следователь-
но, и работы расширения пара в турбине LT. Действительная полезная
работа оказывается равной L-r]T-r|M, а КПД установки т| = ЛсйгЛм- Здесь
цт - адиабатический КПД турбины, цм - механический КПД.
В табл. 2.4.1 и 2.4.2 приведено влияние на температуры перегре-
того пара tHa4 (tn), а также начального давления пара ргач (рп)и давления в
конденсаторе а на рис. 2.4.3, кроме изменения КПД, дополнительно
приведено влияние этих же факторов на эффективную мощность. Из
графиков на рис. 2.4.3 следует, что в цикле Ренкина при любом давлении
пара перед турбиной повышение температуры пара - его перегрев, со-
провождается ростом КПД и мощности. Повышение давления свыше
7...9 МПа не приводит к увеличению КПД, но может сопровождаться
заметным уменьшением работы расширения (мощности) LT. Такой ха-
рактер кривых типичен для любых реально достигнутых температур пе-
регрева пара.
Давление в конденсаторе ркоя, обеспечивающее максимальное зна-
чение КПД, при любой температуре превосходит давление, при котором
экстремальна работа.
Таблица 2.4.1
УХТнач, Рнэч) при pKQn 0,04 бар
Рнач, бар t °C инач»
250 350 450
10 0,305 0,314 0,331
20 0,334 0,344 0,359
40 0,365 0,372 0,388
60 0,365 0,381 0,402
80 0,365 0,401 0,412
100 0,365 0,405 0,420
История развития теплоэнергетики характеризуется одновременным
повышением температуры и давления пара перед турбиной. Очень дей-
ственным фактором повышения эффективности паротурбинного цикла
163
является снижение конечного давления расширения в турбине pw„. Так,
Таблица 2.4.2
*Ht fipsan 9 Ркон) ПрИ tHa4 400 С
ръ&ч 9 Ркон, оар
бар 1,0 0,2 0,04
10 0,191 0,251 0,324
20 0,235 0,300 0,361
40 0,272 0,332 0,380
60 0,294 0,351 0,396
80 0,308 0,362 0,407
100 0,318 0,371 0,414
120 0,323 0,374 0,419
140 0,329 0,378 0,423
например, при давлении ряач=ЗО бар и температуре пара tHa4=4OO°C, за-
висимость T|t от конечного давления в конденсаторе рт подтверждаю-
щая сказанное, видна из табл. 2.4.3.
Таблица 2.4.3
Ркон, бар 1 0,1 0,08 0,06 0,04 0,02
nt 0,255 0,339 0,347 0,355 0,367 0,385
Как правило, снижение давления за турбиной ниже атмосферного
достигается выпуском пара в конденсатор, в котором искусственно под-
держивается разрежение, получающееся в результате отдачи паром теп-
ла охлаждающей воде и его (пара) конденсацией. Давление конденсата
получается тем ниже, чем ниже температура охлаждающей воды и ин-
тенсивнее идет конденсация пара, а также больше выход охлаждающей
воды на один килограмм пара.
Существенным недостатком комбинированных парогазовых уста-
новок является их сложность, большие масса и габариты узлов, регио-
нальная ограниченность применения (районы севера, пустыни).
Следующей важнейшей особенностью паротурбинного цикла являет-
ся существенное влияние температуры пара Т*п на работу расширения
(мощность) LT. Так, например, снижение температуры перегрева пара с
чЛЛ Т.-Ч ЗПЛОГ' I 1 » \ТТ1-*ГЧТТТ»-Т' ТА ГТП7ТОГГГГГГЧ Т rm7 71rA*MTZX 7-. 1 A
v A_IT UpriM’vpnV £> I .“Г pCXJKX. J V1 OTiMDAOzL,
регенерирующих тепло выхлопных газов ГТД температура за силовой
турбиной и температура перегрева пара отслеживают изменение темпера-
туры окружающей среды С. Например, при регулировании газогенера-
164
тора установки по закону пш пр = const температура в любом сечении по
тракту изменяется пропорционально температуре на входе и соответст-
венно изменяется температура перегрева, которая связана с температу-
рой за силовой турбиной соотношением (2.4.11)
вых СТ Л per + коня
Прег/ = вых СТ Л per
кона
т*
1 выхСТ
1-Лрег
Прег ,
Рис. 2.4.3. Изменение термического
КПД r|t и работы расширения на тур-
бине Г, в паротурбинном контуре в
зависимости от давления пара на входе
в турбину ра при различных темпера-
турах перегрева пара и постоянном
давлении в конденсаторе ргон = 5кПа =
5000 Па = 0.005 МПа
Поскольку ТКО[Щ зависит только от
давления в конденсаторе и не зави-
сит от 1н, а степень регенерации теп-
ла т|реГ примерно постоянная вели-
чина, то
т’п = const Д^ых ст + const2 .(2.4.12)
Учитывая, что второе слагаемое
мало и составляет 2...3% от суммы,
получаем
T‘n«TLCT-nper«tH(TH). (2.4.13)
При зимней эксплуатации это при-
водит к заметному снижению мощ-
ности паросилового контура ПТУ,
что не соответствует потребности
наращивания ее в это время года. В
связи с изложенным, принципиаль-
но необходимо программу регули-
рования газотурбинного модуля ус-
тановки корректировать с целью
достижения максимальной эффек-
тивности 111У в целом.
Ослабить негативное влияние от-
рицательной температуры окружающей среды tH на мощность и КПД
можно применением подачи некоторого количества продуктов сгорания
на вход в ГТД с целью поддержания температуры газа и воздуха на
уровне, обеспечивающем максимальные значения КПД и мощности. Га-
зотурбинный двигатель, который обеспечивает при стандартных атмо-
сферных условиях получение за силовой турбиной температуры по-
рядка 450...500°С, считается пригодным для использования в составе
ill У. Это положение, очевидно, не является строгим, поскольку в нем не
находит отражение фактор районирования, определяющий годовые ко-
165
лебания атмосферной температуры. Однако обычно предъявляемое за-
казчиком требование об эксплуатационном диапазоне по tH от минус 55
до плюс 40°С существенно ограничивает возможность использования в
составе комбинированных ПГУ высокоэффективных газотурбинных
двигателей с большой степенью сжатия и относительно низкой темпера-
турой за силовой турбиной.
Как показали разработки авторов, выходом из этой ситуации может
быть повышение температуры перед силовой турбиной путем дожига-
ния топлива в потоке поступающего в нее газа [20, 21]. При этом дости-
гаются два эффекта:
возрастает мощность силовой турбины;
создаются оптимальные условия работы паросилового контура.
В конечном счете это позволяет не только обеспечить требуемый
уровень мощности в заданном диапазоне измерения tH, но и повысить
общий КПД парогазовой установки, несмотря на дополнительное расхо-
дование топлива и снижение КПД газотурбинного модуля. Термодина-
мическая эффективность в этом случае оказывается тем большей, чем
выше степень сжатия в цикле ГТД и соответственно больше степень
расширения в силовой турбине.
Дожигание за силовой турбиной в выхлопной шахте до оптималь-
ной температуры цикла также приводит к увеличению суммарной мощ-
ности ПГУ, но сопровождается снижением КПД установки.
Сказанное иллюстрируют графики, полученные расчетом при ис-
пользовании в составе 111 У высокоэкономичного газогенератора, соз-
данного на базе одного из двигателей семейства «НК».
Рис. 2.4.4. Диаграмма рабочего процесса
газотурбинного двигателя (а) и паровой при-
ставки (б) в T-S-координатах: //// - полезная
работа в цикле ГТУ без дожигания; \\\\ - допол-
нительная полезная работа в ГТУ с дожиганием
перед СТ; ххх - полезная работа паровой при-
ставки и ГТУ без дожигания; =- дополнитель-
ная полезная работа в паровой приставке и ГТУ
с дожиганием перед СТ
На рис. 2.4.4 индексы «н», «к», «г», «т», «д» соответствуют состоя-
166
нию рабочего тела в ГТУ («н» - на входе, «к» - за компрессором, «г» -
перед турбиной газогенератора, «т» - за силовой турбиной, «д» - перед
силовой турбиной в ГТУ с дожиганием); «тд» - за силовой турбиной в
ГТУ с дожиганием; «п», «пд» - состояние пара перед паровой турбиной
в ГТУ без дожигания и с дожиганием соответственно.
На эффективность комбинированной установки определенное влия-
ние оказывает и закон регулирования газогенератора по внешним усло-
виям (р„ и Тд), поскольку от принятого закона зависят значения парамет-
ров в характерных сечениях двигателя. Например, при поддержании по-
стоянного значения приведенной частоты вращения каскада низкого
давления температура в выхлопной шахте подчиняется зависимости Т,(и;
= ТН(Т т/ 288), т.е. строго отслеживается изменение температуры воздуха
на входе в газогенератор. При других законах регулирования авиацион-
ного ГТД связь Т*т и Тн оказывается иной и соответственно изменяется
количество дополнительного топлива, необходимого для обеспечения
оптимальных параметров паротурбинного цикла.
Сравнение основных показателей установок с дожиганием топлива
в шахте и перед силовой турбиной выполнено для ПГУ, в составе кото-
рой использован газотурбинный привод НК-37. Высокое совершенство
этого привода видно из таблицы 2.4.4, в которой основные параметры
даны в зависимости от температуры воздуха на входе ЦТН).
Таблица 2.4.4
Параметры t °C 1Н7
-50 -15 +15 +30 +45
GB, кг/с 120,5 117,8 107,2 98,53 89,97
27,1 26,9 22,65 20,025 18
т’„ к 1239 1369 1420 1420 1400
Gt, КГ/Ч 5805 5874 5163 4535 3960
N, кВт 30000 30000 25000 20760 16955
Пэф, % 38,9 38,5 36,4 34,1 31,8
Т* ГТ К 1 вх СТ; 14 795,6 884,7 922,7 925,4 928,1
71 СТ 4,17 3,96 3,5 3,13 2,82
Т т = Т выхСТ, К 579,2 651,5 697,6 716,7 736
На рис. 2.4.5 представлено изменение мощности исследованных ва-
риантов парогазовых установок в зависимости от tH и приведены числен-
ные значения КПД в характерных точках. Так, кривая 1 характеризует
базовый привод с учетом программы его регулирования; кривая 2 соот-
ветствует изменению мощности и КПД парогазовой установки, создан-
167
ной на базе газогенератора НК-37, без дожигания; кривая 3 отражает
влияние дожигания за силовой турбиной ЛГУ (в шахте) на мощность и
КПД в области температур, приведенных на рис. 2.4.6 (см. кривые 3, 4);
кривая 4 отражает эффективность дожигания газа перед силовой турби-
ной до температуры 1000 К. При этом температура в шахте для вариан-
тов, соответствующих кривым 3 и 4, одинакова, т. е. одинакова мощ-
ность, развиваемая паровой приставкой. Показатели установки при тем-
пературе перед силовой турбиной (СТ) Т*вх Ст = 1180 К отражает кривая
5. Значение Т*вхСт = 1180 К рассматривается как предельное для неохла-
ждаемых турбин большого ресурса.
Рис.2.4.5. Изменение мощности N и КПД г]эф
различных типов ПГУ в зависимости от темпе-
ратуры окружающей среды tH: 1 - 5 типы
ПГУ.рК0Н=5кПа
Расчеты всех установок
проведены с сохранением
режимов работы базового
газогенератора, что обеспе-
чивалось единой программой
регулирования по рн и tH.
Цикловые расчеты парогазо-
вой установки проведены
при давлении рн2,, в паровом
контуре 4,5 МПа, температу-
ре tH, соответствующей
степени регенерации
т’ — т
1 п 1 конд
п = —-------------— = 0.85.
iper Т1* т-1 '
1 вых СТ 1 конд
КПД турбины - 0,9 и давле-
нии в конденсаторе, равном
0,005 и 0,001 МПа. Анализ
полученных результатов по-
зволяет сделать следующие
выводы.
1.Парогазовая установ-
ка без дожигания развивает
мощность, существенно меньшую, чем может быть получена при дожи-
гании перед СТ (сравнить, например, кривые 2, 4 и 5 на рис. 2.4.5). Из
рис. 2.4.5 видно также, что изменение характеристики 2 по tH с эксплуа-
тационной точки зрения крайне неблагоприятно.
2. Эффективный коэффициент полезного действия установок с до-
жиганием, несмотря на дополнительный расход топлива, превосходит
КПД ПГУ без дожигания. Например, при Т*вых ст = 1180 К и tH = -50 °C
КПД равен 50,4% вместо 46,9% (кривая 2); соответственно мощность
168
установки увеличивается с 36 до 65 МВт.
3. При проектировании ПТУ на базе высокоэффективного газогене-
ратора необходимо температуру перед силовой турбиной увязывать с
параметрами паровой приставки для достижения максимальной эффек-
тивности установки в целом, поскольку в отличие от цикла Брайтона, в
котором дожигание всегда
Рис. 2.4.6. Изменение температуры газа за сило-
вой турбиной Т т в зависимости от температуры
окружающей среды t„ для различных ПТУ: 1-5 -
типы Ш У
температуры перед силовой турбиной;
сопровождается снижением
КПД, в комбинированном
цикле существует оптимум
эффективной температуры.
К числу достоинств
двухкамерного газотурбин-
ного привода относится так-
же возможность:
снижения температур-
ного режима работы газо-
генератора без уменьшения
свободной мощности, под-
держиваемой повышением
ослабления эмиссии оксидов азота NOX, сопутствующего снижению
1 г,
обеспечения устойчивого горения в дополнительной камере при ра-
боте ее на «бедных», предварительно смешанных смесях, что также спо-
собствует снижению выбросов NOX.
Представляют интерес и результаты исследования характеристик
привода НК-37 с дожиганием перед силовой турбиной при отсутствии
паровой приставки. Некоторые (наиболее существенные) результаты
этих исследований представлены на рис. 2.4.7. Кривая 1, приведенная
для сравнения, отражает изменение мощности в зависимости от t„ базо-
вого привода НК-37; кривая 2 - при дожигании перед СТ до температу-
ры 1000 К; кривая 3 - до 1180 К, и кривая 4 характеризует ПТУ на базе
НК-37 без дожигания. Как видно, промежуточный подогрев обеспечива-
ет существенное увеличение мощности привода, но сопровождается
уменьшением термического КПД, который тем ниже, чем больше подог-
рев в промежуточной камере сгорания. Напоминаем, что эта тенденция
противоположна той, которая получена при дожигании перед СТ в со-
ставе парогазового цикла.
169
Рис.2.4.7. Изменение мощности N и
КПД т|эф газотурбинного привода при
дожигании топлива перед силовой
турбиной в зависимости от tH: 1 - ГТУ
НК-37; 2, 3 - ГТУ с дожиганием (2 -
Тд*= 1000 К. 3 - Тд‘= 1180 К); 4 - ПГУ
на базе НК -37 без дожигания
пользования высокоэффективных
При сравнении мощностных ха-
рактеристик N =/(tH) ПГУ без дожи-
гания и ГТУ с дожиганием до 1180
К обнаруживается, что при tH < 0°С
мощность ГТУ начинает превосхо-
дить мощность ПГУ и при tH = -
50°С превышает ее на 8 МВт. По-
этому самостоятельное использова-
ние ГТУ с дожиганием может быть
целесообразным, а при модульном
исполнении 111 У позволит обеспе-
чить круглогодичную эффективную
эксплуатацию еще на стадии созда-
ния парогазового комплекса.
Следует отметить, что получен-
ные результаты можно распростра-
нить и на циклы с когенерацией теп-
ла в теплофикационных системах.
Таким образом, оснащение
авиационного газотурбинного при-
вода камерой дожигания с умерен-
ной степенью подогрева газа перед
СТ позволяет решить проблему ис-
авиационных приводов в составе
ПГУ. При этом степень форсирования мощности и достигаемый уровень
КПД установки лимитируются не столько параметрами цикла двигателя,
сколько реальными ограничениями, налагаемыми узлами парового кон-
тура и ресурсом силовой турбины.
Важно также отметить, что помимо существенного форсирования
мощности и повышения экономичности к достоинствам парогазовой
схемы относятся также малые безвозвратные потери специально подго-
тавливаемой цикловой воды; компенсации подлежат только утечки из
уплотнений и систем деаэрации и вакуумирования. Однако большая ме-
таллоемкость и конструктивная сложность паротурбинного контура, а
также дополнительные трудности эксплуатации, ограничивают исполь-
зование таких агрегатов главным образом станциями городского типа.
Схема ПГУ, имеющая дополнительную камеру сгорания и компрес-
сор, представлена на рис. 2.4.8. Эта схема также призвана устранить не-
достаток, присущий ПГУ с высокоэффективным приводом, а именно:
низкую температуру газа перед котлом-утилизатором и соответственно
170
большие габариты и низкую температуру пара в цикле. Повышение тем-
пературы пара в цикле позволяет, как указывалось, поднять мощность
установки, а при использовании дешевых сортов топлива или отходов
производства - снизить стоимость генерируемой энергии.
Рис. 2.4.8. Схема энергетической установки с регенерацией тепла и паровым
контуром с дополнительной камерой сгорания и компрессором: 1 - компрес-
сор; 2 - камера сгорания; 3 - турбина газогенератора; 4 - силовая турбина; 5 -
теплообменник; 6 - водяной насос; 7 - конденсатор; 8 - паровая турбина; 9 -
дополнительная камера сгорания; 10 - теплообменник; 11 - система очистки
газа от золы, серы, HN3; 12 - дополнительный компрессор; 13 - потребитель
мощности; Т - топливо
В установке на одном валу с силовой турбиной устанавливается
компрессор, воздух которого направляется в дополнительную камеру
сгорания. Газ, образующийся в камере при сжигании в ней топлива,
пройдя через теплообменник, поступает на вход в СТ, а пар, дополни-
тельно подогретый в теплообменнике камеры, - в паровую турбину.
Расчеты этой схемы показывают, что мощность ГТУ относительно ис-
ходной величины 25 МВт увеличивается на 57,5%, а КПД - на 5...6% и
достигает 41.. .42%.
Схема привода с газовой турбиной, регенерацией тепла в паровом
котле и подачей максимально возможного расхода пара в камеру сгора-
ния ГТД представлена на рис. 2.4.9 (так называемый энергетический
впрыск). Такие установки предназначены для использования в составе
электростанций и являются, по сути, развитием схем с ограниченным
впрыском, рассмотренных в разделе 2.3.
При энергетическом впрыске в камеру ГТД подается расход пара
в количестве до 0,25 кг на 1 кг воздуха, что обеспечивает значительный
рост КПД и мощности, а цикл работы такой ГТУ получил в зарубежной
171
литературе название цикла Чжена (Cheng).
Рис.2.4.9. Принципиальная схема двигателяНК-37 с подачей пара в камеру
сгорания, турбины газогенератора и свободную турбину: 1 - водоподгото-
вительная установка; 2 - питательный насос; 3 - котел-утилизатор; 4 - ка-
мера сгорания; 5, 6, 7 - турбины ВД СД НД газогенератора; 8 - свободная
турбина; 9,10, 11 - компрессоры НД СД ВД соответственно; 12 - электро-
генератор; В - воздух; Т - топливо; Г - газ; П - пар; НД - низкое давление;
СД - среднее давление; ВД - высокое давление
Ниже представлен пример применения данного цикла в газотурбин-
ной установке авиационного типа - НК-37.
В этой схеме использованы достоинства, присущие циклам Брайто-
на и Ренкина, благодаря чему обеспечиваются повышение мощности и
КПД. Пар в котле-утилизаторе образуется в результате регенерации теп-
ла покидающих турбину газов и используется в последующем в качестве
дополнительного рабочего тела в двигателе.
Поскольку работа, затрачиваемая на повышение давления воды ма-
ла и во много раз меньше работы, чем требуется для сжатия воздуха до
того же давления, то полезная работа пара, равная разности работ рас-
ширения пара и сжатия воды каждого килограмма, получается сущест-
венно больше. Это является причиной интенсивного повышения мощно-
сти и КПД установки.
Как видно из приведенной на рис. 2.4.9 принципиальной схемы
ГТУ, вода, пройдя систему водоподготовки 1 с помощью насоса 2, пода-
ется в котел-утилизатор 3, в котором осуществляется парообразование и
перегрев пара. Далее образовавшийся пар поступает в камеру сгорания
4, смешивается с продуктами сгорания и подается в турбины 5, 6, 7, 8,
мощность которых используется частично для осуществления подачи
воздуха компрессорами 9, 10, 11 и частично для привода электрогенера-
тора 12.
Продукты сгорания за силовой турбиной, отдав часть своего тепло-
содержания воде в котле-утилизаторе, сбрасываются в атмосферу. Часть
172
пара может подаваться не в камеру сгорания, а в свободную турбину.
Место отбора пара в этом случае может меняться.
В общем случае модернизация двигателя под цикл Cheng (STIG)
включает следующие основные изменения:
повышение пропускной способности турбин до 8%, что обеспечи-
вает в конечном счете рост мощности более чем на 50% и КПД на
20...25%;
введение дополнительных коллекторов для подачи в камеру сгора-
ния перегретого пара в количестве до 10.. .15% от расхода воздуха, в том
числе 2.. .3% пара непосредственно в первичную зону камеры сгорания;
разработку конструкции форсунок с соосной подачей топлива и па-
ра в зону сгорания с целью уменьшения оксидов азотаNOX в 3.. .4 раза;
оснащение установки системами защиты от помпажа,
воздействующими на расход пара через двигатель.
В настоящем примере, в отличие от традиционного цикла Чжена,
рассматривается вариант ГТУ, в котором предполагается сохранение не-
изменной геометрии проточной части турбин. При этом, очевидно, за-
траты на создание установки будут минимальными, хотя ее характери-
стики не достигают экстремальных величин. Узлы парового контура,
системы подачи пара и камера сгорания могут быть сохранены неизмен-
ными в случае, если в последующем будет осуществлена корректировка
пропускных способностей турбин с целью более оптимальной настрой-
ки рабочих линий в поле характеристик компрессоров.
Поскольку исследуемая установка (как и установка по циклу Cheng)
работает по открытому циклу с выбросом значительных количеств пара
в атмосферу (Gn = 0,1...0,15 Gr, где Gr - расход газа (продуктов сгора-
ния), то требуется решение вопроса водоподготовки. Установки со сме-
шением рабочих тел намного проще, чем ПГУ с замкнутым паровым
контуром в связи с отсутствием паровой турбины, конденсатора, ваку-
умных насосов, деаэратора и других узлов технологического обеспече-
ния. По имеющемуся за рубежом опыту стоимость создания такой уста-
новки, затраты на 1 кВт производимой энергии, отчуждаемая территория
значительно меньше, чем при создании ПГУ. И с экологической точки
зрения установка также имеет преимущества и является перспективной.
