Кпд газотурбинного двигателя: Газотурбинный двигатель

Содержание

Газотурбинный двигатель

Автор: Юлиюс Мацкерле (Julius Mackerle)
Источник: «Современный экономичный автомобиль» [1]
18535 0

В авиации газотурбинный двигатель полностью заменил поршневой даже в сравнительно небольших установках. Все больше применяется газовая турбина в судостроении и на тепловых электростанциях. От турбины в этих установках требуется отдача максимальной мощности при постоянной частоте вращения, частичные нагрузки при максимальной частоте вращения не используются и нет необходимости в быстром изменении мощности и частоты вращения. Повышается интерес к применению газовой турбины и для привода автомобиля. Ряд особенностей газотурбинного двигателя служат причиной того, что он до сих пор не применяется в автомобилях.

Характер кривой крутящего момента одновального газотурбинного двигателя невыгоден для применения в автомобиле. Момент быстро падает с уменьшением частоты вращения и имеет нулевое значение при снижении максимальной частоты вращения приблизительно на 40 %. Для привода автомобиля пригодна только двухвальная газовая турбина, изображенная на рис. 1. Турбина привода компрессора 3 приводит в движение компрессор 1, тяговая турбина 4 размещена на валу отбора мощности. В теплообменнике 5 отработавшие газы подогревают воздух на входе его в камеру сгорания 2, что улучшает термический КПД установки.

Рис. 1. Двухвальный газотурбинный двигатель:
а — схема двигателя; б — зависимость относительной величины крутящего момента от относительной частоты вращения.

Турбинное колесо 4 имеет наибольший момент, когда его частота вращения равна нулю, при этом компрессор с турбинным колесом 3 может вращаться с максимальной частотой вращения. При возрастании частоты вращения тяговой турбины ее крутящий момент изменяется в соответствии с графиком, приведенным на рис. 1, б. Такая характеристика крутящего момента очень выгодна для использования в автомобиле и может исключать использование преобразователя момента.

Другое отрицательное свойство газотурбинного двигателя состоит в том, что его удельный расход топлива при частичной нагрузке быстро возрастает. У автомобиля, особенно легкового, двигатель в основном работает при частичных нагрузках и полностью загружен лишь в течение очень короткого периода времени. Этим объясняется тот факт, что газотурбинный двигатель начали применять прежде всего на грузовых автомобилях для дальних магистральных перевозок, когда автомобильный двигатель постоянно работает в условиях, близких к полной нагрузке.

Возникают также проблемы размеров газотурбинного двигателя. КПД газовой турбины зависит не от частоты вращения колеса, а от его окружной скорости. Для сохранения оптимальной окружной скорости при необходимости уменьшения максимальной мощности следует уменьшить диаметр колеса, а его частоты вращения увеличить. Однако у турбин с небольшим диаметром колеса зазор между наружным диаметром лопаток и корпусом в связи с наличием допусков на изготовление не уменьшается пропорционально снижению диаметра турбинного колеса, а имеет большее относительное увеличение.

Это означает большие потери при перетекании газа через этот зазор и ухудшение КПД турбины. Поэтому газовую турбину невыгодно применять в установках мощностью ниже 100 кВт. Эти недостатки газотурбинного двигателя тормозят его применение в легковых автомобилях.

Следует, однако, рассмотреть и основные преимущества газотурбинного двигателя, к ним относятся:

  • возможность применения почти всех видов топлива;
  • небольшое содержание вредных веществ в отработавших газах вследствие большого коэффициента избытка воздуха при сгорании в турбине;
  • более простое обслуживание, так как отпадает необходимость замены масла, которое не взаимодействует с горячими газами; минимальные потери трения в подшипниках, малый износ и большая долговечность;
  • отсутствие вибраций, так как вращающиеся детали можно легко сбалансировать;
  • малая шумность и возможности ее дальнейшего снижения;
  • благоприятная характеристика кривой крутящего момента;
  • легкость холодного пуска двигателя без необходимости обогащения смеси;
  • высокая удельная мощность на единицу массы;
  • отсутствие системы охлаждения.

Эти преимущества являются настолько важными, что в настоящее время ведутся интенсивные разработки газотурбинного двигателя для легковых автомобилей. Основное внимание уделено повышению максимальной температуры газов на входе в турбину. Уже получены хорошие результаты, и имевшаяся первоначально температура газов 900 °C увеличилась до требуемых 1300 °C. На рис. 2 показано влияние температуры на входе в турбину на ее мощность, термический КПД и удельный расход топлива.

Рис. 2. Влияние температуры на входе Tвх в турбину на КПД газотурбинного двигателя η и его удельный расход топлива ge.

Работу в условиях постоянной температуры выше 1300 °C не выдерживает ни один металл, поэтому необходимо применять керамические материалы. Для изготовления лопаток турбины целесообразно использовать нитриды кремния, которые и при указанной температуре имеют достаточную прочность. Недостатки керамических материалов состоят в том, что они не выдерживают резкого изменения температур при холодном пуске и изменении нагрузки.

Разработки керамических материалов успешно продолжаются и можно ожидать, что после 1985 г. появятся материалы, которые позволят газотурбинному двигателю иметь такой же удельный расход топлива, как у дизеля.

Для снижения удельного расхода топлива в газовой турбине используют вращающийся теплообменник. Он представляет собой диск из пористого керамического материала, приводимый от двигателя и вращающийся с очень низкой частотой вращения. Отработавшие газы из турбины проходят через этот диск и нагревают его. Поворачиваясь, нагретая часть диска подходит к отверстиям трубопровода, ведущего от компрессора в камеру сгорания, и воздух, проходя через диск в противоположном направлении, нагревается. Теплота, которая была бы отведена из двигателя с отработавшими газами, используется для подогрева воздуха, подаваемого в камеру сгорания. Трудности состоят в герметизации диска теплообменника, необходимой для предотвращения потерь теплоты при перемещении диска от одного трубопровода к другому.

Негерметичность современных теплообменников составляет сейчас лишь 2 % от величины, наблюдавшейся у их первых прототипов.

Хорошие динамические характеристики двухвальной газовой турбины обеспечиваются регулируемым направляющим аппаратом, т. е. поворотными направляющими лопатками перед вторым турбинным колесом. Привод лопаток – гидравлический, управляемый электронным устройством, которое осуществляет также контроль безопасности работы турбины при возникновении неисправностей в ней или в некоторых из ее деталей.

При резком отпускании педали управления двигателем поворотные лопатки перед турбиной устанавливаются в положение торможения и на турбине возникает отрицательный момент, в результате действия которого частота вращения тяговой турбины быстро снижается.

В качестве примера на рис. 3 представлен схематичный разрез турбины, разработанной фирмой «Мерседес-Бенц» для большого легкового автомобиля. Турбина выполнена по двухвальной схеме с вращающимся теплообменником. Достигнутая мощность 94 кВт, наибольший крутящий момент 332 Н∙м при заторможенном вале тяговой турбины. Степень сжатия одноступенчатого радиального компрессора равна при этом 4, температура на входе в турбинное колесо достигает 1252 °C.

Рис. 3. Схема газотурбинного двигателя «Мерседес-Бенц» дли легковых автомобилей:
1 — воздушный фильтр; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина привода компрессора; 5 — тяговая турбина с регулируемым направляющим аппаратом; 6 — вращающийся керамический теплообменник; 7 — привод вспомогательных агрегатов.

Расчетная мощность этого двигателя составляет 110 кВт при частоте вращения вала первой турбины 60000 – 65000 мин-1, максимальный крутящий момент 550 Н∙м. Двигатель рассчитан на работу при температуре поступающих из камеры сгорания газов на вход в турбину около 1350 °C. Диаметр колеса компрессора составляет 180 – 185 мм, колеса первой турбины 165 мм, второй – 170 – 175 мм. На основе характеристики этого двигателя были проведены расчеты расхода топлива автомобилем массой 1600 кг, оснащенного таким двигателем. При скорости 90 км/ч, расчетный расход топлива равен 5,1 л/100 км, при скорости 120 км/ч — 6,7 л/100 км, в городском цикле согласно стандарту ДИН 70030 расход топлива составил 14,2 л/100 км. Турбина совместно с воздушным фильтром и приводом вспомогательных агрегатов имеет массу 240 кг, длину 770 мм, ширину 650 мм, высоту 550 мм. При проведении расчетов площадь фронтальной проекции автомобиля считалась равной 2 м

2, а значение коэффициента сопротивления воздуха cx – 0,3.

Другая турбина, разработанная фирмой «Фольксваген», имеет сходную концепцию и развивает мощность 110 кВт. Степень сжатия компрессора 4,5, расход воздуха 0,84 кг/с. Температура газа на входе в турбину равна 1110 °C, минимальный удельный расход топлива составляет 290 г/(кВт∙ч), расход топлива при 30 %-ной нагрузке равен 330 г/(кВт∙ч). Масса турбины 210 кг.

Расход топлива автомобилем модели «Ro 80» массой 1700 кг в городском цикле составил 15,3 л/100 км, на шоссе — 9,4 л/100 км, а в среднем — 12,6 л/100 км. Окружная скорость колеса компрессора с загнутыми назад лопатками составляет 513 м/с, максимальная частота вращения компрессора равна 63700 мин-1, тяговой турбины — 52200 мин-1. На входе в компрессор имеется регулируемый направляющий аппарат в виде поворотных лопаток, которые позволяют снизить расход топлива при частичных нагрузках и на холостом ходу.

Состояние развития в области газовых турбин в 1981 г. показывало, что достигнут заметный рост долговечности турбин мощностью выше 100 кВт, хотя по этому параметру турбины все еще отстают от двигателей внутреннего сгорания. Большое преимущество турбины состоит в том, что она может работать на заменителях нефтяного топлива. Дальнейшее развитие газотурбинных двигателей зависит от применения новых керамических материалов для рабочего колеса и направляющего аппарата турбины, ее теплообменника и камеры сгорания.

При использовании в автомобиле двухвального газотурбинного двигателя необходимо после тяговой турбины применить редуктор и многоступенчатую автоматическую коробку передач. При этом использование трансформатора крутящего момента после турбины не требуется.

Опубликовано 17.03.2014

Читайте также

Сноски

  1. ↺ Мацкерле Ю. Современный экономичный автомобиль/Пер. с чешск. В. Б. Иванова; Под ред. А. Р. Бенедиктова. — М.: Машиностроение, 1987. — 320 с.: ил.//Стр. 22 — 23 (книга есть в библиотеке сайта). – Прим. icarbio.ru

Комментарии

Спиннер под капотом К чему приводит установка газовой турбины в автомобиль: Движение: Ценности: Lenta.ru

Установить на автомобиль газотурбинный двигатель пытались — с переменным успехом — почти четверть века. Увы, несмотря на компактность и мощность агрегата, автопроизводители в конце концов отказались от затеи — последняя большая программа разработки легковых авто с ГТД была свернута компанией Chrysler ровно 40 лет назад. Однако в этом столетии газовые турбины могут вернуться на автомобили — хотя и в неожиданной комбинации.

Как ни странно, турбина была едва ли не первым двигателем, изобретенным человечеством, — эолипил греческого механика Герона Александрийского был создан еще в 50 году нашей эры. Впрочем, чтобы занятная игрушка превратилась в пламенный мотор, потребовались почти два тысячелетия.

Конец XIX века ознаменовался бурным развитием транспортной индустрии и, как следствие, поисками новых, более эффективных, чем паровая машина, способов приводить в движение корабли, «безлошадные экипажи» и (в самых смелых мечтаниях того времени) летательные аппараты. В 1890-е швед Густав Лаваль и британец Чарлз Парсонс создали первые пригодные к практическому применению паровые турбины, а в 1903 году норвежец Эгидиус Эллинг сумел воплотить в металле и газотурбинный движок мощностью 11 лошадиных сил (немало для той поры).

Несмотря на относительную простоту конструкции и большую компактность по сравнению с поршневыми моторами, развитие газотурбинных двигателей тормозило из-за отсутствия как необходимых термостойких материалов для лопаток, так и теоретической базы. С развитием технологий и прорывами в газо- и термодинамике к середине ХХ века промышленные газовые турбины, а также авиационные и судовые газотурбинные двигатели стали реальностью. Тогда же возник и замысел оснастить ими автомобили.

Rover JET1

Фото: Ron Gerelli / Express / Getty Images

Главным недостатком газотурбинного двигателя остается его низкий (по сравнению с ДВС) коэффициент полезного действия, но компактность и большая мощность, по мнению инженеров 1950-х, компенсировали его с лихвой. Первым газотурбинным легковым прототипом стал в 1950 году созданный главным инженером британской компании Rover Морисом Уилксом двухместный родстер JET1. Двигатель располагался за задними сиденьями и мог работать на бензине, керосине или дизельном топливе (еще одно преимущество ГТД) на испытаниях машина показала максимальную скорость в 140 километров в час, а после ряда усовершенствований в 1952 году достигла на трассе в Яббеке (Бельгия) результата в 240 километров в час.

Rover продолжил эксперименты с ГТД, собрав еще три прототипа дорожных автомобилей, а в начале 1960-х представил гоночную модель Rover-BRM, не без успеха участвовавшую в «24 часах Ле-Мана» в 1962-64 годах. Знаменитый гонщик Грэм Хилл так описывал свои впечатления от болида: «Ты сидишь в этой штуке, которую можно назвать автомобилем, но в следующую минуту она звучит так, словно у тебя за спиной «Боинг 707», который сейчас всосет тебя и слопает, как какой-то гигантский монстр».

Fiat Turbina

Фото: Roberto Zilli / Shutterstock.com

В 1954 году свой концепт с ГТД показали итальянцы. Автомобиль, названный без лишних изысков Fiat Turbina, был оснащен 300-сильным ГТД, позволявшим футуристичному купе развивать скорость до 250 километров в час. Кстати, кузов машины обладал рекордно низким коэффициентом аэродинамического сопротивления — 0,14 (у современного BMW i8, к примеру, этот показатель равен 0,26). Модель так и осталась прототипом — из-за очень большого расхода топлива (беда всех первых газотурбинных моторов) и проблем с охлаждением двигателя. Тогда же опытный рекордный болид с ГТД выкатили и французы: Renault Étoile Filante в 1956 году развил скорость 308,6 километров в час на соляном озере Бонневиль в США, установив рекорд для своего класса. Впрочем, дальнейшего развития проект также не получил.

Зато в конкурировавших в области технологий сверхдержавах за ГТД взялись основательно. Об использовании их в качестве силовых установок для бронетехники и скоростных военных кораблей (например, ракетных катеров) знают многие. Но фантазия инженеров на военном применении не остановилась.

В Советском Союзе 1960-х легковые авто все еще были мало кому доступной роскошью, так что использование ГТД на «москвичах» и «волгах» осталось вне обсуждения. Зато успешно прошел испытания гоночный «Пионер-1» с двумя газотурбинными двигателями, поставивший несколько национальных рекордов скорости. Проводились и эксперименты по использованию турбин на коммерческих (точнее, как тогда они назывались в СССР, народнохозяйственных) автомобилях. Министерство обороны финансировало работы по созданию газотурбинного тяжелого грузовика. КрАЗ-Э260Е заметно выделялся внешне невероятным — почти в половину грузового отсека — капотом. Увы, автомобиль оказался крайне прожорливым, а коробка передач венгерского производства постоянно выходила из строя, так что проект был свернут. По тем же причинам неудачей окончилась и программа НАМИ по разработке газотурбинного автобуса на базе ЗИЛ-127.

