Научно-технический прогресс газотурбинных установок магистральных газопроводов (стр. 7 из 10)
- ТРДД - ТРДД-50 (проект).
ОАО "НПО "Сатурн''" (г. Рыбинск).
ОАО "Научно-производственное объединение "Сатурн"" в последние годы разрабатывает и производит военные ТРДДФ в классе тяги 122... 175 кН, ТВД, вертолетные ГТД мощностью 1000... 1100 кВт, а также конвертированные наземные ГТД мощностью от 4 до 20 МВт. Совместно с НПО "Машпроект" (Украина) участвует в программе энергетического одновального ГТД мощностью 110 МВт. Совместно с компанией Snecma разрабатывает ТРДД для региональных самолетов в классе тяги 50...70 кН. Серийное производство военных ТРДДФ осуществляется на серийных заводах - в уфимском ОАО "УМПО" и московском ФНПЦ "Салют".
Наиболее массовые серийные авиационные двигатели и перспективные проекты:
- ТРД (Ф) - АЛ-7Ф, AЛ-21Ф, ВД-7, РД-36-41, РД-36-51;
- ТРДДФ - AЛ-31Ф, АЛ-41Ф (опытный двигатель 5-го поколения);
- ТРДД - SM146 (совместный проект с компанией Snecma);
- ТВД и вертолетные ГТД - РД-600, ТВД-1500.
Наземные ГТД - АЛ-31СТ, АЛ-31СТЭ, ГТД-4, ГТД-6, ГТД-8, ГТД-6,3 (проект), ГТД-10 (проект), ГТД-110 (совместно с НПО "Машпроект").
ОАО "СНТК им. Н.Д. Кузнецова".
ОАО "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова" разрабатывает и выпускает авиационные ГТД (ТВД, ТРДД, ТРДДФ) и наземные ГТД, конвертированные из авиадвигателей. Предприятие имеет самый большой опыт среди российских предприятий в разработке наземных ГТД для газовой промышленности. Продукция этого предприятия серийно эксплуатируется с 1974 г. В последние годы ведется доводка ТВВД НК-93 с двухрядным закапотированным ВВ, а также разработка новых моделей наземных ГТД.
Основные авиационные ГТД, разработанные ОАО "СНТК им. Н.Д. Кузнецова":
- ТВД - НК-12MB, НК-4;
- ТРДД - НК-8-4, НК-8-2/2У, НК-86, НК-88 (на криогенном топливе);
- ТРДДФ - НК-22, НК-25, НК-144, НК-32;
- ТВВД - НК-93 (опытные двигатели). Наземные ГТД - НК-12СТ, НК-16СТ, НК-3 6СТ,
НК-38СТ, НК-14СТ (Э).
АМНТК "Союз" (г. Москва). ОАО "Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз"" разрабатывает и изготавливает авиационные ГТД - ТРД, ТРДФ, подъемно-маршевые ТРДДФ.
Основные авиационные ГТД:
- ТРД - АМ-3 (РД-3), АМ-5;
- ТРДФ - РД-9, Р11-300, Р15-300, Р27-300;
- ТРДДФ - Р79 (подъемно-маршевый двигатель для СВВП Як-141).
Тушинское МКБ "Союз" (г. Москва).
Государственное предприятие "Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз"" занимается доводкой и модернизацией военных ТРДФ - Р27-300, Р35-300, Р29-300. В 1992 г. на базе Р29-300 разработана ГТУ 55СТ-20 мощностью 20 МВт для привода электрогенераторов.
5. Основы рабочего процесса ГТД
Эффективность ГТД наземного и морского применения, предназначенных для производства мощности на выходном валу, может оцениваться только как эффективность тепловой машины.
При рассмотрении ГТД как тепловой машины можно отвлечься от конкретного типа и назначения двигателя, так как в большинстве рассмотренных выше схем ГТД реализуется одинаковый термодинамический цикл, обычно называемый простым газотурбинным циклом или циклом Брайтона.
Реальный простой газотурбинный цикл показан на рис. 20 в T-S диаграмме. В диаграмме наглядно отображаются работа цикла, подведенное и отведенное тепло и внутрицикловые потери (в процессах сжатия, расширения и течения рабочего тела по тракту ГТД).
Простой цикл состоит из следующих термодинамических процессов (см. рис. 20):
- адиабатическое сжатие рабочего тела (воздуха) в воздухозаборнике (отрезок Н-В на диаграмме) и в компрессоре (отрезок В-К) от атмосферного давления Рн до давления Р*к. В авиационных ГТД при скорости полета равной нулю (V= 0) и в наземных ГТД динамическое сжатие в воздухозаборнике отсутствует и весь процесс сжатия осуществляется в компрессоре;
- подвод тепла при постоянном давлении к потоку рабочего тела в камере сгорания
Рис. 20. Простой газотурбинный цикл в T-S диаграмме:
площадь 2КГ32 — тепло, подведенное топливом (Q1);
площадь 1НС41 - тепло, отведенное в атмосферу (Q2);
площадь 1НК21 — потери работы в процессе сжатия;
площадь ЗГС42 - потери работы в процессе расширения.
Работа цикла = Q1 – Q2 = площадь НКГСН – площадь 1НК21 – площадь ЗГС43
Примечание: при Vn = 0 точки В и Н совпадают.