Наличие пара в цикле может в будущем позволить широко исполь-
зовать его в системе охлаждения турбин и открывает перспективы фор-
сирования цикла по температуре газа с повышением мощности и КПД.
Кроме того, наличие парового котла в установке позволяет более опти-
173
мально эксплуатировать ее с учетом изменения сезонных потребностей в
электричестве и паре, что достигается путем изменения доли пара в том
или ином процессе.
Определение паропроизводительности ГТУ является важным эта-
пом оценки свойств конвертируемого авиадвигателя. Величина паро-
производительности, характеризуемая отношением секундного расхода
пара Gn, вырабатываемого в парогенераторе, к секундному расходу вы-
хлопных газов через двигатель Gr, может быть получена из уравнения
теплового баланса парогенератора
Здесь срг - теплоемкость выхлопных газов; Т*вых Ст-температура газа
за силовой турбиной, на входе в парогенератор; Т*к {к-) - температура во-
ды после экономайзера в точке начала кипения воды (к) и завершения
(к') испарения воды при давлении /?н; Т*вых г - температура выхлопных
газов в паровом контуре в месте начала кипения воды; гп - теплота паро-
образования; in,iK - энтальпия пара перегретого и влажного соответст-
венно.
Паропроизводительность установки в данном примере была оп-
ределена методом последовательных приближений при двух значениях
температуры паровоздушной смеси на выходе из шахты, в которой уста-
новлены котлы-утилизаторы (tCM заку=160°С и tCM3aKy=120°C). Назначен-
ные температуры за котлами-утилизаторами реализованы в реально
существующих системах. Температура tCM=160°C типична для ПТУ ран-
них разработок (70-х годов), a tCM=120°C - в установках STIG, вводимых
в эксплуатацию с 90-х годов.
Согласно расчетным оценкам, при максимальной температуре газа
перед турбиной высокого давления двигателя НК-37, равной Т*г=1480 К
(при tH=+15°C), с подачей пара на вход в турбину ВД котел-утилизатор
может выработать при отсутствии дожигания в выхлопной шахте до
12.. .13% пара (по массе) от расхода газа через двигатель. Очевидно, что
дожигание в шахте может существенно увеличить паропроизводитель-
ность и мощность установки. Однако экономичность при этом по срав-
нению с циклом без дожигания снизится.
Отметим, что увеличение подачи пара перед свободной турбиной
(при неизменной максимальной температуре перед турбиной ВД газоге-
нератора) приводит к уменьшению паропроизводительности, тогда как
174
подача перед турбиной ВД - к ее росту.
На рис. 2.4.10 представлены зависимости паропроизводительности
от расхода пара, подаваемого перед турбиной ВД газогенератора и (или)
свободной турбиной.
Рис. 2.4.10. Зависимость паропроиз-
водительности Gn от расхода пара
Gn, подаваемого перед турбиной
газогенератора и (или) свободной
турбиной, при температуре парогазо-
вой смеси за котлом-утилизатором
1см за 120 °C и температуре газа
перед турбиной ВД Тг*=1480К
Как видно из рис. 2.4.10, тенденции изменения GnrrH GncT проти-
воположны, а максимальный расход при подаче пара перед свободной
турбиной ограничен равенством Gn впрыскиваемого и GnCT произво-
димого.
Максимальная паропроизводительность при подаче в турбину газо-
генератора также имеет ограничения. В качестве факторов ограничения
могут выступать:
снижение полноты сгорания топлива в камере из-за увеличения оки-
си углерода СО в составе продуктов сгорания;
исчерпание запаса устойчивости каскадов;
ограничение по прочности роторных деталей;
запирание по расходу воздуха через компрессор низкого давления;
рассогласование рабочих точек в поле характеристик компрессоров
газогенератора, приводящее к существенному снижению КПД установ-
ки.
Эти ограничения (за исключением образования СО) принципиально
могут быть сняты или ослаблены путем коррекции пропускных характе-
ристик турбин при их перепрофилировании. В данном примере, как от-
мечалось, исследуются характеристики газотурбинного двигателя при
неизменной геометрии проточной части.
Влияние подачи пара перед турбиной газогенератора. Результаты
термодинамических расчетов установки с котлами-утилизаторами пред-
ставлены на рис.2.4.11 в зависимости от расхода пара.
175
Оказалось, что изменение мощности установки по расход}' пара
имеет излом при Gn « 6,8% и делится на два отличающихся по характе-
ру участка. В точке излома максимальная мощность установки составля-
ет NCT= 39,2 МВт.
Рис.2.4.11. Изменение мощности Nc„ КПД
д , температуры пара в различных сече-
ниях двигателя НК-37 (база N„= 30 МВт)
при подаче пара в турбину высокого дав-
ления: tivct - без учета потерь на входе и
выходе
Причиной излома является
необходимость уменьшения
максимальной температуры газа
(Т’г=1480 К) из-за запирания
расхода через компрессор низко-
го давления вследствие его рас-
крутки, а также из-за усиления
рассогласования работы каска-
дов при дальнейшем повышении
подачи пара в турбины. Таким
образом, при неизменной пропу-
скной способности турбин по-
вышение расхода пара свыше
Gn = 6,8%Gr нецелесообразно.
Обращает на себя внимание
то , что для варианта с сохране-
нием пропускной способности
турбин темп роста КПД уста-
новки при подаче пара оказался
незначительным.
Самостоятельный интерес
имеет характер изменения пара-
метров установки при поддер-
жании неизменной выходной
мощности Ыст. В качестве при-
мера на рис. 2.4.11 приведены зависимости NCT, пуст, температур газа
(смеси) в характерных сечениях установки для трех значений мощности:
30;34,45; 38,16 МВт от расхода пара Gn. Как видно, увеличение расхода
пара сопровождается снижением температуры газа перед турбиной вы-
сокого давления и снижением паропроизводительности. Например, при
NCT=30 МВт максимальная паропроизводительность равна 8%.
Эта особенность может рассматриваться как резерв увеличения ре-
сурса установки.
176
Влияние подачи пара перед
свободной турбиной. Результа-
ты расчетов параметров уста-
новки при подаче пара в свобод-
ную турбину, проведенные при
NCT,____________._______________
МВт
Рис.2.4.12. Изменение мощности NCT. г] ,
температуры газа в различных сечениях
двигателя НК-37 (база NCT= 30 МВт) при
подаче пара в свободную турбину; I -
ограничение по паропроизводительности;
Птст без учета потерь на входе и выходе
Т* = 1480К, представлены на
рис. 2.4.12. Видно, что мощность
и КПД установки непрерывно
увеличиваются и при расходе
пара, равном Gn=ll%, прирост
NCT составляет 3,2 МВт (~ 10 %
от 30 МВт), а КПД установки ~
4,0 %. Ограничительным факто-
ром является паропроизводи-
тельность, которая для конкрет-
ной в заданном примере уста-
новки без дожигания может
составить Gn =10... 11%.
Таким образом, при неиз-
менной пропускной способности
свободной турбины подача пара
в нее является эффективным способом повышения мощности КПД.
Влияние совместной подачи пара в турбины газогенератора и
свободную турбину. На рис. 2.4.13 представлены результаты тер-
модинамических расчетов установки при подаче пара перед турбинами
газогенератора и свободной турбиной. Зависимости определены для
двух уровней расхода пара, подаваемого в турбину ВД, G„ = 3% и
Gn = 6% . Как отмечалось, увеличение Gn свыше 6,8% практически не
приводит к росту мощности из-за запирания компрессора низкого дав-
ления. Как видно из рис. 2.4.13, максимальная мощность, которую мо-
жет развить установка, равна примерно 40 МВт при т]уст=38,6 %, даль-
нейшее увеличение мощности ограничено паропроизводительностью
котлов-утилизаторов, которая для рассматриваемого случая составля-
ет G.=12%G. При подаче в турбину ВД пара в количестве Gu=3%
максимальная мощность установки снижается до 37,5МВт, при
этом КПД установки равен 40,5%. Дальнейший рост мощности
177
Рис. 2.4.13. Изменение мощности NCT. rj ,
температуры газа в различных сечениях
двигателя НК-37 (база Ху=30 МВт) при
совместной подаче пара в турбину высоко-
го давления (--Gn = 6% ;------Gn = 3% )
и свободную турбину (Gr - от 0 до 10%);
0
1 - ограничения по паропроизводительно-
сти; 1) - без учета потерь на входе и вы-
ходе
также ограничен паропроизво-
дительностью, которая равна
Gn«13,4%.
Трансформацию двигате-
ля НК-37 в установку с пода-
чей пара целесообразно про-
ведать следующим образом:
1. Осуществить внедре-
ние котла-утилизатора, ра-
ботающего на выхлопных га-
зах двигателя, с использова-
нием пара в теплофикацион-
ных системах и отработать
процесс водоподготовки боль-
ших масс воды примерно до
40...45 т/ч.
2. Обеспечить отработку
систем подачи пара на вход в
свободную турбину. Парал-
лельно должна проводиться
работа по внедрению подачи
пара (или воды) в систему ох-
лаждения турбин газогенера-
тора.
3. Внедрить отработку
систем подачи пара в камеру
сгорания (перед турбинами
газогенератора). Осуществить
доводку процессов и новых
элементов конструкции каме-
ры сгорания, а также опреде-
лить действительное положение рабочих точек в поле характеристик
компрессоров при неизменной геометрии турбин.
4. На основании полученных экспериментальных характеристик
двигателя с подачей пара выполнить оптимизацию работы узлов газоге-
нератора за счет изменения геометрии турбин.
Предлагаемая последовательность обеспечит увеличение мощности
и КПД двигателя НК-37 при минимальных материальных и финансовых
затратах.
Газогенератор конвертируемого двигателя. Модернизация кон-
178
кретного двигателя НК-37 с целью подачи пара в турбину высокого дав-
ления и (или) в свободную турбину требует оснащения двигателя кол-
лекторами для распределения пара, устройствами его раздачи и смеше-
ния с воздухом и газом. На рис. 2.4.14 и 2.4.15 представлены конструк-
тивные схемы этих узлов.
Рис.2.4.14. Конструктивная схема системы подвода и распределения пара высокого
давления в камеру сгорания: 1 - коллектор; 2 - наружный канал; 3 - пустотелая
лопатка; 4 - - выходной направляющий аппарат; 5 - компрессор ВД; 6 - внутренний
коллектор: 7 - внутренний канал
Как видно из рис. 2.4.14, подача пара высокого давления(р*п=40 кг с/см2)
осуществляется из коллектора 1 во вторичный воздух камеры сгорания.
При этом часть пара поступает в наружный канал 2 вторичного воздуха
камеры сгорания, а другая, пройдя через 105 пустотелых лопаток 3
выходного направляющего аппарата 4 компрессора ВД 5, собира-
179
ется в коллекторе 6 и выпускается из внутреннего кольцевого канала 7 в
воздушный тракт. Такая система раздачи, не меняя соотношения расхо-
дов воздуха во вторичном потоке, обеспечивает симметричное поступ-
ление пара в жаровую трубу и создает предпосылки для сохранения ис-
ходного профиля температур смеси перед турбиной. При этом требуется
минимальная корректировка сечений раздачи воздуха в стенках жаровой
трубы.
1 2 3
Рис.2.4.15. Конструктивная схема системы подвода и распределения пара низкого давле-
ния в свободную турбину: 1 - коллектор; 2 - канал газового потока; 3 - свободная тур-
бина: 4 - вход в смеситель; 5 - смеситель; * - пар; —► - газ
Коллектор подвода пара высокого давления может быть использо-
ван также и для подачи пара в первичную зону жаровой трубы, что бла-
гоприятно повлияет на снижение концентрации оксидов азота NOX в
продуктах сгорания.
180
В составе двигателя предполагается иметь клапан для сброса пара
из коллектора 1 в атмосферу при возникновении предпомпажных ситуа-
ций.
Подача пара низкого давления (рп = 10 кгс/см2) осуществляется из
коллектора 1 в газовый поток 2 перед свободной турбиной 3 с предвари-
тельным дросселированием пара на входе 4 в смесители 5. Смесители
пара и газа представляют собой эжекторные устройства, симметрично
расположенные по окружности, что позволяет получить приемлемую
равномерность полей давлений и температур по окружности перед сво-
бодной турбиной, а также некоторое увеличение полного давления сме-
си перед турбиной.
Оценка прочностных характеристик турбин. Подача пара в тур-
бину газогенератора приводит к изменению баланса мощностей турбины
и компрессора и при сохранении постоянной температуры газа перед
турбиной к раскрутке роторов. В связи с этим напряжения в них возрас-
тают, а запасы прочности снижаются.
В табл. 2.4.5 (п. 2, 4) приведены данные, иллюстрирующие влияние
расхода пара при постоянной температуре газа перед турбиной на часто-
ту вращения роторов ВД и СД.
Таблица 2.4.5
№ вар. N, МВт ГЗ хР |ф т’г, К Т* 1 к- к ЙВд, мин’1 С S И, °C ср.сеч. рл.ТВД к» ср.сеч. рл.ТВД t °C ср.сеч. Р-Л.ТСД Кв ср.сеч. р.л.ТСД
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
1 25 0 1420 769 9494 7088 787 2,37 834 2.11
2 30 0 1480 793,9 9738 7401 834 1,61 881 1.4
Подача пара в турбину высокого давления
3 34,45 3 1480 830,6 9964 7733 852 1,33 885 1,26
4 38,16 6 1481 847,2 10162 8041 870 1,09 889 1,Н
Подача пара в свободную турбину
5 30,9 4 1480 793,6 9738 7902 834 1,61 881 1,4
6 32,84 10 1480 795,6 9746 7411 835 1,59 882 1,39
Подача пара в турбину высокого давления и свободную турбину
7 40 6-ГГ 6,6-ст 1482 844,8 10101 7964 868 1,13 889 1,13
8 37,5 З-ГГ 10,4 -СТ 1482 820 9919 7681 820 1,73 886 1,25
Kg - коэффициент запаса длительной прочности по несущей способности
При изменении расхода пара от 0 до 6% от расхода газа число оборотов
турбины ВД возрастает от 9738 до 10162 об/мин. При этом коэффициент запаса
181
длительной прочности снижается с 1,61 до 1,09. Следует отметить, что
исходная величина запаса кв min равна 2,37при NCT=25 МВт. Для восста-
новления исходного коэффициента запаса в систему турбины ВД необ-
ходимо подать 6,5% воды от расхода воздуха, охлаждающего ротор тур-
бины, что составляет примерно 0,3% от суммарного расхода воздуха че-
рез двигатель (GB).
В турбине среднего давления также отмечается снижение запаса
прочности до величины 1,11 и, соответственно, потребуется расход воды
примерно 0,2% GB в систему охлаждения ТСД.
Как видно из приведенных данных, расход воды (или пара) в систе-
му' охлаждения турбин газогенератора невелик и его подача, как показа-
ли расчеты, не отразится на положении рабочих точек на характеристи-
ках каскадов.
Таблица 2.4.6
№ ступени свободной турбины 1 2 3 4
Параметр tn, °C Ке t °C ‘•л? Ке tn, °C Ке tn, °C Ке
N=25 МВт Вариант №1, табл. 2.4.5 645 7,49 589 7.09 531 7,23 465 7,37
Вариант №5,6, табл. 2.4.5 683 6,74 624 7,04 564 7,18 496 7,32
Ке - эквивалентный запас прочности
Подача пара только в свободную турбину (см. табл. 2.4.5, 2.4.6) по-
требует существенно меньшего расхода воды (~ 0,25% GB) в систему ох-
лаждения турбин ВД и СД для восстановления исходных запасов проч-
ности.
При совместной подаче пара в турбину ВД и свободную турбину
(см. табл. 2.4.5, п. 7, 8) потребный расход воды в систему охлаждения
турбин газогенератора для восстановления запасов прочности равен рас-
ходу воды при подаче пара только в турбины газогенератора, поскольку
совпадают программы работ газогенератора двигателя НК-37 на этих
режимах.
Следует отметить, что увеличение глубины охлаждения рабочих
лопаток турбины при впрыске воды увеличивает уровень температурных
напряжений, что может привести к снижению их малоцикловой долго-
вечности. В данном случае при подаче 6,5% воды от расхода воздуха,
охлаждающего ротор турбины, уровень напряженности рабочих лопаток
турбины ВД определяющих ресурс двигателя в целом, увеличивается с
439 до 530 МПа (при мощности 30 МВт), что снижает их ресурс по кри-
терию исчерпания малоцикловой долговечности в 3,1 раза. Однако и в
этом случае малоцикловая долговечность лопаток достаточна и обеспе-
182
чивает ресурс двигателя 45 000 ч при 10 000 запусках.
Расчеты температурных полей и напряженности лопаток турбины
выполнялись методом конечных элементов без учета изменения темпе-
ратуры охлаждающей пленки. Учет температуры охлаждающей пленки
при впрыске воды в систему охлаждения несколько снизит градиент по-
ля температур в поперечном сечении лопатки и уровень снижения их
малоцикповой долговечности уменьшится.
Пример результатов расчета температурных полей и напряженности
лопаток, выполненного с учетом теплозащитного покрытия, приведен на
рис. 2.4.16.
Таким образом, подача пара в турбину высокого давления газогене-
ратора и свободную турбину при неизменной их геометрии позволяет
повысить мощность двигателя НК-37 с 25 до 40 МВт и КПД установки
с 37,3 до 38,6%. При этом изменение мощности от 25 до 30 МВт осу-
ществлено путем повышения температуры газа перед турбиной ВД с
1420 до 1480 К
Оптимальный расход пара через турбину ВД при этом составляет
Gn = 6,8% от расхода воз-
духа через двигатель, а рас-
ход пара через свободную
турбину - 6,6%. Увеличение
^’н2о % 0 2 4 6,5
^тах? МПз 439 476 505 530
Un, °C 673 610 562 514
Рис. 2.4.16. Результаты расчета темпера-
турных напряжений
расхода пара через свободную
турбину до Gn=10,4% и
снижение его подачи в тур-
бину ВД до Gn = 3% приво-
дит к уменьшению мощности
установки до 37,5 МВт, од-
нако КПД установки при
этом возрастает до 40,5%.
Схема сдвоенного привода, включающая ГТД НК-37 простого цик-
ла с утилизацией тепла на выхлопе из его силовой турбины и установку
типа «STIG» с впрыском пара в камеру, приведена на рис. 2.4.17.
Такая установка при расчетной температуре смеси Т см позволяет
получить суммарную мощность ГТУ 82,7 МВт при т]Эф= 43,6%. С пере-
водом одного из ГТД на охлаждение лопаток турбины тем же паром и
повышением в связи с этим температуры смеси до 1528 К установка
способна развить мощность 100 МВт при г|Эф=45%.
183
Установка такой мощности рассматривается как оптимальная при
производстве промышленной электроэнергии. Из таких установок мож-
но компоновать комплексы мощностью 100 МВт, 200 МВт, 300 МВт и
т.д.
Рис. 2.4.17. Схема энергетической установки с регенерацией и впрыском пара в
камеру сгорания ГТД: 1 - компрессор; 2 - камера сгорания; 3 - турбина газогенера-
тора; 4 - силовая турбина; 5 - емкость для питательной воды; 6 - водяной насос; 7 -
теплообменник: 8 - потребитель мощности
Схема комбинированной энергетической установки с выносным
энергоблоком [23, 24]. Важнейшие достоинства установки:
существенное увеличение развиваемой ею мощности и, следова-
тельно, возможность сокращения числа агрегатов на крупных электро-
станциях. Это тем более актуально,так как максимальная мощность со-
временных авиаприводов не превышает 25.. .30 МВт;
минимальный технический риск благодаря реализации проектов на
основе известных решений.
Принципиальная схема такой энергетической установки (ЭУ) при-
ведена на рис. 2.4.18. Работает установка следующим образом. Силовая
турбина 1 газотурбинного привода 2 передает 100 % вырабатываемой
мощности воздушному компрессору 3 , сжатый воздух из которого по-
дается в газовоздушный теплообменник 4 и, восприняв часть тепла от
газов из турбины 5, направляется в камеру сгорания 6 и турбину 5, при-
водящую в действие электрогенератор 7. Небольшая часть воздуха, ми-
184
нуя теплообменник 4, подается в систему охлаждения турбины 5. Про-
дукты сгорания из газотурбинного привода 2 и силовой турбины 5 на-
правляются в объединенную выхлопную шахту и после смешения в
тройнике 8 сбрасываются в атмосферу. Выхлопная система может быть
оснащена теплообменником-утилизатором «газ-вода» 9 для теплофика-
ционных целей, либо может использоваться для питания подсоединен-
ного замкнутого энергетического паротурбинного контура. То обстоя-
тельство, что в схеме предусматривается утилизация тепла в газовоз-
душном ТО и в ТО «газ-вода-пар», а также использование для подогрева
и испарения воды суммарного расхода газа двух турбин, обеспечивает
возможность получения нетрадиционно высокого КПД и мощности ус-
тановки.
Рис.2.4.18. Принципиальная схема комбинированной энергетической ГТУ с выносным
энергоблоком: 1 - силовая турбина компрессора; 2 - газотурбинный привод; 3 - воздуш-
ный компрессор; 4 - газовоздушный теплообменник; 5 - силовая турбина электрогенера-
тора 7; 6 - камера сгорания дополнительного контура; 8 - тройник; 9 - теплообменник-
утилизатор «газ - вода»; 10 - выносной энергоблок; 11 - воздух из атмосферы; 12 - ком-
прессор привода; 13 - камера сгорания привода; 14 - турбина привода; 15 - камера до-
жигания; 16 - мультипликатор; 17 - вода; 18 - выхлопные газы; 19 - паровая турбина; 20
- электрогенератор; 21 - паровая приставка; 22 - конденсатор
Любые мероприятия, обеспечивающие повышение температуры га-
за в шахте, например, увеличение температуры газа в цикле, введение
дожигания перед силовой турбиной, способствуют улучшению парамет-
ров парогазовой установки.
185
Результаты расчета, приведенные в таблице 2.4.7 и на рис. 2.4.19,
получены при комплектовании новой схемы из приводов и отдельных
узлов авиационных двигателей семейства «НК» разных поколений.
Т]э4»
%
50
: : I
НК-37(ВЭ+ПЦ1)
I : rSc ...........
• Л'] ..ПК-ХДВ^ч-ПТПч-ди^
НК-37{ПГУ+ДОЖ> // ^№<374-21С^(яП1(+ДОЖ|11Ж)Ю :
д______:_________________________________5LJ________....