Американцы также экспериментировали с газотурбинными грузовиками, но проект оказался экономически невыгодным: экономия на массе двигателя (турбина весом чуть более 100 килограммов против дизеля равной мощности весом в тонну) сводилась на нет необходимостью возить огромный запас топлива для прожорливого ГТД. Зато программы по разработке газотурбинных легковушек растянулись на два десятка лет.

Четыре прототипа корпорации General Motors под общим названием Firebird (не путать с одноименными «пони-карами» Pontiac, выпускавшимися с 1967 по 2002 год) до сих пор внушают трепет своим космическим дизайном — многие современники искренне принимали эти машины за аппараты на реактивной тяге. В реальности установленные в них ГТД, разумеется, вращали через понижающий редуктор обычные колеса. Однако другие инновации, использованные в машинах, опережали свое время на десятилетия.

GM Firebird III на Всемирной выставке в Сиэтле, 1962 год

К примеру, Firebird III (1958) был оборудован системой круиз-контроля, дистанционным открыванием дверей и системой управления при помощи джойстика, на манер авиационной. Авиационной была и система экстренного торможения — при помощи парашюта в кормовом отсеке. Впрочем, General Motors не планировал создания на базе «жар-птиц» серийных автомобилей, а вот конкуренты из Chrysler серьезно рассматривали такую возможность.

Chrysler TurboFlite

Фото: Daniel Fallot / INA / Getty Images

Концепт Chrysler, предшествовавший серийному Turbine Car.

Более того, в 1962-64 годах компания действительно выпустила малой серией (50 экземпляров) газотурбинный Chrysler Turbine Car. Из почти 30 тысяч американских водителей, желавших принять участие в тестировании элегантного купе в кузове итальянской фирмы Ghia, было отобрано около двух сотен, равномерно распределенных по территории страны. Автомобили передавались во временное пользование; топливо оплачивали сами участники испытаний.

Отзывы по результатам были в целом благожелательными — большинству понравился даже характерный звук двигателя, напоминавший «свист» реактивного самолета (при этом уровень шума внутри салона оказался значительно ниже, чем у обычного автомобиля). Испытатели также отмечали комфортность автомобилей благодаря повышенной плавности хода. Однако расход топлива оказался, судя по всему, катастрофически высоким — представители Chrysler не разглашали данных и запретили делать это принимавшим в программе испытаний водителям, но неофициально признавали его кошмарным.

Chrysler Turbine Car

Фото: Goddard Automotive / Alamy / Diomedia

К тому же в качестве топлива рекомендовалось использовать керосин или, в крайнем случае, низкооктановый бензин — на самый распространенный этилированный был наложен запрет, так как он приводил к быстрой порче силового агрегата. Были и курьезы: один из автомобилей был отправлен в Мексику для презентации. Во время осмотра новинки президент страны Адольфо Лопес Матеос поинтересовался, сможет ли она работать на текиле. После краткой консультации по телефону с инженерами в Детройте авто заправили национальным напитком и успешно прокатили Матеоса, к полному восторгу публики и прессы.

Howmet TX

Фото: Bryn Lennon / Getty Images

Окончательный же удар нанесли, как это всегда бывает, бухгалтеры — цена машины при серийном производстве составила бы около 50 тысяч тогдашних долларов (386 тысяч сегодняшних). За такие деньги покупателей нашлось бы крайне мало, так что, хотя фирма продолжила экспериментировать с ГТД, в 1977 году программа была окончательно свернута.

Зато на гоночных трассах газотурбинные двигатели нашли применение — по крайней мере, пока мода на них не сошла на нет к середине 1980-х. Тут можно вспомнить такие машины, как STP-Paxton Turbocar и созданный на его основе Lotus 56, использовавшие авиационный двигатель Pratt & Whitney Canada PT6.

Lotus 56

Фото: pbpgalleries / Alamy / Diomedia

Определенные признаки возобновившегося интереса к ГТД появились уже в нашем веке. Можно упомянуть и совершеннейшую экзотику вроде единственного, а также самого дорогого — 185 тысяч долларов — и самого мощного (385 лошадиных сил) в мире мотоцикла MTT Y2K Turbine Motorcycle. Благодаря газотурбинному двигателю Rolls-Royce M250 (такие же стоят, например, на вертолетах МВВ Во-105) впервые представленный в 2000 году байк разгоняется до скорости 365 километров в час.

MTT Y2K Turbine Motorcycle

Но более перспективным представляется использование ГТД в гибридных силовых установках. Например, в опытном Jaguar C-X75, показанном на Парижском автосалоне 2010 года, микротурбины служили дополнительными источниками энергии для подзарядки аккумуляторов при движении на дальние расстояния.

Jaguar C-X75

Фото: Olga Besnard / Shutterstock.com

Для XXI столетия немаловажно и то, что ГТД выбрасывают в атмосферу гораздо меньше вредных веществ. А проблема с низкой эффективностью, возможно, также близка к разрешению — в 2011 году компания Mitsubishi продемонстрировала первый промышленный газотурбинный двигатель с КПД более 60 процентов.

Методика оценочного расчета удельного расхода топлива двухконтурного турбореактивного двигателя | Кузнецов

Определение предельно достижимого уровня технического совершенства для дви­гателя с выбранной конструктивной схемой на начальном этапе проектирования позволяет заранее оценить его конкурентоспособность по сравнению с аналогами. Для оценки уровня технического совершенства силовой установ­ки летательного аппарата (ЛА) используются два параметра: удельный расход топлива CR и удельный вес двигателя γдв [1]. Определение удельных параметров проектируемого двигате­ля начинается с термодинамического расчета «исходного» режима работы. При этом КПД основных узлов и уровень потерь по газовоз­душному тракту двигателя задаются из пред­шествующего опыта проектирования (данные аналогов или предшествующих модификаций) или определяются в ходе отдельных расче­тов компрессора, турбины и камеры сгора­ния. Прямая аналитическая взаимосвязь па­раметров термодинамического цикла и КПД основных узлов для конкретного двигателя невозможна. Поэтому процесс выбора термо­динамических параметров, таких как температура газа в камере сгорания Тг*, суммарнаястепень сжатия πΣ*, степень двухконтурности y и последующий анализ зависимостей CR = f(Тг*, πΣ*, y,…), выполняется при постоянных значениях потерь и КПД узлов.

При определении предельно возможного технического уровня двигателя связь между параметрами Тг*, πΣ*, y и максимально возможным КПД узлов может быть установлена.
Основой метода является использование зависимостей максимально возможного политропного КПД ступени компрессора или турбины  от величины нагрузки на ступень, предварительно полученных на основе стати­стических данных. Далее выполняется расчет адиабатического КПД всего компрессора ηк* или турбины ηт* с использованием параметров термодинамического цикла. Подробно метод расчета максимально возможного КПД основ­ных узлов двигателя изложен в [2].

Для рассматриваемой методики расчета установлены следующие допущения и огра­ничения:

  • процесс в двигателе рассматривается как термодинамически равновесный и адиа­батический;
  • приняты постоянные гидравлические потери по газовоздушному тракту;
  • принято равномерное распределение нагрузки (напорности) между ступенями ком­прессора;
  • область применения методики огра­ничивается малоразмерными ТРДД, которые устанавливаются в основном на беспилотные летательные аппараты.

Исходными данными для определения максимально возможного ηк* осевого ком­прессора являются следующие параметры: приведенный расход воздуха GВПР 0, пол­ная температура на входе в компрессор Твх, а также степень повышения полного давле­ния в компрессоре πк* и выбранное количе­ство ступеней компрессора z. В начале рас­чета определяется величина нагрузки на одну ступень Δi*ст0 и степень повышения давления в ступени π*ст0 в первом приближении с ис­пользованием равенств:

где Δiк*ад, ккал/кг — адиабатическое измене­ние энтальпии за компрессором, определяе­мое с помощью термодинамических функций по величинам πк* и Твх*; Δiадст, кДж/кг — адиа­батическое изменение энтальпии ступени. За­висимость для максимально возможного КПД осевой ступени компрессора от измене­ния энтальпии Δiст* представлена на рисунке 1.

Для каждой ступени компрессора с по­рядковым номером s может быть определена напорность Δiст*(s) и максимальный политропный КПД  (s):

Здесь kα — поправка на потери напорно- сти в ступенях, а kн(s) — коэффициент, опреде­ляющий изменение напорности по ступеням. Для малоразмерных ТРДД число осевых сту­пеней в компрессоре обычно не более 2. В этом случае, в отличие от многоступенчатых ком­прессоров с заданным распределением напор- ности, можно принять kн(1) = kн(2) = 1.

Политропный КПД с учетом поправки на размерность ступени определяется урав­нениями:

где GВПР(s), кг/с — приведенный расход воздуха на входе в ступень s, Δηпол* — поправка на полит- ропный КПД, определяемая по графической зависимости, представленной на рисунке 2. Графические зависимости для  и Δηпол* представленные на рисунках 1 и 2, получены путем обработки статистических эксперимен­тальных данных по осевым и центробежным ступеням компрессоров на основе данных, за­имствованных из [1, 3, 4].

Адиабатический КПД ступени

Параметры воздуха на выходе из ступени:

где i*вх(s), S*вх(s) — энтальпия и энтропия возду­ха на входе в ступень; Δiст*ад(s) — адиабатиче­ский напор ступени; iст*ад(s), T*ст*ад(s), S*ст*ад(s) — энтальпия, температура и энтропия воздуха на выходе из ступени, рассчитанные с помо­щью термодинамических функций.

Общие параметры осевого компрессора определяются по соотношениям:

Совместное решение уравнений (1)-(11) позволяет определить адиабатический КПД, напорность каждой ступени компрессора и об­щий КПД компрессора.

Аналогичным образом, на основе при­веденных выше зависимостей, может быть составлена методика расчета для компрессо­ра, состоящего из нескольких центробежных или диагональных ступеней. В большинстве современных малоразмерных ТРДД приме­няется одиночная центробежная ступень. Для центробежной ступени следует исполь­зовать зависимость , представ­ленную на рисунке 1. Дополнительными исходными данными для расчета являются приведенный расход воздуха Gв прц и температура торможения Твх* на входе в ступень. Для одноступенчатого центробежного ком­прессора Gв прц = Gв прц0, Твх * — задано. Для за­мыкающей ступени осецентробежного ком­прессора Gв прц = Gв пр(z), Твх*= Тст*(z). При этом расчет адиабатического КПД ступени суще­ственно упрощается:

Изменение энтальпии и параметры воз­духа на выходе из центробежной ступени:

где i*вх, S*вх — энтальпия и энтропия воздуха на входе в ступень, определяемые по Твх*; Δiц*ад — адиабатический напор ступени; iц ад, Tц*ад, Sц*ад — энтальпия, температура и энтропия воздуха на выходе из центробежной ступени.

Для одноступенчатого центробежного компрессора параметры ступени одновремен­но являются параметрами компрессора. Общие параметры осецентробежного компрессора определяются с учетом параметров осевой части:

Методика определения максимально воз­можного адиабатического КПД для турбины компрессора составлена с учетом отбора воз­духа на охлаждение соплового аппарата (СА) и рабочего колеса (РК) для одной или несколь­ких ступеней. В качестве исходных данных используются следующие параметры из рас­чета исходного режима: изменение энталь­пии в компрессоре Δiк*, приведенный расход воздуха Gв пр0, температура торможения Т*г и полное давление Рг* газа на входе в турбину, энтальпия воздуха за компрессором iк*, отно­сительный расход топлива в камере сгорания qт кс = Gт / (3600 · Gв кс). Зависимости для опре­деления механического КПД ηmK = f(Gв пр0) на валу турбины компрессора с учетом при­вода агрегатов и зависимость для определе­ния относительной величины отбора воздуха Δ охл ст(s) = f (Твх*) на охлаждение одной ступе­ни турбины приведены в [2]. Относительный отбор воздуха на охлаждение диска корпуса и дисков турбины Δ охл к = 0,005…0,01.

Коэффициенты расхода воздуха и газа на входе в турбину компрессора:

Величины μв, μг, Δ охл Σ в начале расчета задаются в первом приближении.

Для определения изменения энтальпии газа в турбине компрессора Δi*тк и в отдельной ступени Δi*ст при заданном числе ступеней z (в соответствии с вариантом схемы на рис. 5) используются соотношения:

В сечениях за CA и РК турбины для каж­дой ступени s выполняется пересчет коэффици­ентов расхода с использованием соотношений:

Здесь j — 1 обозначает сечение на вхо­де в CA или РК; j — сечение на выходе из CA или РК; ψса, ψρκ — долевой коэффициент от­носительного расхода воздуха, расходуемого на охлаждение соответственно CA и РК.

Термодинамические параметры на выхо­де из CA определяются с помощью термоди­намических функций:

где iвх*'(s), Твх*'(s), Sвх*'(s) — соответственно эн­тальпия, полная температура и энтропия газа за CA, т.е. на входе в РК; а cp, Rr, кг — соот­ветственно теплоемкость, газовая постоянная и показатель адиабаты этого же газа.

Политропный КПД ступени η*пол(s) опре­деляется с использованием зависимостей:

Δη*пол = f(Аст), если Аст ≤ 40, Δη*пол = 0, если Аст > 40.

Здесь η*maxпол — максимально возмож­ный политропный КПД, определяемый по зависимости, представленной на рисун­ке 3, Δη*пол — поправка на политропный КПД ступени в зависимости от величины пропуск­ной способности Аст, определяемая по зависи­мости на рисунке 4, P*вх(S) — полное давление газа на входе в рабочее колесо ступени. Зависи­мости для η*maxпол получены при обработке стати­стических данных, взятых из [3]. Зависимость для η*пол заимствована из работы [4].

 

Рис. 3. Максимально возможный политропный КПД ступени турбины компрессора

 

 

Рис. 4. Поправка на политропный КПД ступени турбины

 

Aдиабатические параметры за РК и адиа­батический КПД ступени η*ад(s) определяются с использованием уравнений:

где i*ст ад(s), T*ст ад(s), S*ст ад(s) — соответственно адиабатическая энтальпия, полная температу­ра и энтропия газа на входе из РК, определя­емые с помощью термодинамических функ­ций; Δi*ст ад(s) — адиабатический перепад на РК ступени; π*ст (s) — степень понижения полного давления в РК.

Энтальпия газа на выходе из ступени определяется по теплоперепаду в РК и величи­не расхода охлаждающего воздуха

где i*ст (s)- энтальпия газа на выходе из РК.

Рис. 5. Охемы ТРДД: а) первая конструктивная схема, б) вторая конструктивная схема 1 — вентилятор (вар. а), двухступенчатый вентилятор (вар. б), 2 — осевая ступень компрессо­ра ВД (вар. а), двухступенчатая подпорная осевая ступень (вар. б), 3 — центробежная ступень компрессора ВД, 4 — камера сгорания, 5 — турбина ВД, 6 — турбина НД (вар. а), двухступен­чатая турбина НД (вар. б), 7 — сопло второго контура, 8 — сопло первого контура, CA — сече­ние на выходе из соплового аппарата, РК — сечение на выходе из рабочего колеса

Полная температура и давление газа на выходе из ступени турбины:

Tст*(s) = f (qт(j), iст*(s), Pст*(s) = Pвх*(s) / πст*(s) .      (32)

Поскольку для многоступенчатой тур­бины имеют место равенства i*вх (s + 1) = iст*(s) и Pвх*(s + 1) = Pст*(s), приведенные выше урав­нения позволяют выполнить расчет основных параметров для каждой из z ступеней турбины при их совместном решении.