(КС) за счет сгорания топлива (отрезок К-Г). Фактически давление в КС несколько снижается от Р*к до Р*г из-за гидравлических и тепловых потерь;
- адиабатическое расширение продуктов сгорания в турбине (отрезок Г-Т) и сопле (Т-С) от давления Р* до атмосферного Рн. Для вертолетных и наземных ГТД точки Т и С практически совпадают, так как расширение газа в турбине происходит до атмосферного давления;
- отвод тепла к внешнему источнику (в атмосферу) при постоянном давлении Рн (отрезок С-Н).
Реальный газотурбинный цикл является разомкнутым циклом — в дальнейшем выхлопные газы не участвуют в периодически совершаемой работе и не попадают на вход в двигатель. Цикл осуществляется рабочим телом с переменной теплоемкостью и химическим составом. Является переменными расход рабочего тела из-за добавки массы топлива в камере сгорания во время цикла. Влияние на объем рабочего тела также оказывает система вторичных потоков внутри ГТД. Основными показателями цикла являются удельная работа Lуд (работа, отнесённая к 1 кг рабочего тела) и эффективный КПД ηе, равный отношению работы цикла Lц к количеству теплоты Q1, подведённому с топливом в камере сгорания: ηе = Lц/ Q1. Параметрами реального цикла, определяющими уровень его показателей (Lуд и ηе), являются температура газа перед турбиной (как правило, используется температура перед первым рабочим колесом – Т*СА), суммарная степень сжатия π*Σ, уровень аэродинамического совершенства лопаточных машин и гидравлических потерь по тракту, а также расход циклового воздуха на охлаждение турбины. Важнейшим параметром, определяющим совершенство цикла и ГТД в целом как теплового двигателя, является температура газа перед турбиной. С увеличением температуры пропорционально увеличивается удельная работа цикла, а также повышается эффективный КПД. Зависимость показателей цикла от степени сжатия более сложная: с увеличением π*Σ удельная работа и эффективный КПД цикла сначала увеличиваются, а затем, достигнув максимума при π*Σ = π*Σopt, снижаются. Оптимальная степень сжатия по КПД значительно выше оптимальной степени сжатия по удельной работе: π*Σoptη > π*ΣoptL(рис. 21).
Рис. 21. Зависимость КПД простого цикла и удельной работы цикла от суммарной степени сжатия, температуры газа перед турбиной и КПД узлов
Перечисленные выше особенности газотурбинного цикла определяют пути его совершенствования, постоянно реализуемые на практике. Для повышения удельной работы и эффективного КПД в любом случае целесообразно иметь максимально возможную температуру перед турбиной. Более высокая Т*СА помимо непосредственного повышения Lуд и ηе позволяет применить более высокую степень сжатия, повышающую экономичность цикла.
Для любого типа ГТД повышение температуры перед турбиной означает улучшение удельных параметров двигателя:
- повышение удельной тяги ТРД и ТРДД;
- повышение удельной мощности и экономичности ТВД, вертолетных ГТД, наземных и морских ГТД;
- снижение удельной массы всех типов ГТД;
- повышение лобовой тяги ТРД и ТРДД.
Максимально достижимая температура (стехиометрическая) определяется из условия полного использования в процессе горения кислорода воздуха (коэффициент избытка воздуха в камере сгорания αкс =1). Для углеводородного топлива эта температура зависит от температуры в конце сжатия и составляет Т*САmax = 2200…2800 K.
Фактическая величина применяемых Т*СА в современных ГТД ограничивается, в основном, технологическим возможностями. Это - свойства турбинных материалов, эффективность систем охлаждения, а также экономические и экологические ограничения. Развитие авиационных и наземных ГТД в части повышения Т*СА по годам показано на рис. 22. Наибольшие температуры Т*СА =1850... 1870 К достигнуты на новейших военных ТРДДФ и гражданских ТРДД сверхвысокой тяги (> 40 тс), а также мощных энергетических ГТД (> 150 МВт), в основном применяемых в ПГУ. У ТРДД меньшей размерности для региональных и ближнемагистральных самолетов параметры цикла (Т*СА и π*к) относительно более низкие - для снижения покупной цены двигателя и затрат на техническое обслуживание.
В реализуемых в настоящее время в США и Европе перспективных программах развития авиационных ГТД (IHPTET, UEET, АМЕТ) разрабатываются технологии и испытываются опытные двигатели, обеспечивающие работу с максимальной температурой газа перед турбиной Т*САmax = 2000... 2200 К.
Рис. 22. Эволюция температуры газа перед турбиной.
Активное использование новейших авиационных технологий в проектировании и производстве наземных ГТД, а также реализация сложных систем охлаждения турбины с использованием теплообменников и водяного пара в качестве охладителя позволило наземным ГТД постепенно преодолеть технологическое отставание от авиадвигателей. Новейшие модели мощных энергетических ГТД достигли рабочей температуры газа перед турбиной Т*САmax =1700... 1800 К. При этом ресурс наиболее нагруженных деталей турбины составляет не менее 25000 часов.
Как указывалось, повышение Т*СА позволяет применять более высокие степени сжатия, оптимальные значения которых увеличиваются с ростом Т*СА. В связи с этим, одновременное повышение температуры перед турбиной и степени сжатия является наиболее эффективным способом повышения КПД и удельной работы цикла. Необходимо иметь в виду, что обычно ГТД с более высокими π*Σ имеют и более высокие Т*СА. Степень сжатия компрессора в современных наземных ГТД простого цикла π*к = 30... 35. В авиационных же двигателях π*к = 40...45 и имеет тенденцию к дальнейшему повышению.