! ;2НК-37+г0’+1
НК-37(ВЭ+ПТП+ДОЖ)
JS
g 40-
: ' t ;ГЙВ55ОЙХМ16)
•нк-мй’ $ P^B^HKjrfshGMs®»^
нк-12в:у1к<'г
—Ewriow ггхя***-*' -DLH-~
:572-Kll*«-^Oir-90^H -•
i НК JCH1M4CT
1IfiAHK-22CT
8Шк-12СГ ! !
‘ ” ЭГТУ4П j ! ~
• ДтУ2.Й1
20-
0
:37+2К'У*ШТП(*ДОЖ 1000К)
-щк-гзвэ
J_____1_____!____i____1_____L . J.__________I...J
40 60 80 100 N, МВт
Мощность на валу
Рис. 2.4.19. Тенденции развития энергетических установок «НК» по новой комбиниро-
ванной схеме с выносным энергоблоком: стрелками указаны тенденции; 111 У - парогазо-
вая установка; ДОЖ - дожигание; ПТП - паротурбинная приставка; СТ - силовая турби-
на; ВЭ - выносной энергоблок; Р - регенерация; STIG - газовая турбина с впрыском; КУ
- котел-утилизатор; О - существующие ГТУ «НК»; ® - усовершенствованные ГТУ
«НК» (У); @ - выносной энергоблок; ® - комбинированные ГТУ; © - комби-
нированные ГТУ с выносным энергоблоком; ® - ГТУ, предлагаемые к разработке; -
2 НК-37 + 2 КУ + 1 ПТП
20
В состав установок вводятся теплообменники и в некоторых слу-
чаях на линии приводного компрессора - мультипликаторы. В качестве
базового приводного компрессора используется компрессор авиадвига-
теля НК-12, который при необходимости модернизируется путем поста-
новки на вход в привод дополнительных ступеней в целях повышения
расхода воздуха и снятия части выходных ступеней для обеспечения оп-
тимальной степени повышения давления в цикле турбины электрогене-
ратора. Такая компоновка используется при мощности привода более 16
МВт; при меньших мощностях часть входных ступеней демонтируется.
Необходимость мультипликатора обусловлена числом оборотов при-
186
Таблица 2.4.7
ТУ на основе I ГД N, МВт % Параметры привода компрессора Парамегры дополни тельного контура Параметры П ГП
Пст, об/мин Л'к Т*’ К Gr, кг/с T’UxCI- К т* 1 вых С1 » К т, к G',, кг/с Прсг. % “к 6». кг/с Т,. к Т* см их ГО К 1 СМ ПЫХ ТО ’ К (Дем, кг/с
НК- 12СТ ИС 6,3 26 8200 8,6 947 54,7 672 572 - - - - - - - -
НС 15,5 36 8200 8,6 947 54,7 672 572 1500 32,8 85 5 32,5 465 - -
НК- зост (НК- 22СТ) ИС 25 29,8 5000 11,64 1257 117 916 т - - - - - - - -
НС 53,7 38,1 5000 11,64 1257 117 916 727 1500 84,9 85 9 84 582 - 433 ?<>|
НС+ ПТП 69,8 49,5 5000 11,64 1257 117 916 727 1500 84,9 85 9 84 582 688
IIC+ ПТП» дож 95,25 54,5 5000 11,64 1257 117 1170 927 1500 107 85 9 106,5 582 780 433 223
НК-37 ИС 25 36,4 5000 22,6 1420 107 922 697 - - - - - -
НС 53,7 42,7 5000 22,6 1420 107 922 697 1500 84,9 85 9 84 582 -
НС+ ПТП 68,6 54,7 5000 22,6 1420 107 922 697 1500 84,9 85 9 84 582 658 433 191,9
НС-ь ПТП+ дож 93,5 55 5000 22,6 1420 107 1170 885 1500 107,5 85 9 106,5 582 750 433 214,3
ПГУ4 дож 48,5 51,2 5000 22,6 1420 107 1170 885 - -
ST1G 52 45 41,9 41 5000 5000 25,49 22,6 1480 1420 113 107 960 922 720 697 - - -
Сокращения: ИС- исходная схема; НС- новая схема; ПТП- паротурбинная приставка; дож- дожигание; ПГУ- парогазовая установка; S I IG
(Steam Injection Gas Turbine)- газовая турбина с впрыском пара
вода турбокомпрессора. Так, для вариантов на базе приводов НК-12 и
НК-38СТ мультипликаторы не нужны, для остальных приводов (НК-
16СТ, НК-36СТ, НК-37) они необходимы. Однако, как показал анализ,
один и тот же мультипликатор с передаточным отношением i = 1,6, рас-
считанный на максимальную мощность, может быть использован в
составе приводов, создаваемых на базе НК-16СТ, НК-36СТ, НК-3 ОСТ,
НК-37.
Из табл. 2.4.7 и рис. 2.4.19 видно, что ЭУ новой схемы на базе при-
вода второго поколения НК-12СТ обеспечивает форсирование мощности
установки с 6,3 до 15,5 МВт, т. е. почти в 2,5 раза, и увеличение КПД с
26 до 36%, т. е. почти в 1,4 раза. При этом уровень т]Эф ЭУ на базе кон-
вертируемых двигателей оказывается одного порядка с "П-Зф современных
приводов (см. табл. 2.4.7, НК-37).
Аналогичная картина наблюдается и применительно к установ-
кам на базе других приводов (см. табл. 2.4.7 и рис. 2.4.19). Так, мощ-
ность установки на базе привода НК-ЗОСТ увеличивается с 25 до 53,7
МВт, КПД-с 29,8 до 38,1%, а мощность установки на базе привода
НК-37 - также с 25 до 53,7 МВт, КПД - с 36,4 до 42,7%.
При использовании новой схемы с паротурбинной приставкой и до-
жиганием топлива перед силовой турбиной привода мощность установ-
ки на базе НК-ЗОСТ увеличивается до 95,25 МВт при КПД 54,5%, а на
базе привода НК-37 мощность оказывается равной 93,5 МВт, КПД
составляет 55% (см. таблицу 2.4.7 и рис. 2.4.19).
Следует отметить, что ГТУ с ВЭ открывают возможность получения
одного кВт . с относительно низкой стоимостью установленной мощно-
сти (С = 220...230 дол. США), а также создания ЭУ в короткие сроки, с
быстрой окупаемостью инвестиций (рис. 2.4.20).
Представляет интерес сравнение показателей новой схемы в составе
11ГУ исходного привода (классическая схема) и с установкой по схеме
STIG, в настоящее время распространенной в практике турбостроения.
Такое сравнение было осуществлено применительно к установке НК-37
с дожиганием перед СТ привода. Как видно из табл. 2.4.7, мощность ус-
тановки новой схемы превышает мощность ПГУ на базе НК-37 на 45
МВт, а КПД - примерно на 4%. При сравнении с установкой STIG обна-
руживается, что новая схема обеспечивает прирост мощности на
41,5...48,0 МВт в зависимости от температуры газа в цикле (Тг*=1480 К
или 1420 К) и увеличение КПД на 13... 14%.
188
150 200 250 300 350 400 450 500 550
Стоимость 1 кВт
Рис. 2.4.20. Влияние мощности ГТУ на стоимость 1 кВт установленной мощности
Таким образом, представленные материалы позволяют сделать сле-
дующие выводы.
Комбинированная энергетическая установка новой схемы, созда-
ваемая на базе серийно выпускаемых приводов «НК», обеспечивает по-
лучение существенно больших КПД и мощности, чем исходные приво-
ды. Могут быть созданы ЭУ мощностью от 15 до 95 МВт и КПД до 55%.
В качестве приводов, комплектующих установки, целесообразно
использовать конвертированные двигатели любых поколений. В конеч-
ном счете это позволяет при минимальных затратах создать необходи-
мое количество энергетических установок высокого и сверхвысокого
технического уровня.
Дополнительно вводимые в состав установок узлы либо подбираются из
числа изготавливаемых, либо проектируются вновь на основании
189
известных решений, что сводит к минимуму технический риск разработ-
ки.
Достоинства новой схемы проявляются в составе парогазовой уста-
новки наиболее полно благодаря утилизации тепла выхлопных продук-
тов сгорания в газовоздушном и парогазовом контурах и использованию
в паровом контуре суммарного расхода газа двух турбин.
Схема сдвоенного привода, включающая два ГТД НК-37 простого
цикла, два котла-утилизатора и одну парогазовую турбину, представ-
лена на рис. 2.4.21, а параметры в табл. 2.4.8 [38, 78].
Рис. 2.4.21. Принципиальная схема 111У на базе двигателя НК-37.
Сокращения: В - воздух; Т - топливо; КУ - котел-утилизатор; ПТ - паровая турбина; к.
дож - камера дожигания; факт - фактический
Представленная ЭУ обеспечивает резервирование мощности за счет
двух ГТУ с самостоятельными электрогенераторами, возможность рабо-
ты паровой турбины на пониженных режимах, а также работу только
ГТУ (одной или двух). Максимальная мощность, которая может быть
получена в данной ЭУ, равна 66 МВт при КПД 48,6%. При этом мощ-
ность паротурбинной приставки составляет примерно 30% от мощности
газотурбинной части. Суммарная мощность ЭУ по рассматриваемой
схеме может быть реализована на уровне 78 МВт в случае применения
двигателя НК-37-1 мощностью 30 МВт.
190
Таблица 2.4.8
Тип привода N, МВт кпд, % N ^птп tr, °C выхСЪ °C tr за КУ, °C Gn, т/ч ВД/ ВД tn, °C за Ш1Н °C
N " ГТУ
НК-37 (2шт.) 25x2 36,4 0,32 И 47 22,6 470 - - - -
птп 16 36,5 - - - 120 80 500 -
£ЭУ 66 48,6 - - 120 - - -
Н-25 (2шт.) 26,4x2 32,5 0,5 12 60 14,7 552 • - - -
ПТП 27 36,5 - - - 102 83,2/ 16,8 500/ 158 40
ХЭУ 79,8 49 - - 102 - - -
Сравнение параметров ЭУ на базе двигателя НК-37 с установкой
Н-25, выполненной по аналогичной схеме и предложенной фирмой Hi-
tachi (см.табл. 2.4.8). предполагает ее дальнейшее совершенствование.
Доля мощности, вырабатываемая паровой турбиной в ЭУ Hitachi, со-
ставляет около 50% от мощности газовых турбин - в ЭУ с НК-37 эта до-
ля равна 30%. Это объясняется тем, что в ЭУ Hitachi на входе в котел-
утилизатор выхлопные газы более «горячие», а на выходе из КУ - более
«холодные».
Для повышения эффективности ЭУ с НК-37 по мощности и КПД це-
лесообразно использовать дожигание топлива в шахте и перед силовой
турбиной двигателя.
В таблице 2.4.9 представлено изменение мощности и КПД для ЭУ с
дожиганием топлива перед силовой турбиной до 1000 и 1180 К.
Таблица 2.4.9
Параметр Без дожигания С дожиганием перед СТ
до 1000 К до 1180 К
N, МВт 66 75 96
Nm МВт 50 54 60
NnT, МВт 16 21 36
КПДггу. % 36,4 35,1 33,5
кпд, % 48,6 49 51,2
Видно, что увеличивается не только мощность ЭУ, но и эффективный
КПД, несмотря на дополнительный расход топлива. Например, при
191
Т',с, =1180 К мощность ЭУ увеличивается с 66 до 96 МВт, а КПД- с
48,6 до 51,2%.
Как отмечалось ранее, несмотря на большие возможности совер-
шенствования характеристик ГТУ при утилизации тепла выхлопных
газов водой, схемам присущи недостатки, ограничивающие их широкое
распространение.
Важность решения проблемы повышения КПД за счет утилизации
тепла без использования паровых турбин открытого или закрытого цик-
ла и невозможность осуществления процесса регенерации по классиче-
ской схеме из-за несоответствия температур воздуха за компрессором и
газа за силовой турбиной навели на идею двухконтурного конвертируе-
мого двигателя.
2.5. Двухконтурный газотурбинный двигатель для привода ГПА
Используемые в настоящее время в составе ГПА газотурбинные
двигатели выполняются только по одноконтурной схеме, несмотря на то,
что в качестве базовых наиболее часто используются двухконтурные
авиационные ГТД.
Анализ циклов [10... 15], в том числе с промежуточной регенераци-
ей [16], в которых осуществляется передача тепла в теплообменном ап-
парате от недорасширенного газа к недосжатому воздуху показывает,
что для реализации таких циклов необходимы настолько значительные
конструктивные изменения, что сама идея базового авиационного ГТД
оказывается дискредитированной.
В то же время наличие вентиляторного контура у базовых двигате-
лей с относительно низкими параметрами потока л’в1! и Т вП позволяет в
принципе рассматривать регенерацию в нем тепла с помощью теплооб-
менного аппарата как резерв повышения КПД и мощности газотурбин-
ного привода [8, 9,17].
Поскольку в схему двухконтурного привода включается тепло-
обменный аппарат, то его разработка должна предшествовать разработке
привода. Это связано с тем, что характеристики выбранного теплооб-
менного аппарата оказывают влияние на распределение работ в цикле.
Кроме того, при отсутствии теплообменника исключается возможность
конструкторской отработки основных узлов привода и привода в
целом. Теплообменник должен быть модульной конструкции, обеспечи-
вать большой ресурс работы, обладать умеренной металлоемкостью,
быть транспортабельным и обеспечивать при умеренных гидравличе-
ских потерях получение степени регенерации т|реГ порядка 0,8...0,9.
192
Перспективным может оказаться регенеративный теплообменник
с матрицей, имеющей коэффициент компактности более 0,8-103 м2/м3.
Большим достоинством двухконтурного привода с теплообменни-
ком (кроме экономичности) является его пригодность к эксплуатации
«под замком» в любых климатических зонах в отличие от установок с
регенерацией тепла, где используется расходный водяной или подпиты-
ваемый пароводяной контуры.
Изложенному приему повышения КПД газотурбинных установок не
следует противопоставлять направление, основанное на форсировании
параметров цикла вновь создаваемых одноконтурных газогенераторов.
При освоении в цикле одноконтурного газогенератора высоких тем-
ператур и л* удается получить эффективный КПД привода в диапазоне
33...38%, однако при высоких параметрах определяющей может ока-
заться проблема обеспечения ресурса. Ниже будет показано, что КПД
более 34% можно получить и на базе низкотемпературного двухконтур-
ного привода с регенерацией тепла. И, наконец, как показывают оценки,
такие высокотемпературные одноконтурные приводы экономически це-
лесообразно конвертировать в двухконтурные с вентиляторной пристав-
кой и регенерацией тепла, что способствует дальнейшему приросту эф-
фективности.
Далее приведены условия и предельные возможности повышения
эффективного КПД привода при выполнении его по двухконтурной схе-
ме с регенерацией.
Объектами исследований являются газотурбинные приводы
НК-16СТ, НК-ЗОСТ, НК-36СТ (табл.2.5.1), рассчитанные на базе циклов
двухконтурных авиационных двигателей, находящихся в эксплуатации
или подготовленных к ней.
Таблица 2.5.1
-----------
Установка Мощность, МВт Лэф» % Лк * tr, °C
Привод НК-16СТ 16 32,6 10 793
Привод НК-38СТ 16 38-41,3 26 1210
Привод НК-36СТ 25 36,4-40,8 23,1 1147
570-К General Motors 5 30,0 12 1020
Spey Rolls-Royce 12 33,5 18 1040
RB.211 21,5 34,2 18,6 1115
FT-4G 30,6 32,2 13,8 1075
LM-2500 GE 19 34,2 18 1150
LM-5000 GE 32,3 36,5 (36,5) 29(31) 1190
193
Для сравнения в табл. 2.5.1 также приведены некоторые техниче-
ские данные зарубежных одноконтурных приводов [18].
Рассмотрим влияние степени двухконтурности на свободную
мощность и КПД привода, в цикле которого регенерация тепла не пре-
дусмотрена. Схема установки, а также обозначения характерных сечений
приведены на рис. 2.5.1,а. При выполнении анализа параметры газа пе-
ред турбиной высокого давления газогенератора считаются не завися-
щими от степени двухконтурности m и доли мощности р, отдаваемой в
вентиляторный контур.
Рис. 2.5.1. Схема газотурбинного привода для ГПА (а) и процесс расширения газа в тур-
бинах привода в координатах i - S (б): 1 - КНД; 2 - вентилятор; 3 - КВД; 4, 6', 6, 7', 7 -
расчетные сечения между ступенями турбин; 5 - КС; 8 - ТВД; 9 - ТНД; 10 - турбина
вентилятора; 11 - первая силовая турбина: 12-выхлопная шахта: 13 - вторая силовая
турбина; 14 - выхлопная шахта;.---' - одноконтурный привод; - двухконтурный
привод без регенерации тепла; Ф’ - направления движения воздуха соответственно
внутреннего и наружного контуров; ______- направление движения выхлопных газов
194
Для одноконтурного привода (при т=0) свободная мощность может
быть определена из выражения
NCBOK GlGe Чад)Пст-1 ~ G1K*6 1бад)+Сб Чай)]Пст-1- (2.5.1)
В двухконтурном газогенераторе (при m > 0) часть свободной мощ-
ности затрачивается на привод вентилятора. Соответствующий теплопе-
репад (i6 -i6ad) находится из баланса мощностей
GiAU = °вПДки = Gi(i6 "OH™ =
•' Дкп
отсюда i6-i6ad = —— m.
Пта
Воздух, сжатый в вентиляторе, в последующем совершает работу в
силовой турбине вентиляторного контура, развивая свободную мощ-
ность
NCB.n = ^вП^цПвНст-П ’
при этом оставшаяся мощность силовой турбины первого контура равна
NCg-I — 06 —*7ай)' G1Hct-I
Суммируя NCB.n и NCB_i, получим полезную мощность двухконтурной
установки без регенерации
Ns NCB.n + NCBj = AiBnGBni]Bn ст-п+06 - »7«>) ’ GinCT-i • (2.5.2)
Если из выражения (2.5.1) вычесть (2.5.2), то при допущении равен-
ства КПД силовых 1-го и П-го контуров турбин после соответствующих
преобразований получим следующую зависимость:
( 1
-n2 =nCT-imGi4n-------Пв >0-
\Лтв )
(2.5.3)
Из выражения (2.5.3) следует, что при степени двухконтурности ш,
большей нуля, и отсутствии регенератора для получения максимальной
свободной мощности привода всегда выгодно базовый двухконтурный
двигатель конвертировать в одноконтурный.
Этот вывод не является неожиданным, поскольку транспортирова-
ние энергии из газогенераторного контура в вентиляторный с после-
дующим ее превращением в свободную мощность воздушной турбины
всегда сопровождается потерями механической энергии. Соответственно
мощность и эффективный КПД двухконтуряой установки без регенера-
ции также оказываются ниже, чем соответствующие показатели одно-
контурного привода.
При идеальном транспортировании энергии, осуществляемом при
равенстве 100% КПД вентилятора и приводящих его турбин, одно-и
двухконтурная установки становятся равноэффективными.
Рассмотрим теперь двухконтурный привод с утилизацией части те-
пла выхлопных газов в потоке вентиляторного контура.
2.6. Двухконтурный привод с регенерацией тепла выхлопных
газов в потоке наружного контура
передача тепла газов для подогрева воздуха наружного контура вы-
полняется в теплообменном аппарате (той или иной схемы), установлен-
ном, например, в выхлопной шахте силовой турбины газогенератора, как
это показано схематически на рис. 2.6.1.
В отличие от ранее рассмотренного случая, теперь рабочим телом
турбины второго контура является подогретый воздух. Если обозначить
долю свободной мощности привода, переданную вентилятору, индексом
Р, температуру воздуха за теплообменным аппаратом Т*^ и учесть по-
тери мощности в уравнениях энергетического баланса турбин, обуслов-
ленные гидравлическими сопротивлениями теплообменника и элементов
тракта, с помощью коэффициентов fjNiS и fjNII5 ( равных соответствен-
но отношению свободных мощностей турбин I-го и П-го контуров при
наличии и при отсутствии гидравлических потерь), то можно получить
следующую зависимость для соотношения свободных мощностей двух-
и одноконтурного приводов:
СВ 1JK VB ОК
В этом выражении LCT_;
- работа
одного килограмма газа в составе одноконтурного привода без
регенератора:
196
*
- 1 _ Apr
4NI8 1 »
Р°
кг-1 1
к' fe/p.yr-i’
^1nh8
Ап
к-1
All “ “I
где t|ni8’ Hniis - коэффициенты потери мощности силовых турбин
внутреннего и наружного контуров при наличии гидравлических сопро-
тивлений; Др"0, - сопротивление теплообменного аппарата на газовой
линии; ра ~ давление на входе в выхлопную шахту газогенератора;
рь - давление перед силовой турбиной первого контура; -
сопротивление магистральных элементов установки (включая теплооб-
менник) на участке от вентилятора до воздушной турбины.
Рис. 2.6.1. Схема двухконтурного газотурбинного
вентиляторном контуре: 1 - КНД; 2 - вентилятор; 3
сечения между ступенями турбин; 5 - КС; 8 - ТВД; 9 - ТНД; 10 - турбина вентилято-
ра; 11 - первая силовая турбина; 12 - выхлопная шахта с теплообменником; 13 -вторая
силовая турбина; 14-выхлопная шахта; LLJ - одноконтурный привод; - двухкон-
турный привод без регенерации тепла; с5’, - направления движения воздуха соответ-
ственно внутреннего и наружного контуров; ► - направление движения вы-
хлопных газов
привода с регенерацией тепла в
- КВД; 4, 6',6,7’, 7 - расчетные
Значение температуры за теплообменником Т определяется
197
(2.6.2)
реализуемой в нем степенью регенерации т|рег, температурой газа за
первой силовой турбиной Т7*. и температурой воздуха за вентилятором
Т*п. Расчет Т*ег производится по формуле
Для определения Тв*п используется уравнение энергии
Т* _ Т I Ркст_I
%!! - % +----V---’
m-----R
к-1
тогда формула для Тр*С[ имеет следующий вид
(2.6.3)
Т I
“ k п
m--------К
- ЯреДт
Яре! J
(2.6.4)
Эффективный КПД двухконтурной установки с регенерацией тепла
в потоке наружного контура будет равен
Пэф^эфисД (2-6.5)
где Лэфнсх_ эффективный КПД исходной одноконтурной установки.
В зависимости от конструкции теплообменного аппарата и схемы
движения теплоносителей устанавливаются определенные связи между
гидравлическими потерями в потоках (Др*п Лр*о,') и реализуемой сте-
пенью регенерации.