Далее определяются общие параметры турбины компрессора — степень понижения полного давления в турбине π*тк и адиабатиче­ский КПД η*тк:

Турбина низкого давления, связанная вентилятором, рассчитывается аналогичным образом, при этом для определения величин η*maxпол и Δη*пол используются зависимости на ри­сунках 3, 4. В случае если температура на вхо­де в турбину или ступень T*вх(s) < 1200 К, при­нимается Δохлс(s) = 0.

Предложенные процедуры расчета адиа­батического КПД компрессора и турбины ис­пользуются в данном случае как составные части термодинамического расчета исходно­го режима двигателя, выполненные в виде отдельных подпрограмм.

Остальные параметры, характеризующие потери по газовоздушному тракту и полноту сгорания топлива в камере, имеют, как прави­ло, узкие интервалы возможных значений. Их количество и численные значения определяют­ся типом двигателя (ТРД, ТРДД и др. ), могут быть заимствованы из [5, 7]. При определе­нии предельно достижимого уровня техниче­ского совершенства двигателя с минимально возможным CR параметры, характеризующие потери по газовоздушному тракту, могут быть заданы в виде постоянных величин. Методи­ка термодинамического расчета исходного ре­жима является общеизвестной, поэтому она исключается из рассмотрения. Для расчета термодинамических функций воздуха и газа в диапазоне температур от минус 50 до 1500 °С используются данные [6], для температур свы­ше 1500 °С — аппроксимирующие зависимости по стандарту NASA sp-273.

Для апробации разработанной методики были выполнены расчеты минимально воз­можных CR применительно к малоразмерным ТРДД. Расчеты выполнены для стандартных атмосферных условий на входе в двигатель Н = 0, М = 0, TH = 288,15 К. Диапазон варьи­руемых основных параметров термодинами­ческого цикла выбран исходя из статистических данных для ТРДД производства Teledyne CAE, Williams International [8]: πΣ* = 10-13,8, Тг* = 1150-1400 К, у = 1. Во всех случаях при­веденный расход воздуха через первый контур был задан равным СВПР 0 = 2,5 кг/с. Исходя из постановки задачи, вместо значений тяги двигателя для всех вариантов рассчитана ве­личина усредненной удельной тяги двигателя I = (Rуд1 + Rуд2 · y)/ (1 + У), где Rуд1 Rуд2 — удель­ная тяга сопел первого и второго контура со­ответственно.

Результаты вариативных расчетов исход­ного режима ТРДД с максимально возможны­ми КПД узлов представлены на рисунках 6, 7. На рисунке 6 представлены расчетные зави­симости CR = (Тг*, πΣ*, I) для первой конструк­тивной схемы ТРДД с одноступенчатым вен­тилятором, компрессором высокого давления (ВД), состоящим из осевой и центробежной ступени, кольцевой прямоточной камерой сгорания, одноступенчатой турбиной высо­кого и низкого давления (НД). Первая схема представлена на рисунке 5 а. Нанесенные ли­нии представляют собой результаты расче­тов множества вариантов исходного режима ТРДД при выбранных постоянных величи­нах термодинамического цикла Тг* = const или πΣ* = const. Каждая точка диаграммы представляет собой минимально возможное значение Cr, достижимое при заданных Tг* , πΣ*, у и внешних условиях.

 

 

Аналогичные зависимости по CR пред­ставлены на рисунке 7 для второй схемы ТРДД с двухступенчатым вентилятором, двумя под­порными ступенями каскада НД, компрессо­ром ВД, состоящим из центробежной ступени, кольцевой прямоточной камерой сгорания, од­ноступенчатой турбиной ВД и двухступенча­той турбиной НД. Вторая схема представлена на рисунке 5б. Дополнительно на рисунке 7 на­несены данные по двигателям семейства мало­размерных ТРДД WR-19 компании Williams In­ternational и расчетные данные этих двигателей, полученные при тех же параметрах термодина­мического цикла с максимально возможными величинами КПД ступеней компрессоров и тур­бин (точки отмечены одинаковыми маркерами). Анализ представленных данных показывает возможность снижения CR для данных двига­телей на 7-10 % при увеличении политропного КПД составляющих ступеней до максималь­но возможного современного уровня (данные на рис. 1, 3). Необходимо учесть, что линия совместной работы в поле характеристик ком­прессора, с учетом обеспечения достаточного уровня запасов газодинамической устойчиво­сти, может быть смещена в область, где КПД на 1-2 % ниже линии максимальных значений. Поэтому максимальный потенциал снижения Cr для окончательно спроектированного и изго­товленного двигателя в данном случае следует уменьшить до 5-8 %.

Из опыта проектирования известно, что при модернизации существующего дви­гателя без существенных изменений газовоз­душного тракта технические риски успешного завершения ОКР считаются минимальными. Однако заказчик может поставить перед раз­работчиком ТРДД задачу снизить удельный расход топлива на величину δCR > 7-10 % с условием сохранения параметров термоди-намического цикла y, Tг*, π*Σ и неизменны­ми габаритно-массовыми характеристиками. В рассмотренном случае задача будет практи­чески не выполнимой, так как существующие методы проектирования и технологические возможности производства не позволят до­стичь требуемого уровня политропного КПД компрессора и турбины. Потребуются дли­тельные НИР по улучшению характеристик основных узлов двигателя. Таким образом, результаты расчета по данной методике мо­гут быть важным дополнительным критерием оценки задаваемых в ТЗ требований по эконо­мичности ТРДД при выполнении поисковых НИР для перспективных ЛА.

Методика может также использоваться для сравнения ТРДД различных схем и с раз­личными параметрами термодинамического цикла. Зависимости, показанные на рисунках 6 и 7, могут быть представлены в виде области с ограничивающими линиями для фиксирован­ного диапазона значений Tг*, π*Σ. В этом случае наложение двух таких областей, полученных для ТРДД первой и второй схемы с одинаковы­ми диапазонами значений Tг*, π*Σ, у, позволяет наглядно их сопоставить по минимально дости­жимым значениям Cr, как показано на рисунке 8.

Может быть выполнен также количе­ственный анализ. Например переход от первой ко второй схеме ТРДД (см. рис. 8) при одина­ковых значениях Тг* = 1300 К, πΣ* = 12,25, у = 1 позволяет снизить удельный расход топлива на величину δCR = -1,2 % с одновременным увеличением суммарного удельного импульса δΐ = 1,0 %. Снижение Cr связано в основном с увеличением КПД турбины НД при переходе от одноступенчатой к двухступенчатой схеме.

Другим примером может быть сравнение ТРДД одной схемы (первая схема), но с раз­личной степенью двухконтурности у, пред­ставленное на рисунке 9. Увеличение степе­ни двухконтурности на 35 % при одинаковых значениях Тг* = 1300 К, πΣ* = 12,25 позволяет снизить минимально достижимый уровень удельного расхода топлива на величину δCR = -6,8 %. Однако данное снижение величины Cr сопровождается значительным снижением суммарного удельного импульса δI = -8,6 %.

Такое изменение оправдано в случае оптимиза­ции двигателя на крейсерский режим работы при снижении числа М полета. Примером ис­пользования ТРДД с увеличенной степенью двухконтурности можно считать JT15D-5C с у = 2 производства Pratt&Whitney, устанавли­ваемый на БПЛA “Barracuda” и X-47A. В обо­их случаях можно заранее оценить, насколько потенциал снижения δCr оправдывает затраты, необходимые на проведение ОКР по разра­ботке двигателя новой конструктивной схемы.

Преимуществом разработанной методи­ки, в сравнении с традиционным термодинами­ческим расчетом исходного режима, является возможность выполнять расчет минимально достижимых значений Cr двигателя с учетом взаимосвязи между изменением основных па­раметров термодинамического цикла π*Σ и T*г , изменением КПД узлов и величины отбирае­мого на охлаждение воздуха. Методика позво­ляет выполнить оценку имеющегося потенциа­ла улучшения экономичности существующего ТРДД, ограниченного достигнутыми техни­ческими характеристиками основных узлов. Для двигателя новой конструктивной схемы на начальном этапе проектирования можно вы­явить наличие или отсутствие преимущества по величине минимально возможного удельно­го расхода топлива с двигателями-аналогами в ожидаемых условиях эксплуатации.

ОДК продемонстрирует на «Армии-2017» достижения российского военного двигателестроения

21.08.2017


Объединенная двигателестроительная корпорация (входит в Госкорпорацию Ростех) представит на Международном военно-техническом форуме «Армия-2017» новейшие российские газотурбинные двигатели военного назначения и проведет переговоры с российскими и зарубежными партнерами.

МВТФ «Армия-2017» пройдет на территории конгрессно-выставочного центра «Патриот» в г. Кубинка (Московская обл.) с 22 по 27 августа.

Двигатели разработки и производства ОДК будут представлены как на стенде корпорации в демонстрационном центре Ростеха, так и на объединенной экспозиции авиационного кластера. Холдинг примет активное участие в деловой программе выставки – представители ОДК выступят на различных конференциях и круглых столах. Кроме того, МВТФ станет площадкой для переговоров с традиционными партнерами, включая Министерство обороны РФ, и перспективными заказчиками, в том числе, иностранными.

«Разработка в интересах Вооруженных сил РФ принципиально новых двигателей различного назначения, безусловное выполнение гособоронзаказа, а также работа в рамках российской системы военно-технического сотрудничества являются первоочередными задачами ОДК, – говорит генеральный директор АО «Объединенная двигателестроительная корпорация» Александр Артюхов. – Открывающийся завтра международный форум «Армия-2017» мы рассматриваем как возможность продемонстрировать наши достижения по этим направлениям, обсудить пути дальнейшего развития сотрудничества с нашими партнерами».

Среди ключевых проектов ОДК в области военного двигателестроения можно выделить разработку перспективного двигателя для самолета Су-57, разработку турбовинтового двигателя ТВ7-117СТ для самолета Ил-112В, создание отечественной базы морского газотурбостроения, развитие направления малоразмерных короткоресурсных двигателей.

Гости стенда ОДК на «Армии—2017» смогут увидеть двигатели для боевой авиации АЛ-41Ф-1С и АЛ-31ФН, вертолетный двигатель ВК-2500ПС, а также морской газотурбинный двигатель М70ФРУ. На экспозиции авиационного кластера будут представлены двигатели АЛ-41Ф-1С и РД-33МК.

Турбореактивный двигатель поколения «4++» АЛ-41Ф-1С с форсажной камерой и управляемым вектором тяги, позволяющим самолету развивать сверхзвуковую скорость без использования форсажа, устанавливается на многоцелевые истребители Су-35. Другой экспонат стенда ОДК – двигатель АЛ-31ФН – является модификацией базового двигателя АЛ–31Ф с нижним расположением коробок двигательных и самолетных агрегатов. Он поднимает в воздух китайские однодвигательные истребители J-10. ОДК активно работает над всесторонним развитием системы поддержки заказчика АЛ-31ФН.

Двигатель РД-33МК представляет собой подвергнутую серьезной конструкторской доработке модификацию базового двигателя РД-33, которым оснащаются самолеты семейства МиГ-29. Он обладает повышенной тягой, оснащен современной цифровой системой автоматического управления. Двигатели РД-33МК в январе 2017 года подняли в воздух приступивший к летным испытаниям новейший российский многофункциональный фронтовой истребитель МиГ-35. 

Вертолетное направление будет представлено турбовальным двигателем ВК-2500ПС. Это – новейшая модификация поставленного ОДК в рамках импортозамещения на серийное производство в РФ двигателя ВК-2500 с улучшенными эксплуатационными характеристиками и использованием современной цифровой электронной системы управления и контроля.

Важное значение ОДК придает программе создания высокоэффективных газотурбинных двигателей морского применения. На стенде корпорации будет демонстрироваться морской двигатель М70ФРУ. Российские морские ГТД отличаются высокими показателями эффективности (КПД) и межремонтного ресурса.

Что такое газотурбинные двигатели, почему они не прижились в обычных машинах и как их будут использовать в гибридах

На проходящем в Женеве автосалоне сразу два автопроизводителя представили концептуальные машины с гибридными силовыми установками, в которых батареи заряжаются миниатюрными газотурбинными двигателями. Обе машины, к слову, китайские. Это седан Hybrid Kinetic H600 с элегантным дизайном от Pininfarina и суперкар Techrules Ren с футуристичной внешностью работы Джорджетто Джуджаро.

Не надо думать, что в данном техническом направлении трудятся лишь китайцы. Несколько лет назад никто иной как Jaguar показал гибридный концепт C-X75 с теми же микротурбинами. Так что же это за технология?

Газотурбинные двигатели впервые нашли серийное применение в конце Второй мировой войны, но. .. в авиации, на немецких истребителях Messerschmitt. В последующие 20 лет они фактически полностью вытеснили поршневые ДВС в военной и гражданской авиации, в прямом смысле спустив их с небес на землю. Моторы отечественных Ту и Superjet, европейских Airbus и американских Boeing — все это газотурбинные двигатели.

Их принцип действия прост. В камере сгорания воспламеняется топливо, газы под давлением подаются на лопасти турбины, турбина вращается. На одном валу с турбиной расположены лопасти компрессора, который, будучи приводим в движение от турбины, нагнетает воздух в камеру сгорания.

Газотурбинный двигатель

В авиации на том же валу спереди может располагаться винт (как, например, на самолетах Ан-24), а может более мощный компрессор, который прогоняет воздух через весь двигатель, создавая воздушную струю и тягу для самолета. При этом к валу газотурбинного двигателя можно прицепить не только винт или тяговый компрессор, но и что-то другое. Например, электрогенератор или коробку передач, а через нее соединить такой мотор с колесами автомобиля.

Как видите, все выглядит гораздо проще, чем в поршневом ДВС. Так и есть — проще. Меньше деталей, меньше трущихся частей — это одно из преимуществ газотурбинных двигателей. Второе неоспоримое преимущество — это высокая удельная мощность. Иными словами при равной отдаче газотурбинные моторы в несколько раз легче и компактнее поршневых. Именно этот факт определил их доминирование в авиастроении.

Есть, однако, и существенные недостатки. Именно с ними столкнулись автомобильные конструкторы при попытке установить такой мотор под капот автомобиля. Попыток было много: в США, в Европе и даже в СССР — наши инженеры, в частности, экспериментировали с автобусами.

Выяснилось, что такой мотор потребляет очень много топлива в переходных режимах: на холостом ходу и при наборе скорости. Конструкцию попытались усложнить, применив не один вал, а два: на первом располагался компрессор и малая турбина, которой хватало для вращения компрессора и обеспечения холостого хода. А на втором — основная турбина и отбор мощности на автоматическую коробку передач. На холостом ходу газы на вторую турбину не подавались. А при старте с места открывались заслонки, поток газа направлялся на лопасти тяговой турбины и машина ехала. Такая конструкция, к слову, позволила отказаться от механизма сцепления или гидротрансформатора — поскольку два вала не имели механической связи друг с другом автомобиль не мог заглохнуть.

Techrules Ren

Тем ни менее, расход топлива все равно был выше, чем у поршневых двигателей во всех режимах кроме равномерного движения по трассе. Всплыли и другие недостатки, но о них — позже.

Так или иначе, где-то с 70-х годов XX века от идеи отказались. До тех пор, пока не началась нынешняя гибридно-электрическая революция.

Дело было в далеком 2011 году. Компания Opel тогда пригласила журналистов из России в Нидерланды на тест-драйв подзаряжаемого гибрида Ampera (он же Chevrolet Volt), который в General Motors почему-то называли электрокаром.

После поездки у журналистов, в том числе у меня, накопилось много вопросов относительно устройства машины. Отвечать на них пришлось тогдашнему главе электрического подразделения Opel Кристиану Кунстману. Меня интересовало в частности, почему конструкторы выбрали в качестве ДВС для гибрида наиболее архаичный и неэффективный бензиновый атмосферный мотор объемом 1,4 литра.

Jaguar C-X75

Поскольку концепт Jaguar C-X75 тогда уже представили, я спросил у доктора Кунстмана, что он думает насчет того, чтобы установить под капот Opel Ampera микротурбину вместо поршневого ДВС. Ответ меня удивил.

«Это был бы лучший вариант», — признался инженер. «Однако главная проблема заключается в том, что у нас нет таких двигателей. Для их производства пришлось бы полностью перестроить все заводы. Это огромные инвестиции. Но если бы нам пришлось строить моторный завод с нуля, то мы бы крепко задумались над тем, какие двигатели для гибридов там выпускать — поршневые или газотурбинные».

Действительно, если микротурбина не связана ни с колесами, ни с коробкой передач, а лишь вращает генератор, работая в режиме постоянной тяги — значит все проблемы с высоким расходом топлива в переходных режимах отпадают сами собой? Все так. Вот почему китайцы, у которых в отличие от Opel нет заводов поршневых двигателей, и строить предстоит с нуля, сейчас уцепились за эту идею. Увы, расход топлива — не единственный недостаток.

Первый нерешенный минус газотурбинного двигателя — очень высокая температура газов, попадающих на лопасти турбины. В авиации с этим борются за счет использования дорогих термостойких сплавов, но в массовом автомобилестроении это не применимо из-за высокой стоимости.

Hybrid Kinetic H600

Решить проблему еще в 50-е годы пытались за счет теплообменников, которые нагревают входящий воздух и охлаждают газы, выходящие из камеры сгорания. Это повышает КПД и бережет турбину, но заметно усложняет конструкцию двигателя. И китайцам надо иметь это в виду.

Есть и другие сложности. В частности, газотурбинным моторам надо значительно больше воздуха, чем поршневым двигателям. Причем воздуха чистого. У самолетов нет с этим проблем. А у машин — есть. Необходимые воздушные фильтры достигают такого размера, что преимущество микротурбин компактности полностью сводится на нет.

Вы, возможно, в курсе, что газотурбинные моторы пробовали применять на серийных танках: советском Т80 и американском «Абрамсе». Военных привлекло сочетание мощности и компактности мотора. Увы, простые танкисты жаловались на необходимость постоянно чистить огромные воздушные фильтры. И на колоссальный расход топлива — тоже.

Наконец, последний недостаток — токсичность. Опять же, это следствие повышенного расхода топлива в промежуточных режимах. Создатели концептов Techrules и особенно Hybrid Kinetic H600 уверяют, что их микротурбины экологичнее поршневых ДВС. Но точных данных пока не приводят.

В любом случае, все показанные гибридные автомобили, использующие подобную технологию — пока лишь концепты и их серийное будущее покрыто туманом. Но согласитесь, звучит заманчиво!

ОДК впервые поставит в Туркменистан газотурбинные двигатели НК-14СТ

Объединенная двигателестроительная корпорация (ОДК), входящая в Ростех, стала победителем тендера на поставку в Туркменистан газотурбинных двигателей (ГТД) промышленного назначения. Наряду с уже зарекомендовавшим себя ГТД НК-12СТ в республику будет впервые поставлен двигатель НК-14СТ. 

По сравнению с НК-12СТ, НК-14СТ обладает большей мощностью и более высоким КПД, имеет измененную проточную часть и конструкцию турбин. Газотурбинные двигатели самарского предприятия «Кузнецов», входящего в ОДК, будут эксплуатироваться на компрессорных станциях Государственного концерна «Туркменгаз». 

«Туркменистан занимает четвертое место в мире по запасам природного газа. Реализуемые в республике проекты развития газотранспортной инфраструктуры требуют наличия современного силового оборудования на компрессорных станциях. Наши двигатели отвечают всем современным требованиям, предъявляемым к оборудованию для транспорта газа. Речь идет о таких показателях, как надежность, КПД, экономичность, ресурс. Мы активно развиваем сотрудничество с нашими туркменскими партнерами не только в части поставок готового оборудования, но и в части оказания услуг по капитальному ремонту и поставке запчастей», – сказал директор по международному сотрудничеству и региональной политике Ростеха Виктор Кладов. 

Сотрудничество ОДК и ГК «Туркменгаз» началось в 2011 году с заключения контракта на поставку ГТД НК-12СТ, которая была завершена в 2013 году. Кроме того, в 2012-2013 годах были подписаны договоры на поставку автономных электростанций ГТЭС-2,5 электрической мощностью 2,5 МВт.

События, связанные с этим
6 марта 2019

ОДК впервые поставит в Туркменистан газотурбинные двигатели НК-14СТ

Подпишитесь на новости

Применение в нефтегазовой сфере | Kawasaki Heavy Industries

Благодаря проверенным технологиям проектирования Kawasaki, у газовых турбин Kawasaki превосходный КПД и сверхнизкие выбросы NOx. Они подходят для работы в базовой нагрузке, резервной генерации, а также как механический привод.

Нефтегазовое месторождение Ивафунэ-оки (предоставлено JAPEX)

Выработка энергии

Модельный ряд

Модель газовых турбин M1A-13 M7A-03 L20A L30A
Модель генератора GPB15 GPB80 GPB180 GPB300
Выходная мощность
кВт
1 510 7 410 17 970 28 450

*Номинально, условия ISO при 15ºC (59ºF) на уровне моря
Нет потерь на всасе / выхлопе
Относительная влажность 60 %
Природный газ (100%-ый Ch5, низшая теплотворная способность =35,8 МДж/Нм3 (960 бте/стандартный кубический фут))
Диффузионная камера сгорания без инжекции воды


Газотурбинный генератор GPB15 класса 1,5 МВт

Генераторный пэкедж GPB15

Газотурбинный двигатель серии M1A

*Номинально, условия ISO при 15ºC (59ºF) на уровне моря
Нет потерь на впуске / выхлопе
Относительная влажность 60 %
Природный газ (100%-ый Ch5, низшая теплотворная способность =35,8 МДж/Нм3 (960 бте/стандартный кубический фут))
Диффузионная камера сгорания без инжекции воды
Номинальная производительность на клеммах генератора (КПД генератора 96,5 %)

Технические характеристики
Особенности для нефтегазовой отрасли Зона 2, Электрическая система
Интегрированная смазочная система
Трубопровод из нержавеющей стали 316L
Двойное резервирование вытяжных вентиляторов
Газовая турбина M1A-13 Для непрерывной эксплуатации, одновальная
2-х ступенчатый центробежный компрессор
Камера сгорания одинарная выносная
Сухое подавление выбросов (опция)
Двухтопливная (опция)
Возможность использования резервного топлива (опция)
3-х ступенчатая, осевая турбина
Самоустанавливающиеся упорные/опорные подшипники
Датчик вибрации корпуса и радиальных вибраций вала
Редуктор Планетарного типа
Частота вращения выходного вала редуктора 1 500 об/мин в режиме 50 Гц
1 800 об/мин в режиме 60 Гц
Генератор переменного тока 3-фазный, 4-проводной, синхронный, бесщеточная система возбуждения
Стартер Электрический, с VFD
Пневматическая система запуска (опция)
*Примерные габаритные размеры пэкеджа (Д х Ш х В) 6,2 м x 1,85 м x 2,5 м
*Примерная масса пэкеджа (сухая) 11 тонн

*Без впускной и вентиляционной системы


Газотурбинный генератор GPB80 класса 8 МВт

Пэкедж GPB80, для выработки энергии

Газотурбинный двигатель серии M7A

*Номинально, условия ISO при 15ºC (59ºF) на уровне моря
Потери на всасе: 0,98 КПа, Потери на выхлопе: 1,96 КПа
Относительная влажность 60 %
Природный газ (100%-ый Ch5, низшая теплотворная способность =35,8 МДж/Нм3 (960 бте/стандартный кубический фут))
Диффузионная камера сгорания без инжекции воды
Номинальная производительность на клеммах генератора (КПД генератора 97,8%)

Технические характеристики
Особенности для нефтегазовой отрасли Зона 2, Электрическая система
Интегрированная смазочная система
Трубопровод из нержавеющей стали 316L
Газовая турбина M7A-03 Для непрерывной эксплуатации, одновальная
11-ступенчатый осевой компрессор с поворотными соплами
Шесть камер сгорания выносного типа
Сухое подавление выбросов (опция)
Двухтопливная (опция)
4-х ступенчатая осевая турбина
Самоустанавливающиеся упорные/опорные подшипники
Датчик вибрации корпуса и радиальных вибраций вала
Редуктор Планетарного типа
Частота вращения выходного вала редуктора 1 500 об/мин в режиме 50 Гц
1 800 об/мин в режиме 60 Гц
Генератор переменного тока Возбуждение: 3 фазы, 4 провода, синхронный бесщеточный
Стартер Система запуска с частотно-управляемым приводом
*Примерные габаритные размеры пэкеджа (Д х Ш х В) 11,9 м x 2,8 м x 3,7 м
*Примерная масса пэкеджа (сухая) 63 тонн

*Без впускной и вентиляционной системы


Газотурбинный генератор GPB180 класса 18 МВт

Газотурбинный двигатель L20A


Газотурбинный генератор GPB300 класса 30 МВт

Газотурбинный двигатель L30A

Механический привод

L30A

Газотурбинный двигатель L30A

*Номинально, условия ISO при 15ºC (59ºF) на уровне моря
Нет потерь на впуске / выхлопе
Относительная влажность 60 %
Природный газ (100%-ый Ch5, низшая теплотворная способность =35,8 МДж/Нм3 (960 бте/стандартный кубический фут))
Диффузионная камера сгорания без инжекции воды

Характеристики механического привода
Мощность на валу 30,9МВт
КПД на валу 41,3%
Удельный расход тепла 8 717кДж/кВт*ч
Частота вращения турбины 2 800 to 5 880 об./мин.
Коэффициент давления 24,9
Расход выхлопных газов 88,7kg/s
Температура выхлопных газов 470 ºC

Контакты

Если вам нужна дополнительная информация о нашем бизнесе, пожалуйста, свяжитесь с нами.

Контакты

Газотурбинный двигатель | Британника

Полная статья

Газотурбинный двигатель , любой двигатель внутреннего сгорания, использующий газ в качестве рабочего тела, используемого для вращения турбины. Термин также обычно используется для описания полного двигателя внутреннего сгорания, состоящего, по меньшей мере, из компрессора, камеры сгорания и турбины.

Общие характеристики

Полезная работа или тяга может быть получена от газотурбинного двигателя.Он может приводить в действие генератор, насос или воздушный винт или, в случае чисто реактивного авиационного двигателя, развивать тягу, ускоряя поток выхлопных газов турбины через сопло. Такой двигатель, который при той же мощности намного меньше и легче поршневого двигателя внутреннего сгорания, может производить большую мощность. Возвратно-поступательные двигатели зависят от движения поршня вверх и вниз, которое затем должно быть преобразовано во вращательное движение с помощью механизма коленчатого вала, тогда как газовая турбина передает мощность вращающегося вала напрямую.Хотя концептуально газотурбинный двигатель представляет собой простое устройство, компоненты эффективного агрегата должны быть тщательно спроектированы и изготовлены из дорогостоящих материалов из-за высоких температур и напряжений, возникающих во время работы. Таким образом, установки газотурбинных двигателей обычно ограничиваются крупными установками, где они становятся рентабельными.

Циклы газотурбинного двигателя

Большинство газовых турбин работают в открытом цикле, в котором воздух забирается из атмосферы, сжимается в центробежном или осевом компрессоре, а затем подается в камеру сгорания.Здесь топливо добавляется и сжигается при практически постоянном давлении с частью воздуха. Дополнительный сжатый воздух, который обходится вокруг секции горения и затем смешивается с очень горячими газами сгорания, необходим для поддержания температуры на выходе из камеры сгорания (фактически, на входе в турбину) на достаточно низком уровне, чтобы турбина могла работать непрерывно. Если установка должна производить мощность на валу, продукты сгорания (в основном воздух) расширяются в турбине до атмосферного давления. Большая часть мощности турбины требуется для работы компрессора; только остальная часть доступна для обеспечения работы вала генератора, насоса или другого устройства.В реактивном двигателе турбина предназначена для обеспечения мощности, достаточной для привода компрессора и вспомогательных устройств. Затем поток газа выходит из турбины с промежуточным давлением (выше местного атмосферного давления) и проходит через сопло для создания тяги.

В первую очередь рассматривается идеализированный газотурбинный двигатель, работающий без потерь по этому простому циклу Брайтона. Если, например, воздух поступает в компрессор при температуре 15 ° C и атмосферном давлении и сжимается до одного мегапаскаль, он затем поглощает тепло из топлива при постоянном давлении до тех пор, пока температура не достигнет 1100 ° C перед тем, как расшириться через турбину обратно до атмосферного. давление.Этот идеализированный блок потребует выходной мощности турбины 1,68 киловатт на каждый киловатт полезной мощности с 0,68 киловатт, потребляемым для привода компрессора. Тепловой КПД установки (чистая произведенная работа, разделенная на энергию, добавленную через топливо) составит 48 процентов.

Получите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту. Подпишитесь сейчас

Фактическая производительность при простом разомкнутом цикле

Если для агрегата, работающего в пределах одного и того же давления и температуры, компрессор и турбина имеют КПД только 80 процентов ( i.Например, : работа идеального компрессора в 0,8 раза превышает фактическую работу, в то время как фактическая мощность турбины в 0,8 раза больше идеальной мощности), ситуация кардинально меняется, даже если все остальные компоненты остаются идеальными. На каждый киловатт производимой полезной мощности турбина теперь должна производить 2,71 киловатт, а работа компрессора становится 1,71 киловатт. Тепловой КПД снижается до 25,9 процента. Это демонстрирует важность высокоэффективных компрессоров и турбин. Исторически сложность разработки эффективных компрессоров, даже более эффективных, чем эффективные турбины, задерживала разработку газотурбинного двигателя.Современные агрегаты могут иметь КПД компрессора 86–88 процентов и КПД турбины 88–90 процентов при проектных условиях.

КПД и выходную мощность можно увеличить за счет повышения температуры на входе в турбину. Однако все материалы теряют прочность при очень высоких температурах, а поскольку лопатки турбины движутся с высокой скоростью и подвергаются серьезным центробежным нагрузкам, температура на входе в турбину выше 1100 ° C требует специального охлаждения лопаток. Можно показать, что для каждой максимальной температуры на входе в турбину существует также оптимальное соотношение давлений.Современные авиационные газовые турбины с охлаждением лопаток работают при температурах на входе в турбину выше 1370 ° C и соотношении давлений около 30: 1.

Промежуточное охлаждение, повторный нагрев и регенерация

В авиационных газотурбинных двигателях необходимо обращать внимание на вес и диаметр. Это не позволяет добавлять дополнительное оборудование для повышения производительности. Соответственно, двигатели коммерческих самолетов работают по простому циклу Брайтона, идеализированному выше. Эти ограничения не применяются к стационарным газовым турбинам, в которые могут быть добавлены компоненты для повышения эффективности.Усовершенствования могут включать (1) уменьшение работы сжатия за счет промежуточного охлаждения, (2) увеличение мощности турбины за счет повторного нагрева после частичного расширения или (3) уменьшение расхода топлива за счет регенерации.