С уменьшением степени расширения на первой силовой турбине
* * , * ф
~ Рь!Ра и степени сжатия в вентиляторе яв11 возрастает влияние
потерь давления в теплообменнике на эффективный КПД (для привода
НК-16СТР получено, что увеличение суммарных потерь на 1% приводит
к снижению КПД на 1,15%). Это накладывает ограничение на уровень
приемлемых скоростей потоков воздуха и газа, проходящих через теп-
лообменник, и на величину степени регенерации Т] . С увеличением
Я per более 0,§5 существенно возрастают величина потребной поверхно-
сти теплообмена FT0, масса Мто и объем VTO теплообменников.
На основании данных работ [19] из формулы В.В. Уварова получена за-
висимость для определения удельной поверхности теплообмена для
198
регенератора, используемого в двухконтурной ГТУ:
f Сов । 1-Т1рег
k(m-l) 1-тт]рег ’
(2.6.6)
где К - коэффициент теплопередачи в теплообменнике, f - FTO/GB.
Для получения высоких значений КПД ГТУ необходимо стремиться
к обеспечению гидравлических потерь в теплообменнике по газовой и
воздушной линиям на уровне 2...3%, а Т] * 0,85.
Наилучшие показатели эффективности достигаются при чисто про-
тивоточной схеме течения в гладких каналах с пережатиями поперечно-
го сечения, которые выполняются с соблюдением определенных правил,
обеспечивающих равенство единице отношения:
(VNu)/fe„/Nu„).
Сравнительный анализ эффективности одно- и двухконтурных при-
водов выполнялся, как отмечалось ранее, на базе циклов реально суще-
ствующих авиадвигателей. Основные результаты расчетов представлены
Рис. 2.6.2. Изменение КПД двухконтурного га-
зотурбинного привода в зависимости от доли Р
свободной мощности привода, переданной вен-
тилятору (при m=l,0): 1 - привод НК-16СТ: 2 -
привод НК-ЗОСТ; 3 - привод НК-36СТ;--------
без учета потерь давления в теплообменнике;
------ с учетом потерь давления (f]\ic =0,97,
т]рег=О,85, дв=О,85, Ди.п=0,9-2)
на рис. 2.6.2 и 2.6.3.
Прежде всего отметим
существование экстремумов
КПД ГТУ по степени двух-
контурности m и коэффици-
енту передачи мощности р, а
также пологость изменения
вблизи оптимальных
величин тир.
Чрезвычайно важно и то
обстоятельство, что оптимум
двухконтурности соответст-
вует значениям, типичным
для авиадвигателей, которые
в настоящее время исполь-
зуются на самолетах массо-
вого применения и боевых
самолетах. Очевидно, значи-
тельное количество таких
двигателей может быть кон-
вертировано в оптимальные
приводы нагнетателей для газоперекачивающих станций.
199
Относительное слабое влияние коэффициента 0 (вблизи 0ОГП.) на
эффективный КПД установки позволяет широко варьировать конструк-
тивное оформление двухконтурных приводов, вплоть до варианта, в ко-
тором вся мощность газогенератора передается потоку вентиляторного
контура. Такая схема может привлечь внимание вследствие возможности
создать силовую турбину
максимального ресурса (по-
следняя работает на чистом
подогретом воздухе, а не в
среде продуктов сгорания) и
благодаря существенному
0Л0 Упрощению конструкции
Рис.2.6.3. Изменение эффективного КПД двух-
контурного газотурбинного привода НК-ЗОСТ
от m (при В = 0,5)
выхлопной шахты газогене-
ратора.
Реализация такой схемы
потребует постановки до-
полнительной ступени в
турбину ротора низкого давления для осуществления в ней полного
расширения и дополнительной вентилятороной ступени. Для оконча-
тельного выбора схемы привода потребуются дополнительные конст-
рукторско-расчетные разработки.
Величины абсолютного прироста эффективного КПД рассматри-
ваемых установок, как видно из рис. 2.6.3, оказываются разными, не-
смотря на то, что, например, исходные значения т),ф циклов привода НК-
16СТ и НК-ЗОСТ близки между собой. В цикле привода НК-16СТ увели-
чение рЭф равно примерно 3,5%, а в цикле привода НК-ЗОСТ- примерно
4,5%. Это различие вызвано неодинаковостью температуры выхлопных
газов, последняя в цикле привода НК-ЗОСТ выше на 70°.
Сравнение температур за турбинами нескольких реально сущест-
вующих двухконтурных авиадвигателей с близкими m показывает, что
повышение температуры в цикле газогенератора (с учетом соответст-
вующего повышения л*х) сопровождается увеличением температуры
выхлопных газов, потому в принципе сохранение у этих двигателей вен-
тиляторного контура (в сочетании с регенерацией тепла) будет давать
тем больший экономический эффект, чем выше начальная температура
цикла.
В таблице 2.5.1 приведены некоторые технические данные зарубеж-
ных одноконтурных приводов [18]. Для сравнения там же даны соответ-
ствующие расчетные величины трех рассматриваемых приводов нагне-
Ю0
тателя. Как видно из табл. 2.5.1, низкотемпературные приводы с регене-
рацией обеспечивают такой же уровень КПД, как и перспективные вы-
сокотемпературные зарубежные ГТД, а при оснащении теплообменной
приставкой двигателя с повышенными параметрами цикла (привод 3)
эффективный КПД привода превосходит лучшие зарубежные образцы.
Существующие конструкции теплообменных аппаратов стационар-
ных ГТУ не отвечают требованию транспортабельности средствами воз-
душного флота, в связи с чем необходима разработка новых теплооб-
менных матриц. Такие матрицы наиболее квалифицированно могут быть
созданы специализированными теплотехническими институтами и про-
мышленными предприятиями на базе новых технологий. Успешное ре-
шение проблемы создания компактного теплообменника полнее раскро-
ет потенциальные достоинства двухконтурных ГТУ с регенерацией теп-
ла в воздухе наружного контура.
Основным недостатком является сложность создания высокоэффек-
тивного транспортабельного теплообменного аппарата модульной кон-
струкции и повышенная металлоемкость.
2.6.1. Эффективность использования различных типов
регенераторов тепла для двухконтурных ГТУ
Исследования по определению геометрических размеров матрицы,
ее объема и массы регенераторов проведены применительно к газотур-
бинному приводу НК-16СТ.
Анализировались два вида теплообменников:
пластинчатый с перекрестным током и противоточной схемами дви-
жения теплоносителей;
вращающийся теплообменник.
Исходными данными являлись:
расход газа и воздуха -112 и 114 кг/с соответственно;
давление газа и воздуха на входе в теплообменник - 112 и 217 кПа;
температура газа и воздуха на входе в теплообменник - 442 и 100°С;
гидравлические потери полного давления по линии газа и воздуха
Др* = Др* = 2...4 кПа.
Результаты расчетного исследования теплообменников с пере-
крестной схемой движения теплоносителей. Исследования проводи-
лись совместно с ЦИАМ (д.т.н.,проф. Митиным Б.М. и вед. инж. Худя-
ковым А.И.). Методика расчета теплообменника разрабатывалась на ос-
нове работ [39-42].
Исходя из реальных возможностей изготовления пластинчатых теп-
201
лоооменников, принимались следующие геометрические размеры кана-
лов, гофр и стенок (рис.2.6.4): hB = hr = 1,5; 3: 4,5 мм; Зрв = 5рг = 0,1мм;
Зст= 0,15мм; оребрение треугольное, однослойное; материал: нержа-
веющая сталь с р = 7900 кг/м3; припой толщиной 5П= 0,03мм и рп =
10000 кг/м3. Гидравлический диаметр каналов соответственно для h =
1 ‘ч’ 3 ’ 4 5 Vх4 опотяппа-т Я = Я = П QO7* 7 1 07* 7 707
х 1 *»*!»* vvv « **ЭКВ.В '-‘ЗКВ.Г •'-> Э? *'**-' — ; — - — *’*<•»»
Рис.2.6.4. Схема элемента матрицы теплообмен-
ника с перекрестным током: 1-гофр; 2-
разделительные пластины; 3-уплотнительный
элемент; —» - воздух (в);----- — газ (г)
„ _ 0,3164
^~Re0’25
£ 53,3
Re
при Re > 2300 ,
при Re < 2300 ,
В расчетах варьиро-
валась величина перепада
давления воздушного и
газового потоков по ка-
налам матрицы теплооб-
менника либо одновре-
менно с соблюдением
равенства Др* = Др*
(рис. 2.6.5...2.6.7), либо
при фиксированном зна-
чении Др’ или Др*,
равными 4 кПа (рис.
2.6.8).
Для расчета коэффи-
циента гидравлических
потерь использовались
зависимости [41,42]:
(2.6.7)
(2.6.8)
а для оценки коэффициента теплоотдачи [41,42]
Nu = O,O21Re°’8Pr0'43 при Re>3000,
( d
Nu = 1,65 RePr-^ при Re < 3000.
k L J
(2.6.9)
(2.6.10)
Расчетные исследования показали, что увеличение скорости потока
в каналах теплообменника с ростом перепада давления приводит к тур-
булизации потока, однако, даже при Дрв = Дрг'= 8 кПа для коэффици-
ента регенерации тепла, равного Т] = 0,839, режим течения потоков в
202
каналах - ламинарный (ReB=
Res=2360; Rer=1651 при hB = hr=
2 3 4 5 6 ф*=ф*;КПа
Рис.2.6.5. Влияние потерь давления и степени
регенерации тепла на массу теплообменника:
—} - ТО с перекрестным током;--------------hr=
hB= 4,5-10‘3м (dr=dB=3,392-10’3M);-------hr=
hB=l,510'3M (ф=Ч=0,992-10’3м); --------hr=hB=
3-10’3м (dr=dB=2.193 10‘3M); Ф, @ - противоточ-
ная схема: т|реГ=0,75; 0.85; тип поверхности
ПлР-1 [40]
695; Rer=489 при hB=hr=l,5 мм и
4,5 мм).
Для коэффициента реге-
нерации Цюг= 0,696 мини-
мальные числа Res и Rer для
каналов h = 1,5 мм принад-
лежат к ламинарной области
(при Др* = Др* = 2 кПа
Кев= 743 и Rer =474), мак-
симальные с h = 4,5 мм - к
турбулентной (при
Д/?в=Др’= 8 кПа ReB =
5001И Rer = 3191).
Таким образом, для га-
зового и воздушного потоков
при выбранных высотах ка-
налов h„= hr= 1,5 мм харак-
терны ламинарный, турбу-
лентный и переходные ре-
жимы течения, что указыва-
ет на необходимость уточне-
ния данных для расчета ве-
личин с и Nu в случае при-
менения конкретной тепло-
передающей поверхности,
особенно в переходной об-
ласти чисел Рейнольдса.
Проведенные расчетные
исследования показали так-
же целесообразность при-
менения поверхностей на-
грева с интенсификацией
конвективного теплообмена.
Расчеты параметров теплообменников, выполненные на различные
степени регенерации тепла, показали существенное (в 7...8 раз) увели-
чение массы матрицы при изменении степени регенерации тепла от
Прег = °,696 ДО V = °>839 (см. рис.2.6.5).
203
Рис.2.6.6. Изменение площади фронта по воз-
душному и газовому потокам при различных
* »
перепадах давления на теплообменнике Дл. = Дл.
и степенях регенерации тепла т|р1.г: —} - ТО с
перекрестным током; - - - - hr= hB= 4.540’3м
(dr=dB=3,39210-3M);-------- h= ^=L510'3m
(d,.=dB=0,992-10'3M);-------hr= h,= 3-ИГм
(Ф^г^з-ю-’м)
Полная масса тепло-
обменника включает так-
же массу ограничитель-
ных пластин и коллекто-
ров, которые определяются
конструктивной компонов-
кой. Ориентировочно мас-
са всего теплообменника
при этом составит 130%
массы матрицы.
Размеры фронтальных
площадей по воздушном}'
и газовому теплоносите-
лям, а также объемы мат-
риц теплообменника в за-
висимости от величин ко-
эффициента регенерации
тепла Т]гег и потерь давле-
ния потоков газа и воздуха
Др* и Др’ приведены на
рис. 2.6.6 и 2.6.7. Графики
на рис. 2.6.6 и 2.6.7 позво-
ляют определить линейные
размеры теплообменни-
ков. Например, линейные
размеры (L, х Lr х Н) теп-
лообменника при hB =hr =
1,5-10'3 м изменяются в ин-
тервале (0,254x0,187x82,6)
м3 при riper = 0,696 и Др* =
2 кПа и (0,296x0,217x35,1)
м3 при Др* =8 кПа до
(0,886x0,676x48) м3 при
Ррег = 0,839 и Др* = 2 кПа
и (1,027x0,784x20,4) м3
при Др* = 8 кПа.
Рис.2.6.7. Изменение объема матриц при раз-
личных перепадах давления на теплообмен-
нике =фг и степенях регенерации тепла
Лрег: —J - ТО с перекрестным током;-------
-hr=hB=4,5-10'3M;-------hr=hB= 1,5-10'3м;
---------hr= hB= 3-10‘3м; ® - противо-
точная схема; пре1.=0,85 и 4^=0,75 соответст-
венно; тип поверхности ПлР-1 [40]
Лучшие габаритно-
весовые показатели теплооб-
менников достигаются при
чисто противоточной схеме
течения теплоносителей. На
рис.2.6.5...2.6.8 приведены
также результаты расчетного
исследования противоточной
схемы теплообменника с по-
верхностью типа ПлР-1 [40] ,
которые показывают, что при
применении такой схемы по-
лучается снижение массы и
объема матрицы приблизи-
тельно на 40...45% по сравне-
нию со схемой с перекрестным
током.
Следует отметить, что
пайка теплообменников ука-
занных выше размеров пред-
ставляет собой сложную про-
блему.
В ИЭС им. Е.О.Патона ос-
воена промышленная установ-
ка для пайки в вакууме тепло-
обменников пластинчатой
конструкции с размерами
(0,5x0,5x0,5) м3 [43]. Ориенти-
руясь на эту установку и раз-
работанный в ИЭС им.
Е.О.Патона способ пайки [44], можно рекомендовать секционный способ
пайки теплообменников. При этом размеры каналов, не превышающие
размеры установки, имеют теплообменники с hF=h,=l,5х10‘3м для
Т]^=0,7 и 0,75 при Др* = Др* =2.. .8 кПа, а для Т] =0,791 только тепло-
обменник с Др* =2 кПа и Др* =4 кПа.
Размеры теплообменников с Ьв=К-=(3;4,5)х10’3 м превышают разме-
ры установки, поэтому необходимо разработать новую установку боль-
ших размеров.
2сЬ
2 2.8 3,6 4,4 5,2 6,0 6,8 Дрг.кПа
Рис.2.6.8. Влияние перепада давлений по каналам матрицы на массу теплообменника
а-^>в=4кПа; б—/у>г=4кПа; ф - ТО с противотоком, = 0,75, тип
поверхности - Пар-1 [40];—------hr = hs=4,5xl0’3M;--------hr=hB = 3xlO'3M
---------hr=l^= 1,5х10’3м; ~.~L: } -ТО с перекрестным током
206
Таким образом, расчетный анализ показал, что масса матрицы теп-
лообменника, выполненного по схеме с перекрестным током, для двух-
контурной ГТУ НК-16СТР с регенерацией тепла, будет составлять
60х103кг(при Др* = Ар* =3 кПа, Т]рст =0,839;d3KBB = d3KBr =3,0x1(Г3м).
Масса матрицы теплообменника, выполненного по противоточной
схеме, с поверхностью типа ПлР-1 равняется приблизительно 45x103 кг.
Результаты расчетного исследования вращающегося теплооб-
менника. На рис. 2.6.9 показана конструктивная схема вращающегося
дискового теплообменника секционного типа с цилиндрическими тепло-
аккумулируюшими элементами (ТАЭ). Теплообменник имеет металли-
ческий каркас - диск, в котором выполнены сквозные цилиндрические
отверстия - секции (или карманы). В секции установлены теплоаккуму-
лирующие элементы. Торцевые поверхности диска гладкие и служат
опорными поверхностями для уплотнений теплообменника. Ширина уп-
лотнительной перегородки, разделяющей газовый и воздушный тракты,
должна быть больше, чем межцентровое расстояние между соседними
секциями. В теплообменнике с цилиндрическими секциями каркас мо-
жет занимать более 15% от объема теплообменника, а площадь раздели-
тельной перегородки - более 10% от фронтальной площади поверхности
теплообменника. Таким образом, фронтальная площадь поверхности те-
плоаккумулирующих элементов составляет не более 75% от площади
поверхности теплообменника под матрицу по D н (см. рис. 2.6.9).
В качестве поверхности теплообмена для расчетных исследований
выбрана широко используемая во вращающихся регенеративных возду-
хоподогревателях [45] поверхность, показанная на рис. 2.6.10. Как видно
из рисунка, поверхность образована слабо изогнутыми листами, имею-
щими волну, идущую под углом 30° к направлению течения потока.
Дистанционирующие листы имеют зигзагообразные выступы по всей
высоте для обеспечения постоянства ширины проходов. Теплотехниче-
ские и гидравлические характеристики выбранной поверхности, заимст-
вованные из работы [45], представлены на рис. 2.6.11. Материал листов,
формирующих теплоаккумулирующую матрицу, - нержавеющая сталь
(р=7900 кг/м3).
Методика расчета вращающегося теплообменника разрабатывалась
на основе работ[40, 45]. Расчетные исследования проводились совместно
с ВТИ им. Ф.Э. Дзержинского (к.т.н. Кадыровым Н.Н.) и КАИ им. А.Н.
Туполева (д.т.н., проф. Щукиным В.К., к.т.н. Матвеевым Ю.В.).
207
1
2
3
Рис.2.6.9. Схема врапвадпегося дискового теплообменника с цилиндрическими
тегиоаккумулируюшими элементами (ТАЭ): 1 - каркас: 2 - секции: 3 - ТАЭ; 4 -
торцы диска; 5-уплотнение; 6 - разделительная перегородка
Рис. 2.6.10. Схема профиля набивки с волнистым дистаннионируюшим листом
Результаты многочисленных расчетных исследований представлены на
рис.2.6.12 и2.6.13 ивтабл.2.6.1.
208
Рис. 2.6.11. Изменение коэффициента гидравлического сопротивления £(а)
и критерия Нуссельта Nu (б) в зависимости от числа Re в набивке вращаю-
щегося подогревателя с волнистым дистанционирующим листом
Из рассмотрения рис.2.6.12 и 2.6.13 следует, что степень регенера-
ции тепла, равная т]рег=0,85, может быть получена в теплообменнике со
следующими параметрами: DH=5,8...6,0 м; 5л=0,15 мм; d3KB= 3,8 мм. При
этом величина гидравлических потерь давления по линии газа составляет
Ар г =4.0 кПа, масса матрицы равна 12,5-103 кг, что в 3,5 раза меньше,
чем масса матрицы стационарного теплообменника, выполненного по
противоточной схеме. Из рис. 2.6.13 видно также, что с уменьшением
гидравлического диаметра каналов d3KB и толщины листа 5Л степень реге-
нерации тепла riper увеличивается, однако возрастают и гидравлические
потери в теплообменнике.
В вариантных расчетах минимальная величина гидравлического
диаметра была принята равной d3KB= 0,6 мм, а толщина листа - 5л=0,1 мм.
Результаты расчетов теплообменников с указанными параметрами бэкви
5Л сведены в табл. 2.6.1.
Из рассмотрения результатов расчета в табл. 2.6.1 следует, что при
коэффициенте регенерации Г| =0,9 из-за малого температурного напора
значительно возрастают двухсторонняя поверхность нагрева F то, высота
набивки Н и, следовательно, потери давления по газовой и воздушной
линиям.
Оптимальным по условиям заданных потерь давления и предельно-
го D н =6 м является вариант с Г|ре. =0,8 при скорости течения газа в теп-
лообменнике, равной 15 м/с.