Первое усовершенствование будет заключаться в сжатии воздуха почти постоянной температуры. Хотя это не может быть достигнуто на практике, это можно приблизить с помощью промежуточного охлаждения (, то есть , путем сжатия воздуха в два или более этапов и его водяного охлаждения между этапами до его начальной температуры).Охлаждение уменьшает объем обрабатываемого воздуха и, соответственно, необходимую работу по сжатию.

Второе усовершенствование включает повторный нагрев воздуха после частичного расширения через турбину высокого давления во втором наборе камер сгорания перед подачей его в турбину низкого давления для окончательного расширения. Этот процесс аналогичен повторному нагреву, используемому в паровой турбине.

Оба подхода требуют значительного дополнительного оборудования и используются реже, чем третье улучшение.Здесь горячие выхлопные газы турбины проходят через теплообменник или регенератор для повышения температуры воздуха, выходящего из компрессора перед сгоранием. Это уменьшает количество топлива, необходимое для достижения желаемой температуры на входе в турбину. Однако повышение эффективности связано со значительным увеличением начальной стоимости и будет экономичным только для агрегатов, которые работают почти непрерывно.

Как работают газотурбинные электростанции

Газовые турбины, устанавливаемые на многих современных электростанциях, работающих на природном газе, представляют собой сложные машины, но в основном они состоят из трех основных частей:

  • Компрессор , который втягивает воздух в двигатель, нагнетает давление его и подает в камеру сгорания со скоростью сотни миль в час.
  • Система сгорания , обычно состоящая из кольца топливных форсунок, которые впрыскивают постоянный поток топлива в камеры сгорания, где оно смешивается с воздухом. Смесь сжигается при температуре более 2000 градусов по Фаренгейту. При сгорании образуется высокотемпературный газовый поток под высоким давлением, который входит и расширяется через турбинную секцию.
  • Турбина представляет собой сложную систему чередующихся неподвижных и вращающихся лопастей с профилем крыла. Когда горячий газ сгорания расширяется через турбину, он раскручивает вращающиеся лопасти.Вращающиеся лопасти выполняют двойную функцию: они приводят в движение компрессор, чтобы втягивать больше сжатого воздуха в секцию сгорания, и вращают генератор для выработки электроэнергии.

Наземные газовые турбины бывают двух типов: (1) двигатели с тяжелой рамой и (2) авиационные двигатели. Двигатели с тяжелой рамой характеризуются более низким коэффициентом давления (обычно ниже 20) и имеют тенденцию быть физически большими. Степень давления — это отношение давления нагнетания компрессора к давлению воздуха на входе.Двигатели на базе авиационных двигателей являются производными от реактивных двигателей, как следует из названия, и работают с очень высокими степенями сжатия (обычно превышающими 30). Двигатели на базе авиационных двигателей имеют тенденцию быть очень компактными и полезны там, где требуется меньшая выходная мощность. Поскольку турбины с большой рамой имеют более высокую выходную мощность, они могут производить большее количество выбросов и должны быть спроектированы таким образом, чтобы обеспечивать низкие выбросы загрязняющих веществ, таких как NOx.

Одним из ключевых факторов удельного расхода топлива турбины является температура, при которой она работает.Более высокие температуры обычно означают более высокую эффективность, что, в свою очередь, может привести к более экономичной эксплуатации. Газ, протекающий через обычную турбину электростанции, может иметь температуру до 2300 градусов по Фаренгейту, но некоторые из критических металлов в турбине могут выдерживать температуры только от 1500 до 1700 градусов по Фаренгейту. Следовательно, воздух из компрессора может использоваться для охлаждения. ключевые компоненты турбины, снижающие конечный тепловой КПД.

Одним из главных достижений программы передовых турбин Министерства энергетики было преодоление прежних ограничений по температурам турбин с использованием комбинации инновационных технологий охлаждения и современных материалов.Усовершенствованные турбины, появившиеся в результате исследовательской программы Департамента, смогли повысить температуру на входе турбины до 2600 градусов по Фаренгейту — почти на 300 градусов выше, чем в предыдущих турбинах, и достичь КПД до 60 процентов.

Еще одним способом повышения эффективности является установка рекуператора или парогенератора с рекуперацией тепла (HRSG) для рекуперации энергии из выхлопных газов турбины. Рекуператор улавливает отходящее тепло в выхлопной системе турбины, чтобы предварительно нагреть воздух на выходе компрессора перед его поступлением в камеру сгорания.ПГРТ вырабатывает пар за счет улавливания тепла из выхлопных газов турбины. Эти котлы также известны как парогенераторы-утилизаторы. Пар высокого давления из этих котлов можно использовать для выработки дополнительной электроэнергии с помощью паровых турбин, такая конфигурация называется комбинированным циклом.

Газовая турбина простого цикла может достигать КПД преобразования энергии в диапазоне от 20 до 35 процентов. С учетом более высоких температур, достигнутых в турбинной программе Министерства энергетики, будущие газотурбинные установки с комбинированным циклом, работающие на водороде и синтез-газе, вероятно, достигнут КПД 60 процентов или более.Когда отработанное тепло улавливается из этих систем для отопления или промышленных целей, общая эффективность энергетического цикла может приближаться к 80 процентам.

Повышение эффективности отмечает достижения в области газовых турбин

Инженеры из нескольких компаний работали над модернизацией технологии, включая проекты, которые подчеркивают более быстрый запуск, более быстрое наращивание мощности, повышенную эффективность и лучшую производительность в условиях ограниченного глобального рынка для производителей.

Развитие газовых турбин часто идет в ногу с динамикой рынка. Поскольку производители электроэнергии все чаще обращаются к природному газу в качестве предпочтительного топлива, производители турбин стараются не отставать, зная, что генераторы хотят надежности и доступности наряду с сокращением выбросов углерода. Производители турбин были готовы инвестировать в исследования и разработки (НИОКР), чтобы ускорить процесс создания новых продуктовых циклов, поскольку они стремятся улучшить конструкцию, производительность и эффективность своих последних моделей.

Исследования и разработки стали более важными по мере консолидации рынка производства турбин. Как отмечалось в ноябрьском объявлении Siemens о своей реорганизации, производители турбин во всем мире имеют возможность строить 400 больших газовых турбин (100 МВт и более) в год, но текущий спрос составляет около 110 в год, что создает жесткую и высококонкурентную рыночную конъюнктуру.

Даже при замедлении спроса текущий рынок предоставляет возможности для достижений в технологии газовых турбин на многих уровнях, включая технологию (открытый цикл и комбинированный цикл), номинальную мощность (менее 40 МВт, 40–120 МВт, 120–300 МВт и т. Д. более 300 МВт), тип конструкции (тяжелая и авиационная) и область применения (энергетика, нефть и газ).И инженеры из нескольких компаний работают над новыми проектами для каждой группы.

В поисках прыжка вперед

Прошло более 30 лет с тех пор, как инженеры-конструкторы начали перенос технологий авиационных двигателей в наземные установки — авиационные технологии, скачок вперед в производстве электроэнергии и ключ к комбинированному производству тепла и электроэнергии (ТЭЦ). Сегодня эти авиационные двигатели важны для баланса интеграции переменных источников энергии, таких как солнечная и ветровая, в электрическую сеть.

Подобно тому, как авиационные технологии открыли новые рыночные возможности, сегодняшние достижения в области турбин, предназначенных для выработки электроэнергии на газе, — агрегаты мощностью 200 МВт и более, которые приводят в действие электростанции комбинированного цикла и другие, — способствуют быстрому повышению эффективности. . Технология турбин с быстрым запуском, важная для того, чтобы электростанции с комбинированным циклом запускались, а затем быстрее наращивались, особенно в ответ на колебания в сети, часто вызываемые введением регулируемых источников энергии, была ключевым компонентом исследований и разработок.В последние годы было введено несколько обновлений (см. «Последние инновации от производителей газовых турбин и HRSG» в июньском выпуске журнала POWER за 2014 год), а в последние месяцы появилось множество обновлений от крупных производителей, включая Mitsubishi Hitachi Power Systems (MHPS ), Ansaldo Energia, Siemens, GE Power и другие. Такие компании, как Emerson, Schneider Electric, Rockwell Automation, ABB и другие, развернули цифровые решения, которые также помогают оптимизировать работу газовых турбин.

GE Power в декабре объявила, что ее самая большая газовая турбина 9HA (рис. 1) теперь доступна с чистым КПД 64%; компания заявляет, что турбина является ее «самой передовой технологией газовых турбин.«Эта веха наступила через 18 месяцев после того, как GE была признана Книгой рекордов Гиннеса за достижение 62,22% эффективности турбины HA на электростанции комбинированного цикла, управляемой EDF, в Бушене, Франция.

1. Турбина с КПД 64%. GE Power недавно объявила, что ее газовая турбина 9HA, показанная здесь на испытательном стенде компании в Южной Каролине, доступна с чистым КПД 64%, что стало новой вехой для производителей турбин. Компания заявляет, что повышение эффективности на каждый процентный пункт позволяет клиентам сэкономить миллионы долларов на расходах на топливо. Предоставлено: GE Power

MHPS также достигла отметки эффективности 64%. «В 2017 году MHPS объявила о выпуске газовой турбины, способной работать в простом цикле 400 МВт и комбинированном цикле с КПД 575 МВт и 64%, что является самым большим и наиболее эффективным на сегодняшний день», — сказал POWER старший менеджер по продукции MHPS Дэвид МакДид. . «Эта турбина является продолжением цели, которую мы первыми поставили в 2004 году, — довести эффективность комбинированного цикла газовой турбины до 65%. Эта турбина — еще один шаг к достижению этой цели.”

Ansaldo Energia, итальянский энергетический гигант, в прошлом году представил турбину, по словам компании, POWER стал «поворотным моментом в эволюции газовых турбин». 27 мая 2016 года Ansaldo впервые запустил свой GT36 в Бирре, Швейцария, стартап, который, по его словам, «стал кульминацией семилетней программы развития», которая продемонстрировала «самоотверженность всемирной команды».

«Полный потенциал GT36 был очевиден с самого начала, он может похвастаться инновациями на всех уровнях: архитектура и рабочий диапазон, конструкция основных компонентов и оптимизация для обслуживания, при использовании проверенных и проверенных решений для максимальной надежности продукта», — сказал Ансальдо. МОЩНОСТЬ .

Новые технологии и мобильные установки

За последние месяцы другие компании представили на рынке новые модели и технологии. Компания ENGIE заключила с Emerson контракт на замену устаревшей системы управления турбиной внутреннего сгорания на технологию управления турбиной Ovation (рис. 2) на своей парогазовой установке DK6 мощностью 800 МВт в Дюнкерке, Франция. Новая технология будет модернизирована на двух турбинах внутреннего сгорания Alstom GT13 на заводе во время запланированных 13-дневных отключений, первая турбина, как ожидается, снова будет запущена в сентябре 2018 года, а вторая — в июле 2019 года.

2. Новая технология управления турбиной. Технология управления турбиной Ovation будет установлена ​​компанией Emerson на этом заводе комбинированного цикла ENGIE в Дюнкерке, Франция, в 2018 году. Система управления турбиной представляет собой одноплатформенную архитектуру, которая может снизить связанные с автоматизацией расходы и упростить управление и планирование жизненного цикла, согласно заявлению. Эмерсон. Предоставлено Emerson

Бернар Рульмонт, менеджер завода DK6, в своем сообщении сказал: «Мы рассмотрели разных поставщиков и в конечном итоге выбрали Emerson, потому что его система Ovation соответствовала нашим требованиям по поддержке и техническому обслуживанию в течение ожидаемого 20-летнего срока службы завода.«Ovation — это открытая система, позволяющая персоналу предприятия изменять приложения или адаптировать элементы управления для адаптации к будущему расширению предприятия, включая новые режимы работы и даже переключение топлива.

Боб Йегер, президент подразделения Emerson Automation Solutions по энергетике и водоснабжению, в своем сообщении сказал: «Emerson понимает, какое влияние оказывает эффективное управление турбиной на достижение оптимальных уровней надежности и доступности. Наша технология Ovation использует ту же аппаратную и программную платформу для управления турбиной, что и для других систем управления установкой, таких как парогенераторы с рекуперацией тепла, системы управления горелками, возбуждение генератора и встроенное моделирование с высокой точностью.Эта архитектура с единой платформой значительно снижает затраты, связанные с автоматизацией [эксплуатации и обслуживания], и упрощает управление и планирование жизненного цикла ».

Компания Siemens представила свою SGT-A45 TR (рис. 3), мобильную авиационную газовую турбину мощностью 44 МВт, разработанную для рынка быстрой электроэнергии, на церемонии перерезания ленточки в Хьюстоне, штат Техас, 1 ноября. генерация может стать сигналом для будущего направления газовых энергосистем.

3.Передвижная газовая турбина на базе авиационного двигателя. Газовая турбина Siemens SGT-A45 TR — это мобильная турбина мощностью 44 МВт, разработанная для рынка быстрой электроэнергии. A45 может перейти от холодного запуска до полной мощности за 9 минут или меньше. Сименс проявил интерес к распределенной генерации, что может стать сигналом для будущего направления газовых энергосистем. Предоставлено: Siemens

Компания Siemens сообщила, что SGT-A45 TR был разработан в течение 20-месячного периода и получен непосредственно из SGT-A65 TR компании, модели мощностью 66 МВт, впервые поступившей на рынок в конце 1990-х годов.По словам Брайана Нолана, менеджера по продукции Siemens SGT-A45, выступавшего на ноябрьском мероприятии, A65, также известный как Industrial Trent 60, был разработан как гибкий двигатель с многоцикловой способностью, идеально подходящий для пиковых нагрузок.

В A65 используется бустер низкого давления и три коаксиальных, независимо вращающихся вала внутри корпуса из аксиально соединенных круглых корпусов, в то время как A45 не имеет бустера низкого давления и имеет только два вала вместе со свободной силовой турбиной для изготовления он более компактный.A45 разработан для мобильной выработки электроэнергии, может перейти от холодного пуска до полной мощности за 9 минут или меньше и может работать на двух видах топлива (жидком или газовом). Нолан сказал, что A45 обеспечивает «значительно большую мощность и [имеет] более высокий КПД, чем любая другая мобильная газовая турбина».

A45 также может переключаться с 50 Гц на 60 Гц, или наоборот, с простой реконфигурацией в полевых условиях и без каких-либо изменений в оборудовании. Компания Siemens разработала мобильный блок для всей системы, состоящий из трех прицепов: один для генератора переменного тока и систем смазки и охлаждения генератора; второй для газовой турбины и вспомогательных систем; и третий для размещения системы управления агрегатом, центра управления двигателем и распределительного устройства.Систему можно транспортировать автомобильным, морским или воздушным транспортом, установка и ввод в эксплуатацию занимает всего 12 дней.

Повышение надежности и доступности

MHPS с удовольствием рассказала о своих технологических достижениях. МакДид сказал, что в результате проведенных компанией «значительных проверочных испытаний концепции в центре исследований и разработок с последующей краткосрочной проверкой полномасштабного проекта в Т-точке и последующей долгосрочной проверкой перед выводом его на рынок мы получили лучшая в отрасли эффективность и высочайшая производительность при надежности мирового класса.”

МакДид отметил, что последние рейтинги компании Strategic Power Systems (SPS) для газотурбинных агрегатов Advanced Class (ACGT) и агрегатов ACGT и F-класса на более широком рынке за последние пять лет показывают, что парк MHPS имеет надежность 99,22% и доступность 92,58%. , оба на 1% или лучше, чем на более широких рынках, о которых идет речь. Он также сказал, что MHPS повысила скорость разгона турбины до 50 МВт в минуту.

«MHPS успешно применила паровое охлаждение и снова стала лидером в инновациях, поскольку мы внедрили улучшенное воздушное охлаждение в наши последние разработки», — сказал МакДид.«Это позволяет получить новую высокую температуру на входе в турбину с более низкой температурой сгорания, чем в других традиционных конструкциях воздушного охлаждения. Эта конструкция нацелена на высокую эффективность с низким уровнем выбросов NOx, что было подтверждено в точке Т, и является менее сложной, чем охлаждение паром. Эта система обеспечивает более высокую скорость нарастания и повышенную гибкость ».

Наряду с улучшенным воздушным охлаждением, МакДид сказал, что MHPS изучила и внедрила другие улучшения производительности, направленные на повышение эффективности и надежности.

«Мы всегда ищем способы сделать наши турбины более надежными», — сказал МакДид. «Мы обнаружили, что усовершенствованная система воздушного охлаждения является лучшим переходом на воздушное охлаждение в камере сгорания ГТ [газовой турбины]. Наша серия J имеет надежность 99,5% при использовании этой технологии, которая доказала свою надежность на протяжении десятилетий ».

MHPS в 2015 году выпустила свою газовую турбину серии J с воздушным охлаждением M501JAC (рис. 4). Последняя модель 60 Гц вырабатывает 575 МВт при КПД выше 64% в конфигурации с комбинированным циклом.

4. Еще одна турбина с КПД 64%. Mitsubishi Hitachi Power Systems (MHPS) заявила, что ее газовая турбина M501JAC вырабатывает 575 МВт при КПД более 64% в конфигурации с комбинированным циклом 60 Гц. Компания заявила, что постоянно работает над повышением производительности для повышения эффективности и надежности, а также имеет цифровой набор продуктов, которые позволяют турбинам работать с низкими частичными нагрузками и при этом соответствовать требованиям по выбросам. Предоставлено: MHPS

«Управление плотины Гранд-Ривер (GRDA) установило M501J на своем предприятии в Шуто, штат Оклахома. Первая из многих J-Series, произведенных на заводе MHPS Savannah Machinery Works, достигла первого возгорания с первой попытки, полной скорости без нагрузки позже в тот же день и достигла базовой нагрузки на шесть недель раньше запланированного срока, в частности, достигнув 62% эффективности в комбинированном цикле, что сделало GRDA лучшим вариантом. первая электростанция с комбинированным циклом 60 Гц, подтверждающая это ».

МакДид также отметил, что одно из цифровых решений MHPS-TOMONI TM «включает инструмент для очень низкой нагрузки, который позволяет газовой турбине работать при нагрузке ~ 20% и при этом соответствовать требованиям по выбросам, что позволяет более гибко система.Для нас это было важным усовершенствованием, которое позволило партнерам, занимающимся производством возобновляемых источников энергии, лучше сбалансировать свои системы, сэкономить миллионы на расходах на топливо и снизить выбросы. По мере того как возобновляемые источники энергии продолжают выходить на рынок, для нас важно добиваться успехов в совместной работе с возобновляемыми источниками энергии для удовлетворения потребностей современного оператора энергосистемы ».

Он добавил: «Tomoni — это японское слово, означающее« вместе с ». Оно отражает то внимание, которое MHPS уделяет сотрудничеству с клиентами для решения проблем и использования возможностей.”

Высокая эффективность и эксплуатационная гибкость

В Ансальдо Патрик Мейер, менеджер программы исследований и разработок GT36, сказал, что развертывание новой турбины «было похоже на ожидание рождения ребенка», что привело к тому, что его команда дала турбине имя: Ирен София. Название происходит от детей двух членов команды, но Мейер сказал: «Это также способ установить более тесную связь с нашим проектом и сделать его более живым».

Торстен Остерхаге, менеджер по маркетингу GT36 (рис. 5), сказал: «В будущем электростанции с комбинированным циклом должны будут обеспечивать высокий КПД в сочетании с высокой эксплуатационной гибкостью, поскольку выходная мощность должна соответствовать изменяющимся потребностям сети. для компенсации и поддержки генерации с использованием прерывистых возобновляемых источников.”

5. «Как ждать рождения ребенка». Патрик Мейер, руководитель программы Ansaldo Energia, сказал, что разработка газовой турбины GT36 компании «была похожа на ожидание рождения ребенка». Он сказал, что турбина, которую можно настроить для работы в различных системах, обеспечивает высокую производительность с низким уровнем выбросов во всем диапазоне нагрузок. Его команда в Ansaldo дала турбине имя — Ирен София — как «способ установить более тесную связь с нашим проектом и сделать его более живым».” Предоставлено: Ansaldo Energia

Система сгорания GT36 была впервые испытана в 2013 году как отдельный компонент на испытательном стенде камеры сгорания — в полном размере, при полном массовом расходе — в Немецком аэрокосмическом центре (DLR) в Кельне, Германия. Испытательная установка представляет собой полномасштабную генерирующую станцию ​​простого цикла, и ее можно использовать для работы и проверки двигателя в «реальных» условиях, поскольку энергия от станции отправляется в электрическую сеть Швейцарии. Испытания с использованием механизма проверки с более чем 3000 точек измерения и телеметрической системы, которая передает более 500 измерений с вращающихся частей, подтвердили ожидания Ансальдо в отношении турбины.Он может обеспечить высокую производительность и низкий уровень выбросов во всем диапазоне нагрузок.

Результаты для GT36-S6, версия с частотой 60 Гц, подтвердили выходную мощность более 340 МВт при КПД 41%, что в комбинированном цикле сродни превышению 500 МВт при КПД 61,3% в условиях Международной организации по стандартизации (ISO). . По словам Ансальдо, увеличенная версия турбины GT36-S5 вырабатывает 720 МВт при КПД 61,5%.

Компания Siemens заявила, что газовые турбины становятся важной частью расширяющегося рынка распределенной генерации, и видит в этом возможности.Компания в документе, который она представила на европейской выставке в Кельне прошлым летом, заявила, что продажи газовых турбин мощностью от 3 до 66 МВт, часто используемых для промышленного производства электроэнергии, были непоследовательными из-за нестабильных цен на нефть и других экономических факторов. пики и впадины. Компания заявила, что в 2016 году Япония установила несколько небольших турбин мощностью менее 6 МВт для резервного питания, что помогло Азии занять лидирующие позиции на рынке газовых турбин с распределенной мощностью. Но компания Siemens также заявила, что в 2016 году был «устойчивый рост» для блоков мощностью от 42 до 66 МВт, в первую очередь в Африке, Латинской Америке и Китае.

Турбина HA GE Power экономит топливо

GE представила несколько последних инноваций в своих газовых турбинах, включая систему сжигания DLN-2.6e, в которой используются топливные форсунки и потоки, которые могут влиять на динамическое давление, колебания динамического давления и выбросы. По словам Гая ДеЛеонардо, исполнительного менеджера по продукции газовых турбин GE Gas Power Systems, компания также вводит новшества с достижениями в области охлаждения и уплотнения, улучшенной аэродинамики и использования материалов и покрытий, предназначенных для использования при более высоких температурах, включая композиты из керамических материалов. .ДеЛеонардо сказал POWER , что компания видит больше возможностей для развития, отчасти помогая операторам турбин решать проблемы с перебоями, вызванными увеличением использования энергии ветра и солнца, поскольку они используют турбины способами, которых они не ожидали, когда устанавливали блоки в служба.

Он также сказал, что глобальное расширение проектов по производству сжиженного природного газа (СПГ) дает возможность работать со странами, которые разрабатывают новые газовые электростанции, регионами, которые полагаются на источники топлива с высоким уровнем выбросов, такие как дизельное топливо.

Недавнее заявление компании

GE Power о КПД 64% для своей газовой турбины серии 9HA «было достигнуто во многом благодаря достижениям GE в области аддитивного производства и прорывов в области сжигания за счет постоянных инноваций», — говорится в сообщении компании. Турбины HA с воздушным охлаждением компании являются шагом вперед по сравнению с более ранней турбиной GE с паровым охлаждением класса H, которую критиковали за сложную конструкцию и низкую удобство обслуживания. Новый HA был разработан для простоты и прошел тщательные испытания. Компания потратила более 2 миллиардов долларов на его разработку и запуск, в том числе 200 миллионов долларов на полномасштабный испытательный завод в Гринвилле, Южная Каролина.

«HA — это наша самая передовая технология для газовых турбин, и мы никогда не переставали раздвигать границы того, на что она способна», — сказал Джо Мастранджело, президент и генеральный директор GE Gas Power Systems, в заявлении. Мастранжело назвал линейку турбин HA «самой эффективной газовой технологией, доступной на сегодняшний день в мире».

GE Power оценивает, что дополнительный процентный пункт эффективности газовой турбины равен миллионам долларов экономии топлива для клиентов. Компания в недавнем выпуске новостей сообщила, что ее инженеры разработали компоненты системы сгорания 9HA, произведенные аддитивным способом, используя трехмерную печать на металле, чтобы открыть новые геометрические формы для лучшего предварительного смешивания топлива и воздуха, что привело к повышению эффективности.GE сообщила, что новая система сгорания успешно прошла испытания при полной нагрузке и полной скорости на испытательном стенде в Южной Каролине.

Серия HA включает модели 9HA.01 и 9HA.02. Компания сообщила, что турбина 9HA.02 может иметь «чистый КПД 64,0% в заданных условиях с общей мощностью 826 мегаватт в конфигурации с комбинированным циклом 1 × 1». GE Power также заявила, что планирует достичь эффективности 65% к началу 2020-х годов. Компания отметила, что серия HA «является отличным гибким дополнением к периодически возобновляемым источникам энергии, способным наращивать или уменьшать мощность до 65 МВт / мин, при этом соблюдая требования по выбросам, чтобы помочь сбалансировать нестабильность сети.”■

Даррелл Проктор — младший редактор POWER.

аспектов теплового КПД газовых турбин | Машиностроение

В семействе тепловых двигателей газовая турбина уникальна тем, что используется для выработки двух различных видов полезной энергии.Преобразуя тепло сгоревшего топлива в работу, газотурбинный двигатель может производить внешнюю мощность на валу (например, для приведения в действие подключенного электрического генератора) или реактивную мощность (например, в качестве реактивного двигателя для создания сил тяги для приведения в движение самолета). Это означает, что термодинамические характеристики газовой турбины, тепловой КПД многогранны и требуют тщательного изучения.

Категория мощности на валу здесь охватывает рынок неавиационных газовых турбин.Категория реактивной мощности охватывает рынок авиационных газовых турбин, будь то турбореактивные двигатели или турбовентиляторные двигатели. турбовинтовые и вертолетные двигатели или вспомогательные силовые установки (ВСУ) (все из которых, конечно, имеют внутреннюю мощность на валу).

Тепловой КПД, η , простыми словами определяется как полезной мощности , деленной на затратных затрат. Входными данными является скорость, с которой энергия подается в газотурбинный двигатель, рассчитываемая на основе измеренного расхода топлива и теплотворной способности топлива.Выходная мощность газовой турбины с приводом на валу может быть измерена в ходе испытания [1] с помощью динамометра или даже откалиброванного электрического генератора. Однако мощность реактивного двигателя в полете трудно измерить напрямую. Это повлечет за собой измерение скорости производства кинетической энергии газов, проходящих через двигатель, а также тяги двигателя и скорости полета. Вместо этого производители реактивных двигателей измеряют тягу двигателя непосредственно на статическом испытательном стенде и оценивают эффективность отдельных компонентов (компрессора, турбины и т. Д.).), чтобы сделать вывод о производительности.

Поскольку η является таким важным параметром с точки зрения энергии, давайте посмотрим, как он трактуется с точки зрения мощности на валу и реактивной мощности газовых турбин. Будет предложен идеальный цикл для всех газовых турбин, цикл Брайтона, чтобы помочь с некоторыми объяснениями.

Первая в мире газовая турбина с валовым приводом была построена и испытана швейцарской фирмой Brown Boveri (BB) в 1939 году.Это была машина мощностью 4 МВт, первоначально установленная в городе Невшатель для выработки электроэнергии, а теперь она выставлена ​​в специальном музее в Бирре, Швейцария.

По словам нашего основателя IGTI Р. Тома Сойера, официальные испытания первой в мире действующей газовой турбины начались 7 июля 1939 года. В своем учебнике 1945 года « Современная газовая турбина » [1] Сойер рассмотрел выполненную программу испытаний. на ББ работает в Бадене.Эта самая первая газотурбинная электростанция с валовым приводом имела тепловой КПД 17,38%, исходя из теплотворной способности расхода мазута и теплового эквивалента электрической мощности генератора. Поскольку компонентный КПД электрических генераторов очень высок, обычно указываемый тепловой КПД для этой самой первой газовой турбины с валовой мощностью составляет η = 18%.

С тех пор, за прошедшие 80 лет, инженеры значительно повысили тепловой КПД газовых турбин, достигнув мощности 500 МВт. Gas Turbine World [2] цитирует спецификации газовых турбин простого цикла, производимых двумя десятками OEM-производителей. Самый высокий измеренный тепловой КПД составляет 44,7% для модели LMS100 General Electric, что почти в три раза больше, чем у газовой турбины Невшателя.

Операторы электростанций имеют «перевернутый» или обратный способ представления значений теплового КПД, восходящий к ранним дням использования угля для производства пара (уголь имеет широкий диапазон теплотворной способности).Он называется «тепловой мощностью» (HR) и определяется как количество подаваемого тепла (согласно американскому соглашению в БТЕ) для выработки 1,0 кВтч электроэнергии. Например, η = 44,7%, указанное в последнем абзаце, разделенное на коэффициент преобразования энергии 3412 БТЕ / кВтч, дает HR = 7628 БТЕ / кВтч [2].

К 1990-м годам технологии сжигания газовых турбин и горячих турбин достигли достаточно высоких температур выхлопных газов газовых турбин, работающих на валу, чтобы их можно было использовать для выработки пара для приведения в действие паровых турбин.Получающаяся в результате электростанция с комбинированным циклом (Брайтон и Ренкин, сокращенно CCGT), таким образом, вырабатывает электроэнергию от двух первичных двигателей, используя одну единицу топлива (обычно природный газ).

Из сохранения энергии и определения термодинамического теплового КПД, η , тепловой КПД комбинированного цикла, η CC , может быть получен довольно просто как,

, где η B и η R — термические эффективности циклов Брайтона и Ренкина, соответственно.Tahier η B = 40% (хорошее значение для современных газовых двигателей) и η R = 30% (разумное значение при типичных условиях CCGT), сумма минус произведение в Equ. (1) дает η CC = 58%, значение КПД комбинированного цикла больше, чем любой из индивидуальных КПД.

В настоящее время ПГУ достигают КПД станции до 64% ​​[2] с мощностью в диапазоне 900 МВт.Таким образом, это самые эффективные тепловые двигатели, доведенные до совершенства человечеством.

Использование идеального термодинамического анализа для идеального турбореактивного двигателя в полете может обеспечить простой способ пролить свет на аспекты теплового КПД реактивной мощности, обусловленного числами Маха в полете.

На рисунке 1, взятом из работы Оутса [3], показано упрощенное поперечное сечение идеализированного неподвижного турбореактивного двигателя в приближающемся потоке идеального газа при скорости полета V 0 и числе Маха M 0 .(Нумерация машинных станций соответствует стандартной практике, добавлением массы топлива пренебрегают.)