209
б
Рис. 2.6.12. Влияние величины наружного диаметра теплообменника (ТО) под мятритту
D„ и толщины ленты 5л на степень регенерации тепла Т] (а), гидравлический диа-
метр каналов d,KB и массу матрицы М (6) при: высоте матрицы Н=1м; частоте враще-
ния ТО п=5 мин'1; гидравлических потерях давления по линии газа Д р*г=4 кПа; про-
филь набивки см. рис. 2.6.10
10
Рис. 2.6.13. Влияние величины гидравлического диаметра каналов втегтюак-
кумулирукиих цементах и толщшы ленты 8Л на степень регенерации тепла
, потери давления газа Дц (а) и массу матрицы М (б) ири диаметре теплооб-
менника под штрицу Ц, = 6 м; высоте матрицы Н — 1 м и дастоге врапвния ТО
гт^мин
Расчет вращающегося теплообменника
Таблица 2.6.1
№ Наименование показателей, размерность, обозначение Расчетная формула, обоснование Пре,. = 0,8 Пре, = °,9
Скорость газа w,, м/с
15 20 30 15 20 30
1 2 3 4 5 6 7 8 9
1 Температура воздуха на выходе, t", °C vX -(i-nPerk 358,0 - - 389,8 -
2 Количество тепла по воздуху, Q, ккал/ч (кВт) р в \ в В / - 261 -105 (302-102) - 295-105 (342-102) -
3 Температура таза на выходе, t’, °C cprGr - 180 - 148 -
4 Средний температурный напор, At, °C 0,5(At8 + AtJ - 72,0 - - 40,1
5 Средняя температура воздуха, tB, °C Средняя температура газа, t , °C оЛч+гв) 0,5 (t'r +t’r) - 229 301 - - 245 285 -
6 Живое сечение для прохода газа, fw г, м2 Живое сечение для прохода воздуха, f я , м2 Gr/w,.pr Гжг/i 11,2 5,6 8,4 4,2 5,6 2,8 10,8 5,4 8,1 4,1 5,4 2,7
7 Скорость воздуха в набивке, w„ м/с 13,8 18,4 27,6 14,8 19,7 29,6
8 Число Рейнольдса воздушного потока, ReB Число Рейнольдса газового потока, Rer WBd,KB/VB WAkb/V, 673,0 352,4 897,4 470 1346,0 704,8 683,8 367,1 911,6 489,4 1365,8 734,2
Продолжение табл. 2.6.1
1 2 3 4 5 6 7 8 9
9 Критерий Пекле воздушного потока, Рев Критерий Пекле газового потока, Рег Rc„-PrB Re„ -PrB 464,38 229,06 619,18 305,5 928,77 458,13 471,84 239,7 629 319,6 942,4 479,4
10 Критерий Пуссельта, Nu ^^газ рис. 7... 18 145] R0W* Nu„ = Pen d.Mn/H Nur == Per -d^/H 2,02 1,06 2,8 2,9 2,15 1,13 2,8 2,8 2,69 1,41 2,8 2,8 2,05 1,1 2,8 2,9 2,19 1,17 2,8 2,9 2,73 1,47 2,8 2,8
И Коэффициент теплоо тдачи, а, ккал [ Вт । м7 ч-град ^м2 - град) X a0 = NuB d3K„ X ar — Nur ^□KB 163,1 (189,2) 201,1 (233) 163,1 (189,2) 194,1 (226) 163,1 (189,2) 194,1 (226) 166,8 (193) 195,9 (227) 166,8 (193) 195,9 (227) 166,8 (193) 189,2 (220)
12 Поправка на т, нестационарность, П п=15об/мин т2 н=30об/мин nij m2 п=15об/мин П|5 п=30об/мин Пзо 2f a m, = СмРм8л 'f n m 2f"a" С«Рм8л fn 2,37 0,96 1.185 0,480 0.850 0,952 2,29 0,96 1,145 0,480 0,854 0,955 2,29 0,96 1,145 0,480 0,854 0,955 2,3 0,98 1,15 0,49 0,851 0,954 2,3 0,98 1,15 0,49 0,851 0,954 2,22 0,98 1,11 0,49 0,853 0,956
13 Коэффициент теплопередачи, К, п = 15 об/мин К,5 ккал/м2-ч-град _ ,, ,, , г , п = 30 об/мин Кзо (Вт/м град) П G' ar • fiB«„ firar + EBaB 30,6 (35,4) 34,2 _I?9,6L 30,4 (35,3) 34,0 (39,4) 30,4 (35,3) 34,0 (39,4) 30,86 (35,8) 34,60 (40) 30,86 (35,8) 34,6 ±40) . 30,61 (35,5) 34,31 (39,8)
Продолжение табл. 2.6.1
1 2 3 4 5 6 7 8 9
14 Двухсторонняя п = 15 об/мин поверхность нагрева, F, м2 1130 об/мин F30 Q F = ———- К At 11852 10605 11930 10667 11930 10667 23823 21247 23823 21247 24017 21427
15 Полное поперечное сечение воздухоподогревателя (для 8Л=Ю,1 мм, V=0,18), f, м2 Гжг+^ (l-vXe. +ев) 21,98 16,48 10,99 21,28 15,97 10,65
16 Полное поперечное сечение металла набивки, fM, м2 v.f 3,96 2,97 1,98 3,83 2,87 1,92
17 Односторошшй периметр набивки, U, м fM/8 39600 29700 19780 39300 28700 19200
18 Высота набивки, И, м п = 15 об/мин HiS п - 30 об/мин Нзо F/2U 0,150 0,134 0,201 0,180 0,302 0,27 0,303 0,27 0,415 0,37 0,625 0,558
19 В однодисковом исполнении при dBT= 250 мм наружный диаметр ротора по набивке будет: DH, м Vl,27f + 0,25 2 5.3 4,59 3,75 5,21 4,52 3,69
20 Потери давления в » л л * л ’ п= 15 об/мин набивке, Лрг , Дрв , , кг/м2 (кПа) п = 30 об/мин Af, АРп i-i a N 1 П <4 r-1 £ 1 5 lx i a "Г « T- “ 1 t'i | ТЭ I -o ГП 1 1- г<! 1 X 4 4 tn 1 Сь V: | К 445,6 (4,45) 398 (3,98) 411,6 (4,12) 367,7 (3,68) 796 (7,96) 714 (7,14) 735 (7,35) 658,6 (6,59) 1794,3 (17,94) 1604,2 (16,04) 1958,4 (19,58) 1751 (17,51) 888,5 (8,88) 791,8 (7,92) 906,3 (9,06) 807,6 (8,07) 1623,7 (16,24) 1446,8 (14,47) 1654,9 (16,55) 1475,5 (14,75) 3665 (36,65) 3273 (32,73) 3734 (37,34) 3333 (33,33)
Продолжение табл. 2.6.1
1 2 3 4 4740,9 4241,9 5 _ 4772,1 4266,8 6 4772,1 4266,8 7 8 9
21 Масса набивки, М, п= 15 об/мин М15 кг п = 30 об/мин Мзо 0>5F-VPm 9529 8499 9529 8499 9606,8 8570,8
22 Перетекания, связанные п = 15 об/мин Grus с вращением п = 30 об/мин Q г то (потери от перетекания), Gn, % '.З'Ь/ "Vj(' Gu x p • н • П H 0.878 1,57 0,882 1,58 0,883 1,58 1,65 2,94 1,7 3,03 1,7 3,04
Примечание. Отношение площадей проходных сечений газовой и воздушной сторон принято i = f,/f = 2 .
Доли сечения, приходящиеся на газовую и воздушную стороны, составляют s г~----(1 — е0 ) = 0,62 и
1 +i
(1 + £о) = 0,31 при доле сечения, занимаемой уплотнениями Ео = fylul/fn =0,07.
Схема организации потоков газа и воздуха- противоточная; см, р„, 8„ — теплоемкость, плотность, толпщна листа матрицы
соответственно.
Расчет- проведен для грех значений скорости газа и>г= 15, 20 и 30 м/с при частоте вращения ротора п = 15 и 30 об/мин в каждом
варианте.
К;
U1
Конструктивные характеристики вращающегося теплообменника с
перфорированными пластинами из нержавеющей стали, представлены в
табл.2.6.1. Видно, что лучшие габаритные показатели достигаются при
частоте вращения ротора, равной 30 мин -1. Однако при увеличении час-
тоты вращения с 15 до 30 мин (почти вдвое, но в пределах допустимо-
го) возрастают утечки воздуха в газовую часть регенератора.
Следует отметить, что величина утечек воздуха в область низкого
давления является слабым звеном современных конструкций вращаю-
щихся регенераторов для ГТУ, оказывающим существенное влияние на
экономичность их работы.
Таким образом, результаты выполненных вариантных расчетных
исследований вращающегося теплообменника применительно к двух-
контурной ГТУ с регенерацией тепла выхлопных газов в потоке наруж-
ного контура т]рег =0,85 показывают, что диаметр теплообменника мо-
жет быть равным DH = 6 м, а высота Н=1 м при d ЗКБ =3,8 мм и Н=0,15 м
при d3KB=0,6 мм; масса матрицы 12,5x103 кг при Н=1 м; 4,7х103 кг при
Н=0,15м. Следует отметить, что для снижения вероятности засорения
каналов теплообменника продуктами отложения из газа и воздуха во
время эксплуатации необходимо стремиться к выбору гидравлического
диаметра каналов более чем 0,6 мм, например на уровне 3...4 мм.
Выполненные расчеты и анализ имеющейся многочисленной лите-
ратуры показывают, что для уменьшения геометрических размеров реге-
нератора, его массы и объема при умеренных гидравлических потерях
давления необходимо применять поверхности с интенсификацией кон-
вективного теплообмена.
2.6.2. Методы интенсификации теплоотдачи и уменьшения
гидравлических потерь в регенераторе
Основными требованиями, которые предъявляются к элементам
систем теплообмена авиационных ГТД, являются, как было сказано вы-
ше, компактность и малые гидравлические сопротивления. Эффектив-
ным путем создания высоконапряженных теплообменных аппаратов
служит интенсификация теплоотдачи. Все известные способы интенси-
фикации в турбулентных потоках за счет искусственной дополнительной
турбулизации связаны с опережающим ростом гидравлического сопро-
тивления. Критерием эффективности метода интенсификации теплооб-
216
мена может служить зависимость между отношениями чисел Нуссельта
Nu/Nur., и коэффициентами сопротивлений для каналов с интенси-
фикацией (Nu, £)и для гладких каналов (Nur;!. £гл).
2.6.2.1. Интенсификация теплоотдачи с помощью пристенных
осевых вихрей
Одним из методов интенсификации теплообмена является местная
закрутка, которая осуществляется с помощью аксиально-лопаточного
или шнекового завихрителя, а также путем тангенциального подвода
жидкости. Указанные способы закрутки воздействуют на весь поток, что
влечет за собой резкое увеличение гидравлического сопротивления
[46].Однако, как показывают эксперименты, в пристенном слое толщи-
ной (0,05...0,l)R среднее значение коэффициента турбулентной тепло-
проводности в гладкой трубе не превышает 10% от максимального при
данном числе Рейнольдса [47]. В пристенном слое толщиной
(0,05...0,l)R срабатывается 60...70% располагаемого температурного
напора. Следовательно, наибольшего эффекта в интенсификации тепло-
отдачи можно добиться, увеличивая коэффициент турбулентной темпе-
ратуропроводности именно в пристенной области. В то же время допол-
нительная турбулизация ядра потока мало увеличивает теплоотдачу', но
сопровождается существенным увеличением гидравлических потерь.
С учетом сказанного были предложены и испытаны лопаточные
завихрители без центрального тела, которые в основном закручивают
поток в пристенной области [48]. Конструкция лопаточного завихрителя
показана на рис.2.6.14. Наибольший диаметр равен 25 мм, внутренний
диаметр - 18 мм, высота лопатки - 2,6 мм, ширина - 9 мм, угол закрутки
- 60°. Десять таких завихрителей были установлены равномерно в трубе
с внутренним диаметром 25 мм, длиной 1 м. Эксперименты проводи-
лись на воздухе. Нагревание стенки трубы осуществлялось электриче-
ским нагревателем и регулировалось с помощью высокоточного регуля-
тора температуры ВРТ-2. Температура воздуха замерялась хромель-
копелевыми термопарами в 5 точках, температура стенки трубы- в 10
точках с записью на потенциометр КСП-4. Статическое давление заме-
рялось водяными пьезометрами. Расход воздуха определялся на мерном
участке с двойной диафрагмой. Конструкция экспериментальной уста-
новки позволяла вести эксперименты одновременно с гладкой трубой и
трубой с завихрителями. Эксперименты проводились при числах Рей-
нольдса от 10 до 50 тысяч. Температура стенки трубы менялась от 100
до 500° С.
217
Рис. 2.6.14. Конструкция лопаточного
завихрителя
По полученным в ходе
эксперимента данным опреде-
лялись зависимости Nu=y(Re) и
^=/(Re) для гладкой трубы и
трубы с завихрителями. Как
видно из рис. 2.6.15 и 2.6.16,
теплоотдача в трубе с лопаточ-
ными завихрителями возраста-
ет в 2,5...3,5 раза по сравне-
нию с гладкой трубой. При
этом гидравлическое сопро-
тивление увеличивается в 7...8
раз.
Дальнейшим развитием
выбранного направления яв-
ляются ленточные завихрители лепесткового типа, которые распола-
гаются на внутренней поверхности трубы [49] или плоской поверх-
ности [50]. Конструкция завихрителя, установленного на внутренней
поверхности трубы, показана на рис.2.6.17. Завихритель состоит из
двенадцати закрученных на 360° лепестков, изготовленных из сталь-
ной фольги толщиной 0,1 мм. Диаметр лепестка равен 1,5 мм. Закру-
Рис. 2.6.15. Теплообмен в трубах с завихрите-
лями: 1 - гладкая; 2 - труба d=25 мм с лопа-
точными завихрителями; 3 - труба d=13 мм с
десятью шнековыми завихрителями; 4 - труба
6=13мм с шестнадцатью шнековыми завихри-
телями; 5 - труба с лопаточными завихрителя-
ми у = 45°. d« = 0,5, п = 3
ченные лепестки распола-
гались между двумя про-
филированными экранами,
изготовленными из фольги
толщиной 0,05 мм, и при-
варивались к ним точечной
сваркой. Полученный та-
ким образом шнекоблок
сворачивался в кольцо по
внутреннему диаметру
трубы и приваривался к
ней также точечной свар-
кой.
Эксперименты прово-
дились на трубе с внутрен-
ним диаметром 13 мм,дли-
ной 1 м. Было испытано
два типа трубок - с деся-
тью и шестнадцатью шне-
коблоками. При течении
воздуха с описанными
завихрителями за ними
218
образуются двенадцать отдельных закрученных струек, непосредственно
примыкающих к стенке трубы. Эти струйки срывают пограничный слой,
увеличивают степень перемешивания частиц пограничного слоя и ос-
новного потока, тем самым увеличивая коэффициент турбулентной тем-
пературопроводности. Ожидалось, что применение таких завихрителей
приведет к более благоприятному отношению Nu/£, чем было получено
в работе [46], в связи с меньшим возмущением ядра потока.
Рис. 2.6.16. Гидравлическое сопротивление в трубах
с завихрителями: 1 - гладкая; 2 - труба d=25 мм с лопа-
точными завихрителями; 3 - труба d=13 мм с десятью
шнековыми завихрителями; 4 - труба б=13мм с шестна-
дцатью шнековыми завихрителями; 5 - труба с лопаточ-
ными завихрителями у = 45°. dK = 0,5, п = 3
На рис.2.6.15 и
2.6.16 приведены
результаты, полу-
ченные при про-
дувке эксперимен-
тальных участков.
При постановке 10
шнекоблоков теп-
лоотдача возраста-
ет на 20...60% по
сравнению с глад-
кой трубой в диа-
пазоне чисел Рей-
нольдса от 10 до 50
тысяч. При этом
гидравлическое со-
противление уве-
личивается в 2,5
раза. В трубе с ше-
стнадцатью завих-
рителями теплоот-
дача увеличивается
на 20... 100%, а гидравлическое сопротивление - в 3 раза.
Полученные результаты показывают, что описанные завихрители
являются более эффективными по сравнению с аксиально-лопаточными
и шнековыми [46] вследствие существенно меньших гидравлических
потерь.
При создании компактных теплообменных аппаратов ограниченно-
го миделя выбор величины степени регенерации зачастую лимитируют
219
Рис.2.6.17. Конструкция лепесткового шнекового
завихрителя
потери давления в
каналах. При вы-
полнении многочис-
ленных вариантных
расчетов теплооб-
менников ГТУ не-
обходимо распола-
гать нетрудоемкой
методикой опреде-
ления потерь давле-
ния, обеспечиваю-
щей, однако, доста-
точно точные ре-
зультаты расчета.
2.6.2.2. Определение потерь давления
цилиндрическом канале регенератора
при течении газа в
Строгие решения задачи о течении газа по трубам с трением и теп-
лообменом получены лишь для некоторых частных случаев [51-55], не
охватывающих большинства реально встречающихся законов теплопод-
вода в теплообменных аппаратах.
Ниже приведено приближенное решение задачи определения пара-
метров газа для общего случая изменения удельных тепловых потоков
по длине трубы (рис.2.6.18), зависящих, как известно, от соотношения
водных эквивалентов теплоносителей и схемы их относительного дви-
жения в теплообменном аппарате [56].
Течение газа в цилиндрическом канале описывается обобщенным
уравнением Бернулли
dw 1 dp „ w2
=---X—g----
dx p dx '2d,
(2.6.11)
Тидр
где w - текущее значение скорости.
Точное решение этого дифференциального уравнения удается полу-
чить только для некоторых частных случаев изменения температуры газа
по длине канала, в общем случае - только численным интегрированием.
Для приближенного аналитического решения задачи о нахождении
потерь давления при течении газа в трубах теплообменного аппарата
привлечем уравнения неразрывности
220
pwF = G = const
и состояния
(2.6.12)
P = -^p (2.6.13)
1X1
Подставив (2.6.13) в (2.6.12), найдем полный дифференциал
зИф + pFdw + /?wdF = const RdT .
Для цилиндрического канала будем иметь
wFd/j + /?Fdw=const RdT.
Разделив на const - ри-F и учитывая (2.6.13), приходим к выражению
ф dw _ dT
7+V~T- <2-6-14)
Известно, что для высоко-
эффективных воздушных
теплообменников потери
давления составляют
5... 10% при степени по-
догрева Т=2...4, поэто-
му' выражение (2.6.14)
приближенно запишем
dw dT]x
, (2.6.15)
1х
где (р - коэффициент, не-
значительно отличаю-
щийся от 1.
В уравнении (2.6.11) вы-
полним операцию деления
всех членов на и-,2/2
w р у/72
Рис. 2.6.18. Схема изменения температур, потерь
давления и теплового потока рабочих жидкостей
в цилиндрическом канале
(2.6.16)
где x=x/drHap- относительная координата в направлении движения
первого теплоносителя.
Проведя некоторые алгебраические преобразования с первым чле-
ном правой части и учитывая (2.6.15), приходим к выражению
2^^ = -2g----------------tdx. (2.6.171
Tlx (G/F)2RTIx
Полученное уравнение можно проинтегрировать, если известна зависи-
мость Т]х = /(х).
Рассмотрим наиболее типичный теплообменник, работающий по
противоточной схеме течения теплоносителей.
Температурный напор в таком теплообменнике выражается форму-
лой
-9Ае“Л (2.6.18)
1 1 г
где ц =-------------; гх = 4гх - текущее значение поверхности теп-
G2Cp2 G1CP1
лообмена; К - коэффициент теплопередачи; 0л - температурный напор
на входе в теплообменник.
Запишем выражение для изменения количества тепла
F
AQ(x)= JexKdF.
о
Проинтегрировав это выражение с учетом (2.6.18), получим
AQ(x) =-1) , (2.6.19)
где а — Аф KF.
С другой стороны,
AQ(x) = G1cpl(Tlx-T1BX). (2.6.20)
Приравнивая (2.6.19) и (2.6.20), находим
Т1Х =-^—(еа*-1) + Т
pG,cpl '
dT,x=-^-eaXdx
uG,cp:
(2.6.21)
(2.6.22)
Умножив уравнение (2.6.17) на Т1хи учитывая (2.6.21) и (2.6.22),
получим
2g—
(G/F/R
fl - fl —
—e“(2^W! + q)dx + ^(—-----T1BX)dx
HGicPi MGjCpi
Обозначим
(2.6.23)
A =-----2---;
(G/F)2R/g
0, A T
B =—±-(2<pa+&, c=-7---------------T1BX.
uG,cp; FG1Cpl
Тогда выражение (2.6.23) запишется так:
2Apdp = -Be“dx+ Cc dx .
Проинтегрировав это уравнение в пределах от рвх до рвых и по х от
О до L, получим
₽„.^„+i(l^LXC5L
где L = L/drK_p - относитель-
ная длина теплообменника.
Таким образом, найде-
на зависимость для опреде-
ления статического давле-
ния на выходе из
теплообменника.
Воспользовавшись со-
отношением
л gVt 1 1
rW Р F I 2k g ’
Vk + 1 R
можно определить
^-вых’^^вьи) и найти поте-
ри полного давления в теп-
лообменнике.
Аналогичное решение мож-
но получить для случая
(2.6.24)
Рис. 2.6.19. Зависимость коэффициента восста-
новления полного давления от степени подог-
рева, =0,15 :------------- расчет по формуле
(2.6.25);-------расчет на ЭВМ [57]
q=const.
Окончательная формула будет иметь вид
2 _ 2£B±JT^r_JB_f-
Г вых Д| ВХ 2 А
(2.6.25)
223
де А имеет то же значение, что и в выражении (2.6.24). а
в=4^
Gi<v.
коэффициент <р зависит от степени подогрева
- т
'р _ 1вых _
— У и определяется по выражению и» = 1 + 0.01Т.
А1вх Г Г
На рис.2.6.19 и 2.6.20 приведены результаты расчетов по формуле
2.6.25) и численного интегрирования уравнения (2.6.11), взятые из ра-
5оты [57]. Как видно из рисунков, расхождение результатов расчетов не
февышает i...z7o, что
зполне приемлемо при
фоведении проектных
взысканий.
В настоящее время
дирокое распространение
з конструкции теплооб-
менников (ТО) получили
сруглые трубчатые по-
верхности малого диамет-
ра с пережатиями сечения,
многократно повторен-
ными по длине. Такие по-
зерхности, как показано в
58, 59, 60], позволяют
збеспечить значительное
товышение коэффициента
теплоотдачи при умерен-
ном приросте коэффици-
Рис. 2.6.20. Зависимость коэффициента вос-
становления полного давления от входной
скорости; Т = 2 : --расчет по формуле
(2.6.25);—---• расчет на ЭВМ [57]
;нта потерь.
Очевидно также, что компактность теплообменников обеспечивает
I простое уменьшение гидравлического диаметра каналов, по которым
транспортируются теплоносители.
2.6.2.3. Применение метода расчета потерь давления при
течении газа в канале с пережатиями при наличии подогрева
В работе [61] решены следующие задачи:
1. Экспериментально определено влияние пережатий сечения тру-
юк весьма малого диаметра (Dy=2,5 мм) на коэффициент теплоотдачи и
24
гидравлические потери (в литературе результаты испытаний труб такого
диаметра отсутствуют).
2. Показана применимость использования осредненного по длине
труб коэффициента потерь для расчетов при течении с подогревом.
Предложенный метод обеспечивает достаточно точные результаты, по-
скольку потери напора, как правило, лимитируют выбор допустимой
степени регенерации в теплообменных аппаратах.
Эксперименты проводились на установке, состоящей из теплооб-
менника с матрицей из 19-ти цилиндрических трубок диаметром
2,5x0,25 мм, впаянных в две трубные доски. Упаковка трубок в досках -
треугольная. Матрица ТО вваривалась в цельноточенный корпус. Кроме
цилиндрических трубок без пережатий, в матрицах ТО применялись
трубки с кольцевыми пережатиями, которые получались специальным
инструментом на резьбонакатном станке.
Сведения о геометрии таких трубок получены в результате большо-
го количества обмеров, выполненных при пятидесятикратном увеличе-
нии, специально разрезанных образцов. При проведении работ, связан-
ных с исследованием гидравлики и теплообмена в ТО, воздух пропус-
кался внутри трубок, а теплоноситель - в межтрубном пространстве.
Схема движения теплоносителей в ТО - противоточная.
Проводились измерения следующих параметров:
температуры воздуха на входе и выходе из ТО, температуры тепло-
носителя (при продувках с подогревом). Регистрация показаний термо-
пар групп ХК , ХА осуществлялась с помощью приборов КСП-4 , ИПП;
при этом погрешность измерений в совокупности с компенсационными
проводами, прибором и термопарами составляла 0,25%;
расход воздуха измерялся с помощью расходомерного сопла в 1/4
круга с точностью + 0,5%; расход теплоносителя - объемным расходо-
мером с точностью + 0,5%;
давление воздуха в различных полостях измерялось манометрами
класса точности 0,6;
перепады давления на расходомерных устройствах и в трубках ТО
измерялись водяным и ртутным пьезометрами.
Испытания проводились в два этапа: при продувках без подогрева и
с подогревом. При продувках с подогревом измерения проводились на
стационарном тепловом режиме, который устанавливался в течение
1О...15мин. Для повышения точности измерения проводились трехкрат-
но. По результатам продувок без подогрева определялся усредненный по
длине коэффициент гидравлического сопротивления трубок и коэффи-
циент восстановления полного давления (при необходимости). В качест-
ве примера на рис.2.6.21 приведены результаты измерения коэффициен-
тов сопротивления £и для ТО, имеющих трубки с пережатиями и без
225
них, в зависимости от числа Рейнольдса.
№ трубки Геометрия трубок
1, мм R, мм h. мм t, мм D, мм а/о v'h Н, мм D/t
1 0,4 0,7 0,1 2,5 2,5 0,92 25 1,23 1,0
2 0,4 0,5 0,125 5,0 2,5 0,9 40 1,77 0,5
Рис. 2.6.21. Изменение от числа ReBX при изотермическом течении воздуха
в трубках с кольцевыми пережатиями и без них:
— закон Блазиуса; О - трубки без пережатий; АЛ - трубки с
пережатиями; Д - тр. №1 с t=2,5 мм; D=2,5 мм; d/D=0,92; h=0,1 мм; Ph=25;
D/t=l,0; г =0,4 mm;R=0,7 мм; □ - тр. №2 с t=5 мм; D=2,5 мм; d/D=0,9; h=0,125
мм: t/h=40; D/t=0,5; 1=0,4 mm;R=0,5 mm
При нахождении усредненного коэффициента сопротивления использо-
валось решение дифференциального уравнения Бернулли для энергети-
226
чески изолированного течения газа, в котором работа сил трения L^,
представлена соотношением, общепринятым в гидравлике
„ dx w2
-dLqf^n , 2 , (2.6.26)
гидр
w- текущее значение скорости; dx - длина бесконечно малого участка
трубки; driiap - гидравлический диаметр трубки; - коэффициент
гидравлического сопротивления при изотермическом течении воздуха.
Решение дифференциального уравнения в этом случае может быть
представлено в следующем виде [62]
?k Т
Х(Х1)-/(Х2) =—•—Чи, (2.6.27)
к 4-1 d _ v 7
гидр
где Ж) = А + 2!А; Ж) = А + 21пХ2 ,
Aj Л 2
значения функций в соответствующих сечениях; -
коэффициенты скорости в сечениях 1 и 2.
Зная по результатам измерений значения р„ ирв контрольных се-
чениях теплообменника, с помощью газодинамических функций легко
определить Х,,/^) и усредненный по длине трубы коэффициент сопро-
тивления £и.
Как видно из рис. 2.6.21, в трубках без пережатий полученная ве-
личина имеет большие в 1,25... 1,3 раза значения, чем по закону Бла-
зиуса -
0,3164
Re0’25
, и составляет 0,03...0,04. Для трубок с кольцевыми
пережатиями наблюдается увеличение £и по сравнению с трубкой без
пережатий до значений 0,11 и 0,08 (Яе^г^хЮ4) для трубок №1 и №2
соответственно. Важно также, что для всех типов труб имеет место не-
сколько более слабая зависимость = f (Re), чем по закону Блазиуса,
что типично для шероховатых поверхностей. Причем при увеличении
шероховатости (числа пережатий или их глубины) зависимость от Re
ослабевает.
Полученные в настоящей работе экспериментальные результаты со-
поставлялись с данными, приведенными в работах [58, 59], полученны-
ми на трубах большего диаметра. На рис. 2.6.22 представлены результа-
ты такого сравнения. Видно, что получено достаточно удовлетворитель-
ное совпадение данных относительной величины коэффициента сопро-
тивления £и от геометрии кольцевых пережатий d/D и D/t. Таким об-
разом, приведенные на рис.2.6.22 зависимости £и могут быть использо-
ваны в качестве реперных при проектировании теплообменных аппара-
тов с трубками не только большого, но и малого диаметра. Ниже показа-
но, что эти данные могут быть использованы для последующего прове-
дения расчета потерь напора при подводе тепла к газу по предложенной
ниже методике.
Рис.2.6.22. Изменение относительного гидравлического сопротивления
£и = / ^иб;п при изотермическом движении воздуха в трубках с кольцевыми
пережатиями от геометрии пережатий D/t, d/D:=, - опытные данные
настоящей работы при Re^ 2,5х104; — — — опытные данные [58, 59]; =, б/п -
трубки без пережатий; Is - D/t=O,5; W - D/t=l,0
Во второй серии экспериментов, связанных с изучением влияния
подогрева воздуха на коэффициенты сопротивления, информация была
получена в результате обработки соответствующих опытных данных.
При этом в межтрубном пространстве матрицы ТО прокачивался жид-
кий теплоноситель.
При обработке опытных данных по сопротивлению различных теп-
лопередающих поверхностей использовалось решение обобщенного
уравнения Бернулли в форме, представленной в виде (2.6.24) и работе
[56].
Усредненный по длине трубки коэффициент сопротивления стро-
го говоря, должен отличаться от полученного в изотермических продув-
ках и учитывать влияние на него изменений плотности, вязкости и теп-
лопроводности по толщине пограничного слоя. Приближенное решение
задачи о влиянии температурного фактора на § приведено в работе [63]
для газа с Pr -> 1.
Окончательное выражение, связывающее с,и и ^н, согласно [63], име-
ет вид
? ( 2 Y
-22-= -7=--- . (2.6.28)
t IV5+1J'
т „
где т =-^2- - температурный фактор; Тстср, Ti - средняя по длине 1О
температура стенки трубки и воздуха соответственно; qK - коэффициент
гидравлического сопротивления при неизотермическом течении газа.
Учет фактора неизотермичности при обработке опытных данных по
формуле (2.6.24) улучшил сходимость расчетных и экспериментальных
величин.
Расхождение результатов не превышает 2 ... 3%, что вполне прием-
лемо при проектных проработках ТО. Последний вывод проверен при
степенях подогрева воздуха Т= 1...2,5, относительных пережатиях
d/D= 0,9 и 0,92, относительных расстояниях между пережатиями
t/h =25 и 40 (D/t - 0,5 и 1) и LTO =200 (рис. 2.6.23).
Специальным вопросом при исследовании течения с подогревом
было изучение влияния кольцевых пережатий на интенсификацию теп-
лообмена. Проведенные измерения теплотехнических параметров возду-
ха и теплоносителя позволили определить средние значения коэффици-
ентов теплоотдачи по длине матрицы ТО.
229
Для повышения достоверности получаемых результатов выполня-
юсь неоднократное воспроизведение однотипных точек.
На рис. 2.6.24
федставлены за-
шсимости изме-
ТОТТТГСГ с
1 VilriZI L
туссельта Nu от
!исла Рейнольдса
I геометрии пере-
катай. Как видно.
>езультаты испы-
таний с трубками
5ез пережатий
кривая 1) хорошо
согласуются с за-
зисимостью
4u=0,023 Re0'8,
Рис. 2.6.23. Сравнение экспериментальных и расчетных
значений давления на выходе из теплообменника
(2.6.29)
зто свидетельствует о пригодности применяемой методики обработки
результатов экспериментов для оценки сравнительной эффективности
тережатий. Экспериментальные величины
хт Nu
Nu_ (2.6.30)
pr0,4 ( -стер уО,55
т1ср
для трубок с кольцевыми пережатиями располагаются выше значений
для трубок без пережатий. Так, в диапазоне ReBX=(0,8...2,5)xl04 значения
тт Nu'
Nu возрастают по сравнению с трубкой без пережатии Nu —в
1,9...2,2 раза для трубки №1 ив 1,6...1,8 для трубки №2.
230
В исследованной области изменения чисел Рейнольдса преимущест-
во трубок с пережатиями по сравнению с трубками без пережатий с рос-
том Re увеличивается. Однако при этом происходит и увеличение коэф-
фициента гидравлического сопротивления ij, причем для ТО с пережати-
ем №1 £, вырос в 3...4 раза, а для пережатия №2 - в 2,2 ... 2,4 раза по
сравнению с гладкими трубками.
Рис.2.6.24. Изменение теплоотдачи в трубках с пережатиями и без них
при различных Re вх, геометрии пережатий и степенях подогрева:
t - шаг пережатий; Т - степень подогрева; 1 - трубки без пережатий;
2, 3 - трубки с пережатиями
Таким образом, увеличение коэффициента теплоотдачи Nu =
Nu’
Nu6/n
происходит одновременно с ростом величины коэффициента гидравли-
23 i
ческого сопротивления -|и - ^ИДИ 5 п . Если рассмотреть отношения
Nu/, то они оказываются равными:
для трубки №1 - Nu/£„ = 0,67 ... 0,74;
для трубки №2 - Nu/^H = 0,715 ... 0,77.
г~г . ц-г 1Ч.Т /*/х I
ыОлуЧсННоЯ ь даННОИ раООТО ЗаВИСИМОСТЬ ИЗМ0НСНИЯ JNU = J \ЪИ/
практически совпадает с результатами работ [58, 59] (рис. 2.6.25).
Рис. 2.6.25. Изменение теплоотдачи Nu в зависимости от изменения относитель-
ного гидравлического сопротивления Си в трубках с пережатиями и без них при
ReBX=2,5xlO4;------опытные данные [58, 59]; = В опытные данные
настоящей работы
Очевидно, что выбор типа поверхности (трубки №1,2 и др.) при
проектных разработках определится допустимой величиной потерь дав-
ления по линии газа (воздуха) и габаритами теплообменного аппарата.
Таким образом, выполненные расчетные исследования двухкон-
турной ГТУ с параметрами ГТД НК-36СТ и вентилятором с к’= 2,5
показывают, что КПД такой установки может быть получен рав-
ным 40,5%, а мощность- 27,5 МВт.
Двухконтурный привод может оказаться выгодным при реше-
нии других энергетических задач, например, в комбинации с одно-
232
контурным, имеющим сравнительно низкие значения я* и Т* цикла.
В этом варианте воздух, сжатый в наружном контуре вентилятора
с itк11 ж 2,0, отбирается и подается на вход в низконапорный привод,
имитируя эффект дополнительного контура. При этом возрастает
мощность и суммарный термодинамический эффект. Отбираемый
из вентиляторного контура расход воздуха GB п оценивается из усло-
вия обеспечения устойчивости работы одноконтурного низконапор-
ного привода следующим образом:
Здесь GB [ - секундный расход воздуха через одноконтурный привод;
Т*и - температура воздуха за вентилятором. За счет повышения
расхода воздуха через привод (поскольку рю в привод возросло в я*п
раз) возрастает мощность, а из-за увеличения л*Е = я‘п • я* растет
термодинамическая эффективность цикла. Совокупно это обеспечи-
вает рост КПД и мощности привода.
Работы по двухконтурной ГТУ с регенерацией тепла являются
весьма полезными для рассмотрения их применительно к авиацион-
ному турбовинтовому двигателю (ТВД).
2.7. Двухконтурный газогенератор с регенерацией тепла
выхлопных газов в потоке наружного контура для
авиационного ТВД
Одним из наиболее важных направлений развития авиадвигателей
остается повышение их топливной эффективности. Решение этой задачи
осуществляется путем совершенствования двигателя как движителя и
внедрением мероприятий, увеличивающих термический КПД цикла,
включая регенерацию тепла выхлопных газов.
Попытки осуществления цикла с регенерацией тепла по классиче-
ской схеме были прекращены в связи с успехами конструирования высо-
конапорных компрессоров и снятием ограничений по Т*, характерных
для турбовинтовых двигателей первых поколений. Реализация циклов с
высоким я* 2 не только обеспечила повышение КПД до уровня, равного
или превосходящего КПД классического регенеративного цикла, но и
исключила практическую возможность его осуществления в связи с тем,
233
что температура воздуха за компрессором оказалась большей или равной
температуре за силовой турбиной. Лучшими получаются и массовые
характеристики двигателей с циклами без регенерации.
Применение двухконтурного вместо одноконтурного газогенератора
при выбранных 7t*z и Т*. очевидно, привело бы к снижению мощности,
передаваемой на винт, и ухудшению топливной эффективности. Однако
двухконтурный газогенератор открывает принципиальную возможность
осуществления регенерации тепла газов, покидающих турбину, возду-
хом второго контура [94].
Схема двухконтурного турбовинтового двигателя с регенерацией
приведена на рис. 2.7.1, а. Изменение параметров его рабочего процесса
характеризуется i-S - диаграммой, показанной на рис. 2.7.1, б. В тепло-
обменнике, установленном за первой силовой турбиной, тепло, отведен-
ное от газа, сообщается воздуху наружного контура.
Сравнительная оценка эффективности одноконтурного без регене-
рации тепла и двухконтурного газогенератора ТВД с регенерацией явля-
ется многофакторной задачей, так как мощность и эффективный КПД
являются функцией не только степени двухконтурности т, доли мощно-
сти р, передаваемой от силовой турбины внутреннего контура к венти-
лятору, степени регенерации и гидравлических потерь давления в тепло-
обменнике по линии газа и воздуха, но также зависят от степени расши-
рения потоков в соплах внутреннего л*! и наружного 7Г*И контуров.
Учет влияния перечисленных факторов на изменение мощности си-
ловых турбин первого и второго контуров и КПД установки приводит к
следующим зависимостям:
г
N„n = mG, ——RTner
ст п k — 1 ₽
1 + -—
X к р2ц
Р L^n
m к
kTTRT-
(2.7.1)
NSBi = К., -NCTII - ANn = NCTI -₽No! - ANn =
= NCT1(l-p)nNii55
(2.7.2)
Рис. 2.7.1. Схема ТВД с двухконтурным газогенератором и регенерацией тепла
в потоке наружного контура (а) и изображение цикла двигателя в i-S - коорди-
натах (б): 1 - КНД; 2 - вентилятор; 3 - КВД; 4 - КС; 5 - ТВД; 6 - турбина вен-
тилятора; 7 - первая силовая турбина (СТ-1); 8 - теплообменник; 9 - вторая си-
ловая турбина (СТ-П); 10 - сопло внутреннего контура (с I); 11 - сопло наруж-
ного контура (с П); 12 — вал винта; 13 - редуктор; 14 - винт; //// - тепло, отве-
денное от газа; XXX - тепло, подведенное к воздуху; ► воздух наружного
контура; — — ► - поток внутреннего контура
где nNig = 1 - коэффициент потерь мощности силовой турби-
ны внутреннего контура при наличии гидравлических сопротивле-
235
. « ANn к -1 Ao^r
нии по линии газа Ар : ----= —1-----7 - доля мощно-
' 'N‘TI kr X’V-1
Pt\ аст1 ’ 1
* Лс I
сти, затрачиваемая на преодоление гидравлических потерь; рт =-ря
- давление газа за первой силовой турбиной; ото - коэффициент восста-
новления полного давления в теплообменнике.
Суммируя NCB1 и NCBlI, получим уравнение для определения по-
лезной мощности двухконтурного ТВД с регенерацией тепла
N; = N„J(1 -p)nN +тО1-Ц-КТ;гх
1о К — 1
71.
1--------
(2.7.3)
к /Т it
_Р. ^стРЬп
m— RT.
к-1 11
Эффективный КПД двухконтурного ТВД с регенерацией тепла вы-
хлопных газов в потоке наружного контура определяется отношением
- Ч
1 “ст!
На рис. 2.7.2 показано изменение в зависимости от степени ре-
(2.7.4)
генерации тепла Т] , перепада полного давления в реактивном сопле
7t’i - 71*п и доли мощности, отбираемой для привода вентилятора двух-
контурного ТВД со следующими параметрами: Т*=1380 К, 7i*L=20,
m=1.0 на высоте полета Н=6 км при скорости полета Vn=500 км/ч
(Мп=0,439). Во всех случаях потери полного давления в регенераторе
принимались равными 5% как по газовой, так и по воздушной линиям.
Из графиков на рис. 2.7.2 видно, что применение регенерации тепла
приводит к повышению эффективности двухконтурного ТВД по сравне-
нию с одноконтурным. Следует отметить наличие экстремума КПД по
коэффициенту передачи мощности В, а также увеличение тц при
236
уменьшении перепада давления
на реактивных соплах и л*п и
увеличении коэффициента регене-
Рис. 2.7.2. Изменение относительного
КПД ТВД с двухконтурным газогенера-
тором и регенерацией тепла в потоке
наружного контура в зависимости от р.
7t’, ш при тг’2 = 20: т’ = 1380 К; Т* =
677 К; Мп=0,439; ш=1,0;-----------
яс1 = яеп=М;--------л*1 = 71’ц= 135;
1 -ПРег=0,8;2-прег= 0,7
рации тепла . В рассматривае-
мых условиях, как видно из рис.
2.7.2, при Т]рег~0,7...0,8 двухкон-
турный газогенератор ТВД с реге-
нерацией тепла в потоке наружно-
го контура экономичнее однокон-
турного без регенерации при тех
же ?£*£= 20 и л*1П = 1,1 прибли-
зительно на 6... 10%.
Определенный интерес пред-
ставляют результаты анализа зави-
симости удельного расхода топли-
ва двухконтурного ТВД с регене-
рацией тепла от следующих пара-
метров цикла: ЛсЕП, ЯгВ’Ш, 7Г*2.
Анализ проводился при фик-
сированном цикле газогенератора.
Из рассмотрения рис. 2.7.3 следует, что наибольшая топливная эко-
номичность достигается при перепаде полного давления в реактивном
сопле, равном я*, = я*п=1,1; степени сжатия в вентиляторе, равной
Я2п=3,2 (рис. 2.7.4, а); степени двухконтурности m = 1,0 (рис. 2.7.4, б);
суммарной степени повышения давления я*,=20 (рис. 2.7.4, в). Степень
регенерации тепла была во всех расчетах принята равной 71^=0,85. Из
данных на рис. 2.7.3 видно, что применение регенерации тепла выхлоп-
ных газов в потоке наружного контура и оптимизация параметров цикла
приводят к снижению удельного расхода топлива приблизительно на
10%.
Естественно, что увеличение температуры газа за силовой турбиной
внутреннего контура повышает эффективность использования регенера-
ции тепла в двухконтурных ТВД.
Однако применение регенерации тепла в ТВД с двухконтурным га-
зогенератором и в турбовальных двигателях может быть оправдано
только в том случае, если удается выполнить теплообменник и весь дви-
237
гатель с приемлемой массой и поперечным габаритом.
В настоящее время возможно применение в ТВД трех основных ти-
пов теплообменников:
трубчатого или пластинчатого,
Рис. 2.7.3. Изменение удельного расхода
топлива ГВД в зависимости от величины
тг при л т =20; Т = 1380 К; m =1,0;
ЛгП=3,2; т1вП = 0,875; Г]рег= 0,85;---
одноконтурный газогенератор ТВД без
регенерации тепла;----- двухконтурный
газогенератор ТВД с регенерацией тепла
в потоке наружного контура
в которых осуществляется непо-
средственная передача тепла от
газа к воздуху через стационар-
ную поверхность;
теплообменника с промежу-
точным теплоносителем (жид-
ким металлом);
вращающегося теплооб-
менника.
Наиболее глубоко изучены,
как было сказано выше, тепло-
обменники первого типа; накоп-
лен также определенный опыт
их применения в составе авиа-
двигателей, однако весовые ха-
рактеристики известных матриц
необходимо совершенствовать.
Так, при степени регенерации
тепла Прег= ^,8 вес двухконтур-
ного газогенератора с регенера-
цией оказывается больше одноконтурного на 40...50%, кроме того, диа-
метр мотогондолы возрастает на 15...20%.
Применение двухконтурного газогенератора оправдано лишь в слу-
чае, если масса сэкономленного топлива перекрывает прирост массы
системы регенерации, потери топлива на транспортировку этой допол-
нительной массы и потери, связанные с увеличением лобового сопро-
тивления гондолы. Поскольку определяющее влияние на вес теплооб-
менника и его габариты оказывает степень регенерации, то выбор ее не-
обходимо увязывать с назначением летательного аппарата и продолжи-
тельностью полета.
При увеличении времени полета растет оптимальная степень реге-
нерации.
Изложенные в настоящем разделе материалы позволяют сделать
следующие основные выводы:
при высоких термодинамических параметрах цикла газогенератора,
когда классическая система регенерации тепла не может быть реализо-
вана, применение двухконтурного газогенератора открывает возмож-
238
Рис.2.7.4. Изменение удельного расхо-
да топлива ТВД с двухконтурным
газогенератором и регенерацией тепла
приТг=1380 К; т]вП=0,875: 7гс1 = тг*п
= 1,346; Т|рег =0,85 в зависимости от
величин: а л*п при тг’т=20, т=1,0;
б - т при лу. ,.=20. тг*и=3,2; в -
при т=1,0; л,,, = 3,2
ность дальнейшего улучшения экономичности;
эффективность схемы с ре-
генерацией определяется весо-
вым совершенством используе-
мой теплообменной матрицы;
при любой эффективности
матрицы выбор степени регене-
рации должен быть увязан с про-
должительностью полета лета-
тельного аппарата;
создание компактного теп-
лообменника следует рассматри-
вать как важную задачу не толь-
ко для стационарной энергетики,
но и для авиационной отрасли.
Рассмотренные в настоящей
главе приемы улучшения КПД и
повышения мощности приводов
энергетических установок позво-
ляют сделать следующее
заключение.
Наземное применение
авиадвигателей, ослабленное
ограничение по массе, которое
является принципиальным для
авиации, позволяет обеспечить
повышение эффективности приводов по сравнению с базовыми ГТД и
устранить тупиковую ситуацию по КПД, связанную с использовани-
ем двигателей предыдущих поколений.
Наиболее доступными приемами усовершенствования базовых
ГТД являются: уменьшение радиальных зазоров в турбокомпрессоре;
подогрев в потоке выхлопных газов топлива, подаваемого в камеру
сгорания; уменьшение расхода охлаждающего воздуха за счет сни-
жения его температуры станционными методами.
Применение воды в цикле открывает широкие перспективы по-
вышения эффективности привода, но яя требует решения проблем,
связанных с водоподготовкой, в особенности для схем, работающих
по открытому циклу.
В качестве альтернативного варианта конвертирования, обес-
печивающего повышение КПД и мощности ГТУ без использования
239
воды, можно рассматривать регенерацию тепла выхлопных газов в
потоке второго контура исходного двухконтурного двигателя с по-
мощью теплообменного аппарата. Для реализации этого направле-
ния необходима разработка новых высокоэффективных теплообмен-
ных матриц.
Исследовательские и практические работы по конвертированию
авиадвигателей являются важными для сохранения и интенсифика-
ции знаний в области самих авиационных двигателей. Так, продви-
жение идей регенерации тепла выхлопных газов, применение парово-
го контура и воды может оказаться перспективным и для авиаци-
онных силовых установок.
Взаимное обогащение знаниями в энергетике и транспорте яв-
ляется весьма продуктивным.
240
ПРИЛОЖЕНИЯ
КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ ПРИВОДОВ
НА БАЗЕ ЗАРУБЕЖНЫХ АВИАЦИОННЫХ ГТД
241
Газовая турбина промышленного типа на 25 МВт
на базе авиационного двигателя RB. 211
Рис. П.1. Газотурбинный привод на базе авиационного двигателя RB. 211-524
Рис. П.2. Компоновка газотурбинного привода на базе авиационного двигателя RB. 211-524
Рис. 11.3. Обший вид газоперекачивающей станции на базе авиационного двигателя RB. 211-524
Выхлопной
446 К
11одача
поды
737 К
(735 К без пара)
Увеличение мощности 49%
Увеличение КПД 21 %
Воздушный поток 90,3 кг/с
1Iotok топлива 1,7 кг/с
Поток пара 11,Хкг/с
Рис. П.4. Газотурбинный привод с котлом-утилизатором на базе авиационного двигателя RB. 211 -524
Рис. П.5. Газотурбинный привод для электрогенератора на базе двигателя «Олимп»
Рис. П.6. Компоновка привода с электрогенератором на базе двигателя «Олимп»
Рис. П.7. Сдвоенный привод для электрогенератора па базе двигателя «Олимп»
Таблица 11.1
Параметры зарубежных приводов
Фирма Модель Год нача- ла ИС- ПО ль- зова- НИЯ Мощ- ность по усл. ИСО, МВт Э(1>- <|юк- тив- ный КПД, % Рас- ход воз- духа, кг/с Частота враще- ния силового вала, мин1 Сте- пень ежа- тия ком- прес- сора Температу- ра, °C Масса (су- хая), т Дли- на, м Ши- рина, м Высо- та, м 1 [римечанис
перед тур- би- ной за тур- би- ной
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
ВВС Brown,
Boveri Coltd Гуре 9 1970 34,5 28,4 161 4473 8,8 - 515 79 10 3,2 7,6 Одновальный
Brown Boveri Type 11 1971 32,5 31,7 290 3600 11,0 - 520 165 11,2 7,2 5,1
Turbomachinery Type 13 1970 8,1 31,4 367 3600 9,7 480 270 14,5 4,6 9,8 Дистиллятное
Jnc топливо
Тип
газогенератора
Cooper- Coberra 2348 1964 12,2 27,8 76,2 5000 8,8 810 409 23 7,3 3,05 3,05 Avon 1533
Rolls Coberra 2366 1969 12,1 27,5 76,2 3600 8,8 810 411 23 7,3 3,05 3,05 Avon 1533
Coberra 2448 1971 13,5 27,7 75,8 5200 9,0 882 448 23 7,3 3,05 3,05 Avon 1533
Coberra 2556 1974 15,3 29,1 76,7 4950 9,0 921 471 23,6 6,4 3,05 3,05 Avon 1535
Coberra 3045 1975 12,2 33,4 57,2 5900 18,5 988 431 22 5,8 3,05 3,05 Spey
Coberra 6256 1977 21,7 34,6 65,8 4950 18,4 1100 454 24 6,4 3,05 3,05 RB.211
Coberra 6356 1977 22,8 34,8 93,9 4950 18,4 1096 446 24 6,4 3,05 3,05 RB.211
249
11родолжение табл. II. 1
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
Г азовая гурбина
Curtiss Mod-Pod 9 1975 6,3 22,7 46,3 7500 5,3 843 529 20,4 5,8 3,05 3,35 OT-F-370
Wright Mod-Pod 9A 1975 7,5 21,2 48,1 7500 5,3 843 529 20,4 5,8 3,05 3,35 OT-F-390
Power Mod-Pod 10 1975 10,3 24 64,4 7200 7,3 854 520 26 5,8 3,05 3,35 OT-F-2100
Systems Mod-Pod 20I-IE 1973 19,3 33,8 64,4 3600 18 949 485 35,4 6,4 3,35 3,35 LM2500 Thu газогенератора
Mod-Pod 20HE1 1973 20,6 37,0 66,2 3600 18 1149 488 35,4 6,4 3,35 3,35 I,M 2500
Mod-Pod 25 1974 24,6 29,6 106,1 4000 10,5 1060 518 42,2 9,1 3,35 3,35 Olympus C
Mod-Pod 25HE 1976 21,0 32,2 86,6 4000 17,8 1093 474 42,2 9,1 3,35 3,35 RB. 211
Detro Diesel Allison 571 КС 1982 5,4 32,0 19,5 11500 12,0 802 554 0,68 1,8 0,76 0,9 -
Тип газогенератора
Dresser Clork DJ-125 G 1969 11,2 26,3 75,3 5330 12,0 843 399 20 11 3,5 3,35 CM 1500
DJ-125 R 1969 11,9 26,8 76,2 5330 10,0 810 407 20,4 11 3,5 3,35 Avon
DJ-160R 1973 13,2 26,9 76,2 5330 10,0 891 448 20,4 11 3,5 3,35 Maxi-Avon
DJ-270 G 1979 20,0 35,6 65,3 5600 19,0 1121 504 20,9 11,9 4,15 4,3 LM 2500
DJ-290R 1976 21,8 34,6 88,9 5000 20,0 1149 444 21,7 11,9 4,15 4,3 RB.211
Solar turbines Saturn 1960 0,87 22,3 6,4 22300 6,2 788 446 3,7 4,0 1,8 2,1
International Centaur 1968 2,9 26,6 17,2 15700 9,0 871 424 10,4 6,4 2,4 2,7
Mars 1977 7,9 32,8 37,2 8100 16,0 982 424 21,8 8,8 2,4 2,7
11родолжепие табл. И1
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
Orenda ОТ 370 1963 6,6 21,5 46,3 7500 5,4 793 488 3,9 5,06 1,7 1,5 Условия стан-
ОГ 390 1970 7,9 22,1 48,5 751X1 5,5 854 530 3,9 5,06 1,7 1,5 циогшые. Масса и
ОТ 270 1963 8,4 22,3 50. 7500 5,9 882 549 12,8 4,5 2,1 2.3 габариты только
ОТ 270 1963 8,1 32,8 50 7500 5,9 893 320 16,8 4,5 4,0 3,05 для базовой турби-
ОТ 2100 1965 10,3 23,9 64,4 7200 7,6 882 500 15,2 5,36 2,1 2,3 Ш>1
Тип
газогенератора
Stal-I.aval GT 35В 1968 11,9 28,0 79,8 6000 11 810 379 - 11,5 3,05 3,7
turbin CP3 Avon 1533 1977 11,9 27,1 74,8 6000 10 816 416 22,7 11,5 3,05 3,7 Avon 1533
СРЗ Avon 1534 1977 13,5 27,5 75,8 6000 10 882 449 23,6 11,5 3,05 3,7 Avon 1534
Sulzer Bros Type S3 1976 5,3 27,0 28,1 10000 8,1 955 493 27,2 7,3 3,04 2,7
type S3R 1976 5,1 33,0 28,1 10000 8,3 955 495 27,2 7,3 3,04 2,7
Type S7 1970 10,1 24,3 62,1 6400 7,5 925 480 70,8 12,5 3,64 3,96
Type SRT 1970 9,6 29,5 62,1 6400 7,6 925 483 70,8 12,5 3,64 3,96
Type Primo 12 1978 12,2 27,8 76,2 6500 8,8 - 403 28,1 4,26 3,96 Avon 1533
Type Primo 14 1978 13,7 28,1 75,8 6500 8,8 - 440 28,1 - 4,26 3,96 Avon 1534
lype Primo 15 1978 14,9 28,4 76,7 6500 9,0 - 465 28,1 4,26 3,96 Avon 1535
Type Primo 21 1979 21,0 33,4 88,9 6500 18,4 - 453 29,3 - 4,26 3,96 RB. 211-24
lype 10 1981 20,0 33,2 72 7700 13,5 - 507 30 8 3 3,4
UTC Power FT4C-3F 1974 29,1 31,9 133 2000/ 13 1021 13,9 8,2 4,03 6,85
Syst /4000
Pratt and Whi- CFT4C-3F 1975 29,1 31,9 133 2000/ 13 1021 443 18,8 8,8 3,05 2,9
tuey /4000
Продолжение табл. 11.1
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
Westinghouse W 62 1952 6,5 19,1 51,3 6000 4,3 788 501 23,1 7,9 2,1 3,35 С регенерат. КПД больше на 35%
Canada Limited W 62S 1961 6,7 19,8 54,4 6000 4,5 788 465 23,1 7,9 2,1 3,35 31%
W 72 1955 7,7 20,8 57,2 5000 4,8 788 481 23,6 7,9 2,1 3,35 28%
W 92 1960 8,3 23,1 59,4 5000 6,4 788 438 43,1 9,1 2,74 3,35 20%
W 101 1952 8,6 23,9 60,8 6000 6,6 788 438 36,3 8,2 2,74 3,35 17%
W 102 - 9,1 23,1 68,5 5000 7,5 788 418 45,4 9,4 2,74 3,35 15%
W 171 1960 16,6 26,1 109,3 4912 7,0 788 428 77,4 10,97 3,05 3,65 16%
W 191 1960 19,0 27,1 123,8 4912 7,0 788 412 77,4 10,97 3,05 3,65 12%
Hitachi M 3142 1966 10,9 26,7 52,6 6500 7,1 943 526 54,4 10,7 3,35 3,7 —
M 3142R. 1980 10,4 34,4 52,6 6500 7,2 914 353 54,4 10,7 3,35 3,7 KI Щ с регенерат.
M 5262A 1980 19,6 26,0 97,5 4670 6,9 921 524 114,8 15,2 3,35 3,7
M 5252RA 1980 18,8 34,5 97,5 4670 7,0 929 337 114,8 15,2 3,35 3,7 КПД с регенерат
M 5332B 1977 25,0 28,6 116,6 4670 8,2 927 499 116,6 15,2 3,35 3,7 —
M 5322RB 1980 23,9 35,5 113,4 3020 8,3 932 359 116,6 15,2 .3,35 3,7 КПД с регенерат.
Jshikawajima- IM 1500 1968 10,7 26,3 70 5800 11,2 870 410 16,5 8.0 2 2 Типичные потери
Harima heavy IM 2500 1976 20,9 37,1 65,8 3600 17,2 1130 505 4,7 6,5 2 2 учтены
industries IM 5000 1978 32,4 37,7 122 4200 26,3 1120 421 34,5 8,5 3,5 3,3
Types 3 Types 7 1977 1976 5,4 10,3 27,3 24,6 27,7 61,2 10000 6400 8,1 7,5 955 925 493 480 27,0 71,0 7,4 12,4 3,1 3,6 2,7 3,8
1 2 3 4 5 6 7 8
Jngersoll-Rand GT 51 1964 10,9 26,9 74,8 5000 12,5
GT 52 1972 11,8 26,7 75,8 5000 10,0
GT 53 1972 13,1 26,8 75,8 5250 10,0
GT 54 1977 14,1 26,6 77,1 5250 11,0
GT 55 1978 12,1 34,0 58,1 5000 18,0
GT 61 1969 19,8 35,4 66,2 5250 18,0
GT62 1978 21,7 34,4 88,9 5000 20,0
GT 71 1978 34,0 37,8 130,6 4000 31,3
Kvaemer IM 2500 1978 20,5 35,8 65,3 3600 18,0
Biug MS 5002A 1972 19,6 26,0 97,5 4670 6,9
MS 5002A 1972 19,1 25,9 97,5 4670 6,9
MS 5002B 1972 26,1 28,8 121,6 4670 8,3
MS 5002B 1972 25,4 28,3 121,6 4670 8,3
Mitsubishi MW 252B 1976 26,5 27,4 116 4850 7,0
heavy indus- tries MW 252C 1978 30,2 28,6 130,6 4850 8,0
Fiat TTG TG 6B 1978 7,7 20,6 57,2 5000 4,8
TG 7 1964 8,6 25,0 60,0 6000 6,0
TG 16 1966 18,7 27,6 120 4810 7,0
TG 16B 1978 17,5 24,5 123,4 4200 7,0
TG 20 1971 39,4 30,7 161 4920 11,0
Продолжение табл. ТЫ
9 10 11 12 13 14 15
Тип
газогенератора
843 377 10,0 11 3,35 3,7 LM 1500
804 404 10,0 11 3,35 3,7 Avon 1533
882 443 10,0 11 3,35 3,7 Avon 1534
921 474 10,0 11 3,35 3,7 Avon 1535
1010 396 11,3 9,8 3,35 3,7 Spey
1149 504 11,3 9,8 3,35 3,7 LM 2500
1121 454 11,3 11,3 3,35 3,7 RB. 211-24
1199 418 13,6 11,3 3,35 3,7 LM 5000
1149 494 22,5 8,8 3,05 3,7 —
899 507 117 15,2 3,05 3,7 —
921 524 117 15,2 3,05 3,7 —
927 491 117 15,2 3,05 3,7 —
927 491 117 15,2 3,05 3,7 —
- 570 92 8,8 3,6 4,3 -
- 557 92 8,8 3,6 4,3 -
- 467 23,6 7,6 2,2 3,35 ...
- 427 17,7 7,6 2,1 2,1 —
402 40 7,6 3,05 3,05 —
•И 413 45,4 8,5 3,05 3,05 --
- 514 59 9,1 3,05 3,05 -
Продолжение табл. IL1
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
Mitsui Engi- SB 30C-M 1981 6,5 30,7 29 8030 12,5 1000 479 25 7,5 2,5 4,0 Масса с рамой
necring and SB 60C-M 1980 12,8 30,7 57,6 5680 12,5 1000 479 55 9,8 3,0 5,0
L Shipbuilding
Nuovo Pignone MS 3002 1952 10,9 26.7 52,2 6500 6,6 943 526 54,4 10,7 3,35 3,7 -
MS 5002 1968 26,1 28,8 116,6 4670 8,2 927 491 116,6 15,2 3,35 3,7
MS 7002 1975 48,8 27,5 238 3020 8,2 927 499 226,8 15,5 7,6 5,5 -
John Brown M 3142.1 1952 10,9 26,7 52,2 6500 6,0 943 526 54,4 8,2 3,35 3,67
Engineering M 3142RJ 1952 10,4 34,4 52,2 6500 6,0 954 353 54,4 10,7 3,35 3,67 КПД с регенерат
Gas turbines M 5332B 1972 26,1 28,8 121,6 4670 8,2 927 491 114,8 15,2 3,35 3,67 К1Щ с регенерат.
M 5322KB 1971 23,9 36,0 113,4 4670 8,3 932 352 116,6 15,2 3,35 3,67
LM 2500 1978 20,5 36,9 65,3 3600 17,0 1171 494 24,6 8,5 2,7 3,67 Только турб. блок
General Elec- M 1502R 1972 3,8 32,0 20,4 10290 6,9 916 339 31,8 8,2 2,4 3,35 КПД с регенерат.
trie M 1502B 1972 3,8 24,1 20,4 10290 7,0 913 519 31,8 8,2 2,4 3,35
GI. Div. M 3132R 1952 10,4 34,4 51,3 6500 7,2 954 353 54,4 10,7 3,35 3,66 KIИ с регенерат.
M 3142 1952 10,9 26,7 51,3 6500 6,0 943 526 54,4 10,7 3,35 3,66
M 5251 1958 18,6 26,4 91,6 4860 8,0 938 524 74,8 11,6 3,35 3,66
M 5252Л 1972 19,6 26,0 97,5 4670 6,9 921 524 114,8 15,2 3,35 3,66
M 5252RA 1971 18,8 34,5 97,5 4670 7,0 929 337 114,8 15,2 3,35 3,66 КПД с регенерат.
M 5332B 1972 26,1 28,8 116,6 4670 8,2 927 491 116,6 15,2 3,35 3,66
M 5322RB 1971 23,9 36,0 116,6 4670 8,3 932 352 116,6 15,2 3,35 3,66 КПД с регенерат.
IM 2500 1979 20,5 35,8 65,3 3600 18,0 1186 504 23,6 8,5 2,8 3,5
Продолжение табл. II. 1
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
GEC Gas turbines EM 85 1960 7,1 22,5 45,4 5100/ /6300 6,0 805 460 47,6 8,8 3,35 5,8 Тип газогенератора
EAS 133 1965 12,1 27,6 76,2 6500 8,5 812 411 20,4 7,3 3,35 3,05 Avon 1533
EAS 134 1975 13,6 28,0 76,2 6500 8,8 884 450 20,4 7,3 3,35 3,05 Avon 1534
EAS 135/1 1977 14,9 28,1 76,7 6500 8,7 919 468 20,4 7,3 3,35 3,05 Avon 1535
EAS 135/2 1979 15,1 28,4 76,7 6500 8,7 919 465 20,4 7,3 3,35 3,05 Avon 1535
ESP 1 1980 12,0 33,5 60 6700 17,0 - 438 21,8 4,9 3,35 3,05 Spey
ERB 124 1978 21,4 34,3 86,6 6500 20,0 - 456 23,6 6,7 3,35 3,05 RB. 211-24B
ELM 125/2 1978 19,7 35,8 65 6500 17,2 - 506 21,3 5,5 3,35 3,05 LM 2500
ELM 125/6 1978 20,5 37,0 65,3 3600 17,2 - 494 21,3 5,5 3,35 3,05 LM 2500
ELM 150/2 1979 32,2 37,5 123,4 4300 30,0 - 417 28,6 8,8 3,35 3,35 LM 5000
Westinghouse Combustion turbine systems Div W 35IB 1973 41,9 30,6 174,2 4894 12,4 1044 504 99,8 15,5 3,35 3,96 —
Г 1| Х),:1олжепие дабл. 11.1
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
Hispano-Sulza HIM 1203 1971 5,6 24,0 34,0 7800 7,6 905 500 7,5 8,2 2,4 3,2 Размеры вместе с
HIM 1203R 1971 5,4 32,0 34,0 7800 7,6 905 510 7,5 8,2 2,4 3,2 рамой без П1умо-
ТИМ 1304 1978 8,1 27,0 41,7 8000 8,1 950 470 10,5 9,2 2,4 3,2 глупюния и pei о
ТНМ 1304R 1978 7,8 32,0 41,7 8000 9,1 950 480 10,5 9,2 2,4 3,2 i терапии
CW 182 МА 1980 11,8 27,8 52,2 7250 8,0 1010 539 59 10,7 3,35 3,96
CW 182 МВ 1980 13,8 29,3 59,0 7250 9,2 1010 521 59 10,7 3,35 3,96
CW 182 RMA 1980 11,1 36,0 52,2 7250 8,1 1010 355 59 10,7 3,35 3,96
CW 182 RMB 1980 12,9 36,0 59,0 7250 9,2 1010 365 59 10,7 3,35 3,96
CW 352 МЛ 1977 26,0 28,6 112,5 5000 8,2 1010 543 97,1 13,4 3,35 3,96
CW 352 МВ 1978 29,7 29,6 128,0 5000 9,3 1010 522 97,1 13,4 3,35 3,96
CW 352 МА 1978 24,4 36,9 112,0 5000 8,4 1010 364 97,1 13,4 3,35 3,96
CW352MB 1977 27,8 36,1 127,5 5000 9,6 1010 378 97,1 13,4 3,35 3,96
Таблица П-2
Основные показатели гаютурбипных приводов ГПА нового поколения (в условиях ISO)
Марка ГПА Марка двигателя Тип двигателя Поминальная местность, МВт кпд % Температура газов перед турбиной, °C Степень сжатия Расход газа на выходе СТ, кг/с Частота краше- ния силовой турбины, об/мин
1 ПА-2,5 ПТ-2,5 Судовой 2,87 28,4 951 12,0 14,9 13 (XX)
ГПА-4 «Урал» ГТУ-4ПХГ Авиационный 4,08 24,2 780 7,32 28,7 7014
— НК-126СТ* Авиационный 4,0 34,0 980 13,63 15,8 13 000
1ПА-Ц-6,ЗС ДТ-71 Судовой 6,7 31,9 1015 13,9 31,0 8200
П1А-Ц-6,ЗА Д-336 Авиационный 6,3 31,0 1009 15,9 31,9 8200
1ТН-6У ТТН-6У Промышленный 6,3 30,5 920 12,0 32,3 8200
ГПА-Ц-6,ЗБ НК-14СГ Авиационный 8,0 32,0 930 9,5 37,2 8200
П1А-10 «Урал» ПУ-10П Авиационный 10,3 34,0 977 14,6 44,5 9000
ГПА-10 МН70 да-70 Судовой 10,7 36,0 1184 19,6 37,4 4800
ГПА-12 «Урал» ГТУ-12П Авиационный 12,4 34,6 1090 15,8 46,1 6500
ГПА-Ц-16 НК-16-18СТ Авиационный 18,0 31,0 827 10,0 107Д 5300
П1А-Ц-16С ДГ-90 Судовой 17,5 35,5 1075 19,6 71,7 5300
ПГА-Ц-16АП АЛ-31СГ Авиационный 16,0 35,0 1167 18,1 57,7 5300
ГПА-16 «Урал» ПУ-16П Авиационный 16,5 37,0 1143 19,6 57,2 5300
ГПА-16 «Волга» НК-38СГ Авиационный 16,0 38,0 1203 25,9 54,6 5300
ГТНР-16 ПНР-16 Промышленный 16,5 34,0 940 7,1 92,4 5200
ПН-25-1 ПН-25-1 Промышленный 25,0 31,0 1090 13,0 101,5 5600
ГПА-Ц-25 НК-36СГ Авиационный 25,0 36,0 1147 23,1 101,4 5000
ГПА-25 МИ 80 да-8о СУдовой 26,7 36,6 1227 21,0 89,8 3300
ГПА-25 «Урал» < ГТУ-25П Авиационный 25,6 40,0 1239 28,5 80,7 5000
* - Технический проект
Таблица П.З
Структура парка ГПА на 01.01.1991 г.
Тип ГПА Мощность, МВт КПД ГТУ, % Количество агрегатов, ил Наибольшая наработка, тыс. ч
Г азотурбинные агрегаты
ГТ-700-4 4 16 14 156,2
ГТ-700-5 4,25 25 89 168,9
ГТК-5 4,4 26 25 149,8
ГТ-750-6 6 27 251 111,8
ГТ-6-750 6 24 177 123,0
ГТН-6 6 24 139 80.5
ГТН-9-750 9 19 151,0
ГТК-10 10 29 1016 108,8
ГТНР-10 10 32 1 8,1
ГПА-Ц-6,3 6,3 8 24 32 764* 53 * 108,4 20,4
ЬПК-10И 10 25,9 238 93,8
ГТК-25И 25 27,8 129 92.8
«Центавр» 2,62 25,3 38 60,7
ГТК-16 16 25 9 75,0
ГЛУПО 10 27 276 67.3
«Коберра-182» 12,9 27,5 42 75,1
ГПА-Ц-16 16 18 27,5 31 656 * 41 * 44,2 21.4
ГТН-16 16 29 63 19,4
ГТН-25 25 28,1 ИЗ 40,6
ГПУ-16 16 30 4 0
Итого — — 4143 —
Электроприводные агрегаты
АЗ-4500-1500 4,5 57 169,5
СТМ-4000. СТД 4 — 721 166,3
СТД-12,5 10 374 68,1
ЭГПА-25 2,5 — 6 3,3 j
Итого — — 1158 “ 1
Г азомотокомпрессоры
«Купер» 0,736 . — 20 254,7
10ГК, 10ПСМ 0,736 — 80 170,0
10ГКН, 10ГКНА 1,1 — 495 95,9
МК-8 2,06 — 111 73,1
ДР-12 5,5 — 16 23,2
Итого — — 722 —
*-на 01.01.2004 г.
258
ЛИТЕРАТУРА
1. Применение авиационных двигателей в энергетических установ-
ках народного хозяйства. Силовые приводы и энергетические установки.
- М.: Труды ЦИАМ, № 1001, вып. 2, 1982.
2. Кузнецов Н.Д., Орлов В.Н., Горелов Г.М., Резник В.Е., Да-
нильченко В.П. Особенности конвертирования авиадвигателей семей-
ства «НК» для привода нагнетателя компрессорных станций. Тезисы
докладов. - Харьков, АН УССР ИПМаш, XXXIV Всесоюзная научно-
техническая сессия по проблемам газовых турбин, 15-17 сентября,
1987, с. 9-12.
3. Кузнецов Н.Д., Резник В.Е., Данильченко В.П., Горелов Г.М.,
Орлов В.Н. Проблемы повышения эффективности авиационных двига-
телей, конвертируемых в газотурбинные установки наземного примене-
ния. - Изв. вузов. Авиационная техника, №2, 1993, с. 36-44.
4. Larson E.D., Williams R.H. Steam - injected gas turbines. -
J. Engineering for Gas Turbines and Power, 1987, V. 109, p. 55-63.
5. Фреиз, Кинни. Влияние впуска пара на характеристики газо-
турбинных циклов. - Энергетические машины и установки, №2,1979,
с. 5-17.
6. Манушин Э.А. Системы охлаждения турбин высокотемператур-
ных газотурбинных двигателей. - Турбостроение. ВИНИТИ, т. 2 (Кн.:
Итоги науки и техники).
7. Royce М.Р., Vyas Y.K., Yrevillion W.L. The external combustion
steam injected gas turbine for cogeneration. - Proc. В - th Jntersoc. Energy
Convers. San Diego., Calif., 1978, V.l. Warrenda- le, Pa, 1978, p. 860-865.
8. Кузнецов Н.Д., Резник B.E., Данильченко В.П., Горелов Г.М.,
Орлов В.Н. Высокоэффективный привод для ГПА. - Газовая промыш-
ленность, №11, 1983, с. 29-33.
9. Кузнецов Н.Д., Резник В.Е., Данильченко В.П. и др. Двухкон-
турный газотурбинный двигатель для привода ГПА. - А. с. 999692
(СССР) № 3292656, заявл. 20.05.81.
10. Андрюшенко А.И. Основы термодинамики циклов теплоэнер-
гетических установок. - М.: Высшая школа, 1968. - 288 с.
11. Белоконь Н.И., Поршаков Б.П. Г азотурбинные установки на
компрессорных станциях магистральных газопроводов. - М.: Недра,
1969.-109 с.
12. Зысин В.А. Комбинированные парогазовые установки и циклы.
- М. - Л.: Госэнергоиздат, 1962. - 186 с.
254
13. Кириллов И.И. Газовые турбины и газотурбинные установки.
Т.2. - М.: .Машгиз. 1956.-318 с.
14. Степанов Г.Ю. Основы теории лопаточных машин, комбиниро-
ванных и газотурбинных двигателей. - М.: Машгиз. 1958. - 350 с.
15. Гаврилов С.Н. и др. Судовые и стационарные газотурбинные
установки закрытого цикла. - Л.: Судостроение. 1971. - 288 с.
16. Манушии Э.А., Михальпев В.Е., Чернобровкин А.П. Теория и
проектирование газотурбинных и комбинированных установок. - М.:
Машиностроение. 1977,- 447 с.
17. Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шлях-
тенко. - М.: Машиностроение. 1975. - 568 с.
18. Ольховский Г. Г. Энергетические газотурбинные установки. В
кн.: Итоги науки и техники. Сер. Тепловые электростанции. Теплоснаб-
жение. Т. 1. - М.: ВИНИТИ, 1979.
19. Стечкин Б.С., Казанджаи П.К., Алексеев Л.П., Говоров А.Н.,
Коновалов Н.Е., Нечаев Ю.Е., Федоров Р.М. Под ред. акад. Б.С.
Стечкина. Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характе-
ристики. - М: Оборонгиз. 1958. - 533 с.
20. Кузнецов Н.Д. , Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Резник
В.Е. Основы конвертирования авиационных ГТД в газотурбинные уста-
новки наземного применения. - Самара. СГАУ. 1995. - 89 с.
21. Резник В.Е., Горелов Г.М., Данильченко В.П. Газотурбинная
установка, созданная на основе авиационного двигателя, в составе паро-
газовой схемы с дожиганием. - Изв. вузов. Авиационная техника. №4,
1995. с. 66-70.
22. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Резник В.Е., Горелов Г.М.
Экспериментальное исследование влияния впрыска воды в воздух, ох-
лаждающий турбину, на параметры газотурбинного двигателя. Тезисы
докладов. - С.-Петербург, XVIII научно-техническая сессия по пробле-
мам газовых турбин, 25-26 июня. 1996, с. 17.
23. Гриценко Е.А., Резник В.Е,, Данильченко В.П., Горелов Г.М.
Новая схема комбинированной энергетической установки. - Изв. вузов.
Авиационная техника, №2, 1997. с. 61-64.
24. Гриценко Е.А., Резник В.Е., Горелов Г.М., Данильченко В.П.,
Михайлов С.В. Комбинированная газотурбинная установка. Патент РФ
на изобретение №2122131. 22.11.95. ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова».
25. Гриценко Е.А., Данильченко В.П. Пути повышения мощности
и кпд ГТУ наземного применения, создаваемых на базе авиационных
двигателей. - Изв. вузов. Авиационная техника. №2. 2002. с, 66-68,
'бг
26. Гриценко Е.А., Данильченко В.П. Авиационные двигатели се-
мейства «НК», конвертируемые в приводы энергетических установок.
Тезисы докладов. - С.-Петербург, симпозиум и Международная выстав-
ка «Энергетика - 96», 19-23 ноября, 1996, с. 85-87.
27. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Горелов Г.М. Двигатели
семейства «НК» для морских судов. Тезисы докладов. - Н. Новгород,
XX научно-техническая конференция по проектированию скоростных
судов, 17-18 декабря, 1996, с. 131-132.
28. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Павлов В.И., Белкин В.М.
О разработке опытно-промышленной энергетической ГТУ НК-37 на базе
авиационного ГТД для Безымянской ТЭЦ. Тезисы докладов. - М.: XLIV
научно-техническая сессия РАН по проблемам газовых турбин, 22-25
сентября, 1997, с. 124-126.
29. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Резник В.Е., Горелов Г.М.
Энергетическая установка новой комбинированной схемы. Тезисы док-
ладов. - М.: XLIV научно-техническая сессия РАН по проблемам газо-
вых турбин, 22-25 сентября, 1997, с. 15-16.
30. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Горелов Г.М. и др. Газо-
турбинные установки наземного применения на базе авиационных ГТД.
Тезисы докладов. — Самара, СГАУ, научно-техническая конференция,
17-18 сентября, 1997, с. 88-90.
31. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Павлов В.И. и др. Тепло-
электростанция с газотурбинными двигателями НК-37, НК-37-1. Тезисы
докладов. - С.-Петербург, XLV научно-техническая сессия РАН по про-
блемам газовых турбин, 30 июня-1 июля, 1998, с. 16-17.
32. Гриценко Е.А., Данильченко В.П. Двигатели семейства «НК»
для экранопланов. - Изв. вузов. Авиационная техника, №2, 1998, с. 34-
39.
33. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Резник В.Е. Проблемы и
перспективы развития авиационных двигателей «НК», конвертируемых
в ГТУ наземного применения. Тезисы докладов. - Самара, XLVI научно-
техническая сессия РАН по проблемам газовых турбин, 27-30 сентября,
1999, с. 8-10.
34. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Горелов Г.М., Резник В.Е.,
Фншбенн Б.Д. Пути совершенствования параметров авиационных дви-
гателей семейства «НК», конвертируемых в газотурбинные установки
наземного применения. - Авиационная промышленность, №3, 1999, с.
13-16.
35. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Игначков С.М. Направле-
ние развития авиационных ГТД, промышленных установок на их базе и
261
проблемы обеспечения надежности. Тезисы докладов. - Самара, Между-
народная научно-техническая конференция «Надежность и качество
промышленности, энергетики и на транспорте», 6-8 октября, 1999.
36. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Резник В.Е. Теплоэлектро-
станция с электрической мощностью 50... 100 МВт на базе авиационного
двигателя. Тезисы докладов. - Пермь, XLVII научно-техническая сессия
РАН по проблемам газовых турбин, 25-27 сентября, 2000, с. 19-20.
37. Белкин В.М., Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Павлов В.И.
Состояние и перспективы развития наземных газотурбинных установок,
разрабатываемых в ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова». Тезисы докладов.
- Рыбинск, XL УШ научно-техническая сессия РАН по проблемам газо-
вых турбин, 25-26 сентября, 2001, с. 15-16.
38. Гриценко Е.А., Данильченко В.П. Парогазовая энергоустанов-
ка мощностью 66-96 МВт на базе авиационного двигателя НК-37. Тези-
сы докладов. - М.: XLIX научно-техническая сессия РАН по проблемам
газовых турбин, 10-11 сентября, 2002, с. 38-40.
39. Митин Б.М. Теплообменные аппараты авиационных двигате-
лей. (Основы теории, расчета и оптимизации теплообменных аппаратов
в системах авиационного двигателя). - М.: Труды ЦИАМ, № 921, 1980. -
30 с.
40. Кейс В.М., Лондон АЛ. Компактные теплообменники. - М. -
Л.: Госэнергоиздат, 1962. - 159 с.
41. Михеев М.А. Основы теплопередачи. - М. - Л.: Госэнергоиздат,
1956.-392 с.
42. Кутателадзе С.С. Основы теории теплообмена. - М. - Л.; Гос-
энергоиздат, 1957. - 384 с.
43. Опытно-промышленная установка для пайки пластинчато-
ребристых теплообменников. - Информационное письмо АН УССР,
№28(1182), 1979.
44. Технология пайки сложных конструкций. - Информационное
письмо АН УССР, №9 (1163), 1979.
45. Мигай В.К., Назаренко В.Н., Новожилов И.Ф., Добряков Т.С.
Регенеративные вращающиеся воздухоподогреватели. - Л.: Энергия,
1971.-168 с.
46. Щукин В.К., Халатов А.А. Теплообмен, массообмен и гидро-
динамика закрученных потоков в осесимметричных каналах. - М.:
Машиностроение, 1982.
47. Кейс В.М. Конвективный тепло- и массообмен. Пер. с англ. -
М.: Энергия, 1972.-448 с.
262
48. Резник В.Е., Горелов Г.М., Данильченко В.П., Александров
А.А. Исследование теплоотдачи в трубах с пристеночными осевыми
вихрями. Труды IV Всесоюзной научно-технической конференции. Вих-
ревой эффект и его промышленное применение. - Куйбышев, КуАИ,
1984, с. 239-242.
49. Данильченко В.П., Резник В.Е., Гошев Л.М. и др. Теплооб-
менный элемент. - А. с. 1140529 (СССР), № 3641937, заявл. 12.09.83.
50. Данильченко В.П., Резник В.Е., Бобух А.А. и др. Теплообмен-
ная поверхность. - А. с. 1152341 (СССР), № 3641935, заявл. 12.09.83.
51. Дворннченко П.В. К вопросу практического расчета гидравли-
ческого сопротивления быстродвижущихся газовых потоков при нали-
чии теплообмена. - ЖТФ, ХХП, вып. 5, 1952.
52. Данилов Ю.И., Галицейскии Б.М. Решение уравнения движе-
ния газа в прямолинейном канале с трением и теплообменом. - ИФЖ,
№11, 1962.
53. Межиров И.И. О течении газа в цилиндрической трубе при на-
личии трения и теплообмена. - Изв. АН СССР. Отд. техн, наук, № 9,
1958.
54. Нойс Р.Н. Точный метод определения характеристик сжимаемо-
го течения в потоке с постоянной площадью поперечною сечения при
одновременном учете трения и постоянного теплового потока. - Тепло-
передача. В сб.: Труды американского общества инженеров-механиков,
№4, 1961.
55. Гродзовский Г.Л. Некоторые точные решения задачи о течении
газа в трубе с учетом трения и конвективного теплообмена - Изв. АН
СССР. Отд. техн, наук, №8, 1958.
56. Резник В.Е., Данильченко В.П., Горелов Г.М., Александров
А.А. Потери давления при течении газа в цилиндрическом канале с тре-
нием и подогревом. - Изв. вузов. Энергетика, № 7, 1984, с. 97-100.
57. Горелов Г.М., Трянов А.Е., Поддубиов В.П. О расчете потерь
давления при течении газа по цилиндрическому каналу с трением и по-
догревом. - Куйбышев. Труды Куйбышевского авиационного института,
вып. 45,1970.
58. Калинин Э.К., Дрейцер Г.А., Ярхо С.А. Интенсификация теп-
лообмена в каналах. - М.: Машиностроение, 1981. - 205 с.
59. Калинин Э.К., Дрейцер Г.А., Ярхо С.А. Интенсификация теп-
лообмена в каналах. - М.: Машиностроение, 1972. - 220 с.
60. Грязнов Н.Д., Епифанов В.М., Иванов В.Л., Манушин Э.А.
Под ред. Леонтьева А.И. Теплообменные устройства газотурбинных и
комбинированных установок. -М.: Машиностроение, 1985. -360 с.
61. Резник В.Е., Данильченко В.П., Горелов Г.М., Александров
А.А., Цибизов В.И. Метод расчета потерь напора при течении газа в ка-
нале с пережатиями при наличии подогрева. - Изв. вузов. Энергетика,
№9,1989, с. 120-124.
62. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - М.: Гос. изда-
тельство. Технико-теоретическая литература, 1953. - 736 с.
63. Кутателадзе С.С'. Основы теории теплообмена. Изд. 5-е пере-
раб. и доп. - М.: Атомиздат, 1979. - 416 с.
64. By J. Vanliere and G. H.M. Laagland. Hot Waiter for Power Aug-
mentation. Diesel & Gas Turbine Worldwide, June, 2001.
65. Тачтои. Энергетические машины, 107, №3,1985, с. 118-125.
66. Фишбейн Б.Д. Оценка технической эффективности охлаждения
циклового воздуха перед двигателем ГТУ на базе утилизационной энер-
гии выхлопных газов. Технический отчет ОАО «СНТК им. Н.Д. Куз-
нецова^, № 001.12610, 1997. - 16 с.
67. Брагина Т.К., Гриценко Е.А., Дарчинов Э.Н. и др. Исследова-
ние вибронапряженности диска изд. «М». Новые технологические про-
цессы и надежность. - М.: Производственно-технологический сб.
ЦИАМ, № 3(59), 1986, с. 102-104.
68. Гриценко Е.А., Королев А.Н. Особенности обеспечения конст-
рукционной прочности конвертированных двигателей. Тезисы докладов.
- Куйбышев, XI Всесоюзная научно-техническая конференция. 1988,
с. 21-23.
69. Гриценко Е.А., Каховский К.В., Шмерлин А.Ш. Влияние от-
ложений солей в проточной части на параметры и газодинамическую
устойчивость ТРДД. - М.: Техника воздушного флота, № 4,5, МАП,
1988, с. 105-108.
70. Гриценко Е.А. Принципы и методы конвертирования авиаци-
онных ГТД для специальных морских судов и газоперекачивающих аг-
регатов. - М.: Техника воздушного флота, № 4, 5, МАП, 1988, с. 102-104.
71. Гриценко Е.А., Идельсои А.М. Некоторые вопросы конверти-
рования авиационных ГТД. Новые технологические процессы и надеж-
ность. - М.: Производственно-технологический сб. ЦИАМ, 1992, с. 42-
51.
72. Гриценко Е.А., Каховский К.В., Тунаков А.П. Опыт техниче-
ской диагностики двигателя НК-8-2У по термогазодинамическим пара-
метрам. - Уфа, Уфимский авиационный институт. В сб.: Испытания
авиационных двигателей, № 16,1988, с. 137-143.
264
73. Гриценко Е.А., Епишев Н.И., Жуков К.А. Диагностика кон-
вертированного ГТД HK-I6CT по термогазодинамическим параметрам. -
М.: Техника воздушного флота, №2, 3, Гос. НИЦ ЦАГИ, 1993, с. 49-52.
74. Гриценко Е.А. Вопросы обеспечения надежности конвертируе-
мых авиационных ГТД. Вопросы авиационной науки и техники. Сер.
Авиадвигатель. - М.: Сб. ЦИАМ, № 2, 1993, с. 18-21.
75. Гриценко Е.А., Королев А.Н. Повышение надежности диска
2-й ступени компрессора НД при конвертировании двигателя НК-86 для
работы в морских условиях. Вибрационная прочность и надежность дви-
гателей и систем летательных аппаратов. - Куйбышев. Труды Куйбы-
шевского авиационного института, 1988, с. 28-32.
76. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Лукачев С.В., Ковылов
Ю.Л., Резник В.Е., Цыбизов Ю.И. Некоторые вопросы проектирования
авиационных газотурбинных двигателей. - Самара: Самарский научный
центр РАН, 2002. - 527 с.
77. Gas Turbine Word: Hand Book, 1997, vol. 18.
78. Гриценко E.A., Данильченко В.П. Парогазовая установка на
базе двигателя НК-37. - Рыбинск: Газотурбинные технологии, ноябрь-
декабрь, 2002, с. 2-3.
79. Постников А.М. Снижение оксидов азота в выхлопных газах
ГТУ - Самара: Самарский научный центр РАН. Самара, 2002. - 286 с.
80. Лукачев С.В., Горбатко А.А., Матвеев С.Г. Образование и
выгорание бенз(а)пирена при сжигании углеводородных топлив. - М.:
Машиностроение, 1999.-151 с.
81. Иноземцев А.А., Токарев В.В. Технология малоэмиссионного
горения RQL. - Рыбинск: Газотурбинные технологии, май-июнь 2002,
№3(18), с. 12-16.
82. Гриценко Е.А., Орлов В.Н., Постников А.М., Цыбизов
Ю.И. Снижение выбросов NOX при конвертировании авиационных дви-
гателей. - М.: Теплоэнергетика, №3, 1998, с. 61-65.
83. Чепкин В.М., Марчуков Е.Ю., Куприк В.В., Федоров С.А.
Организация горения в низкоэмиссионной камере сгорания ГТУ АЛ-
31СТ. - Рыбинск: Газотурбинные технологии, сентябрь - октябрь 1999, с.
14-18.
84. Черни Я., Ведешкин Г.К., Албегов Р.В. и др. Исследование
термоакустической устойчивости горения в модели кольцевой камеры
сгорания газотурбинной установки. Тезисы докладов Международной
конференции «Двигатели XXI века». - М.: ЦИАМ, 2002, ч. 2, с. 250 -
252.
265
85. Постников А.М., Лавров В.Н., Цыбизов Ю.И., Беляев В.В.
Влияние режимных параметров и конструктивного исполнения камер
сгорания ГТУ на эмиссию вредных веществ. Вестник СГАУ, серия:
Процессы горения, теплообмена и экология тепловых двигателей. Вып.
3. - Самара, 2000, с. 196-202.
86. Гриценко Е.А., Цыбизов Ю.И. Методология создания мало-
эмиссионных камер сгорания авиационных и конвертируемых двигате-
лей семейства «НК». Актуальные проблемы авиационных и аэрокосми-
ческих систем. Вып. 2(8), - Казань. Дайтона Бич. 1999, с. 16 - 26.
87. Постников А.М., Цыбизов Ю.И., Беляев В.В., Анисимов В.Н.
Особенности отработки экологических характеристик и надежности ка-
мер сгорания ГТУ. Тезисы докладов IV Всероссийской научно-
технической конференции «Процессы горения, теплообмена и экология
тепловых двигателей». - Самара, 9-10 октября 2002, с. 8 - 12.
88. Тухбатуллин Ф.Г., Кашапов Р.С. Малотоксичные горелочные
устройства газотурбинных установок. - М.: Недра, 1997. - 153 с.
89. Идельчик И.Е. Гидравлические сопротивления. - М. - Л.: Гос-
энергоиздат, 1954. - 316 с.
90. Дорфман А.Ш. и др. Аэродинамика диффузоров и выхлопных
патрубков турбомашин. - Киев, 1960.
91. Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлени-
ям. - М.: Машиностроение, 1975. - 560 с.
92. Гриценко Е.А., Зрелов В.А., Идельсон А.М. Моделирование
условий эксплуатации авиационных ГТД. - Самара, СГАУ, 1997. - 55 с.
93. Емин О.Н., Кузнецов В.Н. Комбинированные газотурбинные
установки на базе авиационных ГТД. - Москва, МАИ, 1994. - 48 с.
94. Резник В.Е., Горелов Г.М., Данильченко В.П. Некоторые осо-
бенности ТВД с двухконтурным газогенератором и регенерацией тепла
газов в воздухе наружного контура. - Изв. Вузов. Авиационная техника,
№1, 1999, с. 65-68.
95. Пыхтеев В., Решетников Ю., Чичелов В. Пермские ГТУ на
рынке газовых турбин. - Двигатель, №4(28) ,2003, с. 32-34.
266
Производственно-техническое издание
Гриценко Евгений Александрович, Данильченко Валерий Павлович,
Лукачев Сергей Викторович, Резник Виктор Ефремович,
Цыбизов Юрий Ильич
КОНВЕРТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ ГТД
В ГАЗОТУ РБИННЫЕ УСТАНОВКИ НАЗЕМНОГО ПРИМЕНЕНИЯ
Редактор В.Н. Данильченко
Инженеры по компьютерному макетированию:
О. В. Назаров, О.П. Павлова, ДИ. Кустов
Лицензия Л.П. №04091 от 10.08.1998. Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Гарнитура Таймс.
Печать офсетная. Усл. печ. л. 15,66. Уч,- изд. л. 16,75. Тираж 500 экз. Заказ № 27.
Самарский научный центр РАН, 443001, Самара, Студенческий пер., За
Отпечатано в РИО Самарского государственного аэрокосмического университета
имени академика С.П. Королева. 443086, Самара, ул. Московское шоссе, 34