Рисунок 2 представляет собой график зависимости температуры от энтропии (T-s) цикла Брайтона с маркировкой для идентификации каждой части цикла. В частности, изэнтропическое сжатие состоит из части сжатия поршня 0–2 и части компрессора 2–3. Последнее дает отношение давлений компрессора (общее к общему) PR. Изэнтропическое расширение состоит из потока через турбину, 4–5, с оставшейся частью расширения, 5–9, от выхода турбины до атмосферных условий полета.

Тепловой КПД для идеального цикла, показанный на диаграмме T-s, также является отношением площади, заключенной в цикле, к площади под процессом добавления тепла, 3–4. Таким образом, можно увидеть вклад площади в тепловой КПД условий полета 0–2 и 5–9.

Используя рис. 2 и анализ идеального цикла, можно показать [3], что идеальный тепловой КПД турбореактивного двигателя, η , определяется выражением

η = 1−11 + γ − 1 / 2M02PRγ − 1 / γ

2

, где γ — отношение удельной теплоемкости идеального газа.

Таким образом, из Equ. [2] мы видим, что тепловая эффективность турбореактивного двигателя идеальной мощности увеличивается с увеличением степени сжатия компрессора PR и с увеличением числа Маха полета M 0 (в квадрате).

Если принять PR = 40 (типично для многих двигателей коммерческой авиации) и крейсерское число Маха авиакомпании M 0 = 0.8,

Equ. (2) дает значение γ = 69%. Для случая отсутствия полета M 0 = 0, Equ. (2) дает γ = 65%, что на 6% меньше, чем M 0 = 0,8. Это дает иллюстрацию важного различия, связанного со сжатием плунжера, которое может возникнуть между мощностью на валу и тепловым КПД реактивной мощности.

Рисунок 2.Диаграмма энтропии температуры

Рис. 2. Диаграмма энтропии температуры

Два идеальных значения η , рассчитанные в последнем разделе, 69% и 65%, больше, чем можно было бы ожидать от реального турбореактивного двигателя, поскольку потери компонентов и эффекты реального газа не учитывались. У каждого производителя реактивных двигателей есть свои процедуры учета потерь.

Однако, даже если принять во внимание эти эффекты потерь, значения теплового КПД летного реактивного двигателя все еще могут быть выше, чем у газовых турбин с приводом на валу. Например, Эпштейн и О’Фларити [4] сообщают, что значения теплового КПД полетной реактивной мощности достигают 55% для больших турбовентиляторных двигателей в крейсерских условиях, что значительно превышает текущее измеренное пиковое значение 45% для газовых турбин с валовой мощностью.

Таким образом, идеальный термодинамический анализ в последнем разделе показал, что влияние условий полета увеличивало тепловой КПД идеального турбореактивного двигателя как квадрат числа Маха.

Ярким примером такого усовершенствования полета являются характеристики сверхзвукового разведывательного самолета SR-71 Blackbird, оснащенного двумя турбореактивными / прямоточными двигателями Pratt & Whitney J58 [5].Фактический тепловой КПД двигателя недоступен, но при его проектной крейсерской скорости M 0 = 3,2 и высоте 100000 футов только 18% его тяги было обеспечено его турбореактивными двигателями, в то время как восстановление давления в двигателе на впускные патрубки приходилось 54%, а остальная тяга приходилась на сопла эжектора двигателя. Реальные условия полета действительно влияют на повышение производительности реактивных газовых турбин.

Двигатель внутреннего сгорания

vs.Газовая турбина — эффективность и гибкость при частичной нагрузке

Работа электростанций при частичной нагрузке стала важным операционным фактором для электрических сетей во всем мире, особенно с учетом того, что режимы работы тепловых электростанций меняются с чистой базовой нагрузки на балансировку переменной возобновляемой энергии. Это техническое сравнение исследует диапазон мощности и эффективность при частичной нагрузке двигателей внутреннего сгорания и газовых турбин, а также то, как электростанции Wärtsilä обеспечивают повышенную гибкость.

Практически нулевые переменные эксплуатационные расходы на возобновляемые источники энергии часто приводят к сокращению выработки на ископаемом топливе, чтобы учесть ветровые и солнечные нагрузки. Эта периодическая регулировка производительности называется циклической работой. Например, Wärtsilä Energy Transition Lab , основанная на платформе прозрачности Entso-E, иллюстрирует, как тепловые электростанции в ЕС меняют уровни своей нагрузки в ответ на ценовые сигналы, вызванные большим количеством переменных возобновляемых источников энергии.

Рисунок 1: График распределения показывает цикличность работы угольных и газовых электростанций для адаптации к большим колебаниям нагрузки от ветровых и солнечных источников в Германии в мае 2021 года.Изображение: Wärtsilä Energy Transition Lab

Газовые турбины простого цикла традиционно служили в качестве пикового агрегата, потому что они могут быть запущены в течение нескольких минут и быстро увеличены и уменьшены для удовлетворения пиков спроса или внезапных изменений нагрузки электрической системы. У них также более низкий КПД — обычно менее 40 процентов даже при полной нагрузке — поэтому они работают только тогда, когда спрос на электроэнергию достигает пика, а цена на электроэнергию высока. В связи с растущей потребностью в более гибком энергоснабжении мощность, которая была разработана для непрерывной работы с базовой нагрузкой, часто используется для обеспечения работы с электроэнергией в соответствии с нагрузкой и даже в режиме пиковой нагрузки.Это особенно верно для газовых турбин с комбинированным циклом (ПГУ), которые могут реагировать на изменения нагрузки быстрее, чем обычные паровые электростанции.

Цикличность ПГУ вызывает другие проблемы, в том числе повышенную термическую и механическую нагрузку на компоненты установки и ограничения диапазона нагрузки. Производительность циклических электростанций при частичной нагрузке является важным фактором для минимизации выбросов энергосистемы, поддержания эффективности и максимальной эксплуатационной гибкости.Технические ограничения при частичной нагрузке и эффективность двигателей внутреннего сгорания по сравнению с газовыми турбинами исследуются ниже

.

Минимальная нагрузка окружающей среды

Техническим ограничением для работы газотурбинных электростанций с частичной нагрузкой является минимальная нагрузка на окружающую среду, также называемая минимальной нагрузкой, соответствующей требованиям по выбросам. Это наименьшая мощность, при которой энергоблок может работать и при этом соответствовать экологическим ограничениям по выбросам оксидов азота (NOx) и оксида углерода (CO).Минимальная нагрузка на окружающую среду для большинства газовых турбин составляет около 50 процентов от полной мощности, поскольку работа при более низких нагрузках может привести к снижению температуры сгорания, меньшему преобразованию CO в CO2 и потенциальному превышению разрешенных выбросов. В установках с комбинированным циклом температура на выходе газовой турбины также должна поддерживаться высокой, чтобы производить достаточно пара для питания паровой турбины.

Чтобы обеспечить более широкий диапазон мощности газовых турбин, производители ввели системы управления, разработанные для увеличения диапазона выбросов в соответствии с требованиями к выбросам и минимизации воздействия на эффективность при частичной нагрузке.Хотя точные методы оптимизации диапазона изменения варьируются от производителя к производителю, в системах управления используются регулируемые направляющие лопатки для уменьшения массового расхода компрессора и последовательное включение (повторный нагрев) для получения более высоких температур сгорания при низких нагрузках. Более высокие температуры сгорания не только улучшают преобразование CO в CO2, но также увеличивают выработку пара и, следовательно, выходную мощность паровой турбины, повышая общую эффективность установки с частичной нагрузкой.

В результате некоторые модели газовых турбин могут достигать диапазона выбросов в соответствии с требованиями к выбросам примерно до 40 процентов мощности базовой нагрузки.Конкретные условия объекта, включая требования к экологическим разрешениям, конфигурацию установки и системы контроля выбросов после сжигания, в конечном итоге будут определять точный предел диапазона выбросов в соответствии с требованиями к выбросам.

Для всех практических целей силовые установки с двигателями внутреннего сгорания не имеют ограничений по минимальной нагрузке и могут поддерживать высокий КПД при частичной нагрузке благодаря модульности конструкции — работе подмножества двигателей при полной нагрузке.

КПД при частичной нагрузке

Производители газовых турбин могут похвастаться КПД 55 процентов или выше для электростанций с комбинированным циклом, но это КПД при полной или базовой мощности.В действительности, электростанции ПГУ часто работают в цикле. Эксплуатация при частичной нагрузке и ограничения диапазона регулирования могут ограничивать гибкость ПГУ. Для сравнения производительности ПГУ, газовых турбин простого цикла и двигателей внутреннего сгорания Wärtsilä при различной нагрузке данные об эффективности были получены с использованием GT PRO. Газовые турбины, выбранные для сравнения, были основаны на популярных промышленных моделях с тяжелым каркасом, хорошо подходящих для работы в комбинированном цикле, которые также можно было использовать в режиме простого цикла в качестве пиковых агрегатов.

Сравниваются блоки аналогичного размера с мощностью приблизительно 180 — 275 МВт в простом цикле и 235 — 310 МВт при работе в режиме комбинированного цикла (в зависимости от условий окружающей среды). Это предполагает конфигурацию ПГУ 1×1 (одна газовая турбина и парогенератор-утилизатор, питающий одну паровую турбину), конденсаторы с воздушным охлаждением и байпасную батарею для изоляции парогенерирующей части установки от газовой турбины.

На Рисунке 2 показаны кривые эффективности для установок, работающих при летних условиях окружающей среды 25ºC (77ºF).КПД ПГУ падает ниже 50 процентов в диапазоне от 55 до 65 процентов от полной нагрузки. В режиме простого цикла снижение КПД газовой турбины более выражено, когда КПД газовых турбин падает до менее 30 процентов при половинной нагрузке. Минимальная нагрузка на окружающую среду в размере 50 процентов для типичного диапазона регулирования ГТ и 40 процентов для расширенного диапазона регулирования показана на рисунке 2. Для электростанции с комбинированным циклом мощностью 300 МВт это означает, что минимальная выходная мощность, соответствующая выбросам, составляет от 120 до 150 МВт.

Рисунок 2: КПД двигателей Wärtsilä при частичной нагрузке по сравнению с газовыми турбинами

В отличие от газовых турбин, силовые установки двигателей Wärtsilä обладают почти полным диапазоном регулирования диапазона выбросов в соответствии с требованиями к выбросам.Минимальная нагрузка на двигатель может составлять всего 10%, что позволяет работать на быстрорастущих рынках резерва. Когда эффективность установки должна быть оптимизирована при снижении нагрузки, отдельные двигатели в генераторной установке выключаются, чтобы снизить мощность. Двигатели, которые продолжают работать, могут работать при полной нагрузке, сохраняя высокий КПД генераторной установки. В результате двигательные силовые установки обеспечивают гораздо более широкий диапазон выходной гибкости, чем газовые турбины, без ограничений, связанных с диапазоном изменения или снижения эффективности.

Turbine Efficiency — обзор

1.2 Обзор систем материалов и их роли в газовых турбинах

Материалы и системы материалов играют центральную роль в работе газовой турбины, и правильный выбор материалов имеет важное значение для максимального повышения эффективности газовой турбины и ее эксплуатации долголетие. Компрессорная часть газовой турбины изготавливается преимущественно из черных сплавов, а именно из сталей и чугуна с шаровидным графитом. Температура внутри компрессора увеличивается от комнатной на входе до почти 600 ° C на последних ступенях по направлению к выходу из компрессора.Материалы, используемые для лопаток и лопаток на задних ступенях компрессора, должны обладать достаточной жаропрочностью и стойкостью к окислению, чтобы выдерживать эти условия. Другие важные требования к свойствам материала включают хорошую коррозионную стойкость и многоцикловую усталостную прочность. Нержавеющая сталь является предпочтительным материалом для изготовления лопаток и лопаток компрессора. Примеры широко используемых марок включают 17-4 PH (дисперсионно-твердеющий сорт) и мартенситные нержавеющие стали серии 400. Если требуется дополнительная защита от коррозии, могут применяться покрытия (например, оксид алюминия).

Внешний путь потока компрессора определяется кожухом. В то время как корпус для впускной части компрессора обычно изготавливается из углеродистой стали или чугуна с шаровидным графитом, остальная часть корпуса компрессора обычно изготавливается из низколегированной стали. Нержавеющая сталь может использоваться в задней части компрессора, где температура слишком высока для низколегированной стали. Кожухи сгорания и турбины работают при более высоких температурах, чем компрессор. Материалы кожухов для турбины и камеры сгорания часто изготавливаются из жаропрочных сталей: легированных сталей, таких как 2.Сталь с 25% Cr или нержавеющая сталь, например мартенситная нержавеющая сталь серии 400.

Ротор является важным компонентом, простирающимся от передней части компрессора до задней части секции турбины, несущей как компрессор, так и лопатки турбины. Ротор состоит из серии дисков, которые либо скреплены болтами, либо сварены вместе, образуя ротор, или прикреплены к центральному валу. Диски ротора испытывают значительные центробежные нагрузки из-за прикрепления лопастей к внешнему диаметру.Материалы дисков должны обладать относительно высокой прочностью на разрыв, а также очень хорошими характеристиками усталости и разрушения. Диски на передних ступенях компрессора могут подвергаться воздействию низких температур окружающей среды, и для этих ступеней важна потребность в хорошей вязкости разрушения при минусовых температурах. Напротив, диски в задней части компрессора подвергаются относительно высоким температурам и, следовательно, должны обладать хорошими характеристиками ползучести. Высокопрочные низколегированные стали (HSLA), например Сталь 3.5NiCrMoV соответствует требованиям к механическим свойствам дисков переднего конца компрессора, а также имеет относительно низкую стоимость.Когда температура начинает превышать 300–350 ° C, возникает необходимость перехода от низколегированных сталей к сталям, устойчивым к ползучести. Двенадцатипроцентная хромистая сталь или мартенситная нержавеющая сталь часто предпочтительнее для последних ступеней компрессора, где температура превышает 400 ° C, из-за их хорошей прочности при повышенных температурах и свойств ползучести. При температурах выше 550 ° C стали не обладают достаточным сопротивлением ползучести для дисковых применений, и при этих более высоких температурах необходимо использовать сплавы на основе никеля, упрочненные твердым раствором или гамма-упрочнением ( γ ′).Обладая подходящим составом и микроструктурой, суперсплавы на основе никеля могут использоваться для дисков при температурах примерно до 700 ° C (Reed, 2008).

С точки зрения материалов и конструкции турбинная секция, вероятно, представляет собой наиболее сложную среду в газовой турбине. Температура рабочего тела, поступающего в секцию турбины, часто превышает допустимый предел рабочей температуры суперсплавов на основе никеля, а в самых передовых промышленных газовых турбинах температуры газового тракта могут легко превышать температуру плавления лопаток и лопастных сплавов на несколько сотен. градусов Цельсия.Это требует использования эффективных схем охлаждения и защитных термоизоляционных покрытий.

Суперсплавы обычно являются предпочтительным материалом для компонентов тракта горячего газа турбин (лопаток, лопаток и сегментов колец). Упрочненные суперсплавы γ ′ демонстрируют уникальное поведение, сохраняя свои характеристики прочности и ползучести примерно до 0,7 раз от их температуры плавления. Суперсплавы были предметом обширных усилий по разработке, в первую очередь в авиадвигательной промышленности.Разработка была направлена ​​как на композиционные изменения, так и на обработку. Сплавы на основе никеля прошли через ряд «поколений», характеризующихся увеличением количества рения (Re) и рутения (Ru). Однако, несмотря на то, что сопротивление ползучести сплавов значительно увеличилось, увеличилась и стоимость. Хотя суперсплавы с 6% Re и 6% Ru разработаны специально для применения в авиационных двигателях, они не подходят для использования в больших промышленных газовых турбинах. Отливка крупных монолитных монокристаллических компонентов промышленных газовых турбин может быть очень сложной задачей, а высокий процент брака в сочетании с очень высокой стоимостью сплава делает использование этих сплавов непомерно дорогим для применения в промышленных газовых турбинах (IGT).

Покрытия являются неотъемлемой частью многих систем материалов IGT, выполняя несколько ключевых функций, включая термическую защиту и защиту от окисления, контроль зазора и износостойкость (Clarke and Phillpot, 2005; Padture et al. , 2002). В связи со стремлением к повышению эффективности сокращение количества охлаждающего воздуха для лопаток и лопаток является важным конструктивным требованием, вызывающим потребность в повышенной тепловой защите со стороны системы покрытия. Пористые истираемые покрытия, нанесенные на сегменты кольца, позволяют уменьшить зазоры между вершинами лопаток и сегментами кольца, возникающие из-за допусков конструкции двигателя.Уменьшение утечки через концы лопастей приводит к дальнейшему повышению эффективности и мощности. Интерфейсы сопряжения компонентов, такие как пружинные зажимы камеры сгорания, испытывают значительное скользящее движение, приводящее к локальному износу компонентов, а износостойкие покрытия помогают уменьшить это повреждение.

Системы термобарьерного покрытия (TBC) состоят из стойкого к окислению металлического покрытия, нанесенного поверх подложки из жаропрочного сплава, с пористым керамическим покрытием сверху. Керамическое покрытие обеспечивает теплоизоляцию нижележащего суперсплава и связующего слоя.Металлическое покрытие выполняет двойную функцию, обеспечивая прилегание керамического покрытия и стойкость к окислению суперсплава. Такая защита от окисления особенно важна после раскола ТВС. Металлическое связующее покрытие обычно наносится на компонент с использованием процесса термического напыления, такого как плазменное напыление низкого давления (LPPS) или высокоскоростное кислородное топливо (HVOF). На рисунке 1.3 схематично показано сечение такой многоуровневой системы защиты. Толщина покрытий обычно составляет от одной десятой до одной пятой толщины подложки из суперсплава, в зависимости от компонента.Обычно покрытия на лопатках и лопатках тоньше (300–500 мкм), чем покрытия, используемые в камерах сгорания (около 1 мм или больше). ТБП на основе диоксида циркония широко используются в качестве керамического покрытия на поверхностях высокотемпературных компонентов двигателя. Микроструктура и свойства ТВП во многом определяются параметрами обработки. Например, плазменное напыление (PS) и электронно-лучевое осаждение из паровой фазы (EB-PVD) создают совершенно разные микроструктуры и термомеханические характеристики. Каждый из этих методов обработки имеет свои преимущества и недостатки.Размер базового компонента, требования к производительности и стоимость являются ключевыми факторами при выборе системы TBC.

1.3. Схематическое изображение сечения многослойной системы термической защиты и защиты от окисления.

Используется с разрешения Siemens Energy, Inc.

Керамические истираемые материалы используются в турбинной части как авиационных, так и промышленных газовых турбин для уменьшения зазоров при горячем ходе между вращающимися лопастями и неподвижными кожухами или сегментами кольца.Преимущества более узких зазоров включают повышенную мощность, эффективность и снижение выбросов. Для современной промышленной газовой турбины уменьшение на 1 мм зазора между вершинами лопаток 1 и 2 ряда стоит более 1 миллиона долларов США. Однако это преимущество сопряжено с определенным риском. Если истираемая система выбрана неправильно для указанного применения, кончики лезвий могут быть повреждены, что приведет к удалению материала с них и увеличению утечки газа для этого ряда лезвий.Критерии выбора истираемых материалов включают рабочую температуру, скорость проникновения (скорость, с которой изменяется радиальный зазор во время трения лезвия) и время до начала резки (в идеале лезвия должны начать врезаться в истираемое покрытие во время первого вращения при запуске двигателя). Сами концы лезвий можно оставить без покрытия или покрыть абразивом для лучшего отрезания истираемого покрытия.

Износостойкие покрытия имеют решающее значение для работы газовых турбин в самолетах и ​​на суше.Компоненты газовой турбины подвергаются суровым условиям окружающей среды, включая жесткие условия механической нагрузки. Многие компоненты компрессора, камеры сгорания и турбины испытывают вибрации и динамические силы, вызывающие износ. Эти компоненты могут быть покрыты износостойкими покрытиями для увеличения интервалов технического обслуживания и обеспечения того, чтобы компоненты соответствовали предполагаемому расчетному сроку службы.

Покрытия являются важным компонентом «системы материалов» для компонентов турбин с горячей секцией. Первые два ряда турбинных лопаток, лопаток и сегментов кольца обычно защищены двумя отдельными покрытиями, металлическим связующим покрытием и керамическим термобарьерным покрытием.Связующее покрытие обычно имеет форму MCrAlY (где M представляет собой Co или Ni). Как следует из названия, связующее покрытие представляет собой промежуточный слой между сплавом подложки и ТБП, который помогает «связать» ТБП с нижележащим сплавом.

По направлению к задней части турбинной секции, где температура ниже, TBC не требуется. Однако металлические покрытия очень часто применяются для обеспечения защиты от окисления и коррозии нижележащего суперсплава. В некоторых охлаждаемых компонентах используются внутренние покрытия для защиты от окисления или коррозии.Внутренние покрытия часто наносят методом химического осаждения из паровой фазы (CVD). Сводка типичных диапазонов температур и материалов в различных местах промышленной газовой турбины приведена в таблице 1.1.

Таблица 1.1. Типичные диапазоны рабочих температур и материалы для компонентов газовой турбины

Местоположение Компонент Типичный диапазон температур (° C) Типичный класс материалов
Вход компрессора Лопатки компрессора Окружающая среда ( От — 30 до + 45) Стали с дисперсионным упрочнением
Лопатки компрессора Окружающая среда (от — 30 до +45) Мартенситная нержавеющая сталь
Диски компрессора Окружающая среда (от — 30 до + 45) Высокопрочные низколегированные стали
Выход компрессора Лопатки компрессора До 450
До 600
Мартенситные нержавеющие стали γ ′ упрочненные суперсплавы на никелевой основе (литые или деформированные: равноосные)
Лопатки компрессора До 450
До 600
Мартенситные нержавеющие стали γ ′ упрочненные суперсплавы на никелевой основе (литые или деформируемые: равноосные)
Диски компрессора До 550 Высокопрочные низколегированные стали; Сталь, стойкая к ползучести с 12% Cr
Камера сгорания Камера сгорания До 800 Упрочненные твердым раствором суперсплавы на основе никеля Нержавеющие стали
Камера сгорания к турбине Переходной канал До 800 Сплошное Суперсплавы на никелевой основе, упрочненные на твердый раствор
Вход турбины Лопатки турбины 1200–1600 γ ′ Суперсплавы на никелевой основе упрочненные (литые: монокристаллические, твердосплавные или равноосные)
Лопатки турбины 1200–1600 γ ′ упрочненные суперсплавы на основе никеля (литые: монокристаллические или равноосные) Суперсплавы на основе кобальта
Диски турбины 450–550
500–650
Высокопрочные низколегированные стали; 12% Cr стали
γ ′ усиленные суперсплавы на никелевой основе (деформируемые: равноосные)
Выход турбины Лопатки турбины 500–600 γ ′ усиленные суперсплавы на никелевой основе (литье: равноосные)
Лопатки турбины 500–600 γ ′ усиленные суперсплавы на никелевой основе (литые: равноосные) Суперсплавы на основе кобальта
Диски турбины 450–550 Сталь
Внешний кожух Внешний кожух До 600 Чугун

Газотурбинные двигатели — обзор

VI Турбовинтовые и турбовентиляторные самолеты

Турбовинтовые и турбовентиляторные двигатели являются газотурбинными двигателями, как и турбореактивных и разработаны для сведения к минимуму недостатков и использования преимуществ, присущих поршневым и турбореактивным двигателям.Принципиальное различие между этими тремя двигателями заключается в том, как они создают тягу. Турбореактивный двигатель делает это за счет расширения горячих газов через сопло, в турбовинтовом двигателе используется пропеллер, а в турбореактивном двигателе используется многолопастной вентилятор, который во многом связан с пропеллером. Основным элементом газотурбинного двигателя является газогенератор, состоящий из компрессора (ов), горелок и турбин, приводящих в действие компрессор. Смесь воздуха и топлива, которая проходит через газогенератор, является основным потоком.Газогенератор и первичный поток являются общими для всех трех двигателей и служат базой для сравнительной оценки.

В турбореактивном двигателе выхлопные газы из газогенератора расширяются через сопло, и единственным выходом является тяга. Это однопоточный двигатель, отличительными характеристиками которого являются легкий вес, небольшая площадь лобовой части, тяговая эффективность, увеличивающаяся с увеличением воздушной скорости, высокий удельный расход топлива (самый высокий из трех) и малая тяга на низких скоростях.

В турбовинтовом двигателе есть два потока: первичный поток, развивающий реактивную тягу, и вторичный (гораздо больший) поток через винт, который создает тяговое усилие.Турбовинтовой двигатель является в первую очередь производителем энергии и описывается так же, как и поршневой винт. Турбовинтовой двигатель является в первую очередь заменой поршневого винта, поскольку он способен развивать более высокие воздушные скорости и больший диапазон для данного веса самолета из-за гораздо меньшего веса двигателя и меньшего веса C D0 . Хотя он тяжелее ТРД или ТРДД из-за пропеллера и коробки передач, он примерно в четыре раза легче поршневого двигателя той же мощности. Кроме того, хотя лобовая часть несколько больше, чем у турбореактивного двигателя, она меньше, чем у поршневого винта, и когда двигатель работает, C D0 имеет порядок площади турбореактивного двигателя, что означает более высокую E м , чем поршневой винт.Наличие реактивной тяги, которая хотя и относительно мала, но по существу постоянна, имеет тенденцию сглаживать кривые тяги на более высоких скоростях и снижать скорость снижения эффективности движителя. Турбовинтовой двигатель имеет низкий удельный расход топлива, порядка, но несколько выше, чем у поршневого винта. Еще одно важное преимущество перед поршневой опорой — это гораздо более низкие затраты на техническое обслуживание. Хотя его первоначальная стоимость выше, это более простой двигатель с большей надежностью, особенно с учетом недавних улучшений в коробке передач.

Турбореактивный двухконтурный двигатель — это многопоточный двигатель, во многих отношениях похожий на турбовинтовой, за исключением того, что дополнительные турбины напрямую приводят в действие вентилятор, который напоминает компрессор с осевым потоком. Несмотря на то, что при очень высоких коэффициентах двухконтурности турбовентиляторный двигатель может производить больше мощности, чем тягу, и работать больше как турбовинтовой, чем трубореактивный, его принято описывать как турбореактивный двигатель.

Турбореактивный двухконтурный двигатель сочетает в себе хорошую тяговую эффективность и высокую тягу на более низких скоростях движения поршень-винт с постоянной тягой и повышением тягового качества на более высоких скоростях движения турбореактивного двигателя.Поскольку сложность и вес редуктора и системы регулятора воздушного винта турбовинтового двигателя устранены, турбовентилятор стал еще проще и легче. Кроме того, воздушный поток, проходящий через канальный вентилятор, не сильно зависит от воздушной скорости, так что снижение пропульсивной эффективности при высоких скоростях полета не столь существенно, как снижение, связанное с эффективностью воздушного винта турбовинтового двигателя. Следовательно, ТРДД может использоваться на воздушных скоростях до низких сверхзвуковых скоростей включительно.Хотя лобовая часть больше, чем у турбореактивного двигателя, ТРДД значительно короче, и общее сопротивление не обязательно больше. Удельный расход топлива намного меньше, чем у турбореактивного двигателя, и, хотя он больше, чем у турбовинтового, он приближается к сопоставимым значениям. Турбореактивный двигатель также тише, чем турбореактивный, и намного тише, чем турбовинтовой, что является преимуществом в наши дни, когда все больше внимания уделяется шумовому загрязнению.

Поскольку и турбовинтовой, и двухконтурный двухконтурные двигатели являются многопоточными двигателями, эквивалентный удельный расход топлива представляет собой комбинацию значений hpsfc и tsfc и, таким образом, будет варьироваться в зависимости от скорости полета.Любое значение, указанное в литературе, относится к конкретной воздушной скорости, которая не всегда указывается. Разница в удельном расходе топлива в зависимости от скорости полета у турбовентиляторного двигателя больше, чем у турбовинтового.

Поскольку турбовинтовые и турбовентиляторные двигатели представляют собой разные комбинации поршневой винт и турбореактивный двигатель, их характеристики должны находиться где-то между характеристиками поршневого винта и чисто турбореактивного двигателя. Сравнивая турбовинтовые, двухконтурные и турбореактивные двигатели сопоставимой мощности (сопоставимые газогенераторы), можно сделать вывод, что турбовинтовой двигатель обеспечивает наибольшую тягу на более низких скоростях полета, включая самолет, стоящий неподвижно в начале разбега.Однако тяга будет уменьшаться с самой высокой скоростью из трех по мере увеличения воздушной скорости и при взлете, вероятно, будет меньше, чем у двух других. Турбореактивный двухконтурный двигатель будет производить меньшую тягу, чем турбовинтовой, на более низких скоростях, но больше, чем турбореактивный двигатель, что не только улучшает взлетные характеристики и характеристики на ранних этапах набора высоты, но также обеспечивает более высокий общий вес для взлета, чем турбореактивный двигатель. Тяга уменьшается с увеличением воздушной скорости, но медленнее, чем у турбовинтового двигателя, из-за различий между вентилятором и гребным винтом и из-за большей составляющей реактивной тяги.По мере увеличения степени двухконтурности характеристики турбовинтового двигателя приближаются к характеристикам турбовинтового двигателя на более низких скоростях, но сохраняются некоторые характеристики турбореактивного двигателя на более высоких скоростях. Турбореактивный двигатель имеет самую низкую начальную тягу из трех, но тяга по существу остается постоянной в зависимости от скорости полета.

Что касается других характеристик характеристик, турбовинтовой двигатель в достаточной степени похож на поршневой винт, что является разумным приближением, просто используя уравнения поршень-винт без изменений.Однако турбовентилятор не обязательно так прост или прямолинеен. Если коэффициент двухконтурности низкий, уравнения турбореактивного двигателя можно использовать без изменений. По мере увеличения степени двухконтурности и соотношения мощности к тяге турбовентиляторный двигатель приобретает все больше характеристик турбовинтового и поршневого двигателя, особенно на более низких скоростях полета. По-прежнему можно использовать уравнения турбореактивного двигателя с осознанием того, что фактические значения для низких скоростей могут несколько отличаться. На более высоких скоростях турбовентилятор будет работать больше как турбореактивный, но с меньшим удельным расходом топлива.

Из-за своей превосходной топливной экономичности турбовентиляторный двигатель быстро заменил турбореактивный двигатель для дозвуковых самолетов, а турбовинтовой двигатель заменил поршневой двигатель во многих приложениях (например, в пригородных самолетах) из-за его меньшего веса и более высокой скорости полета.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *