Sw-motors.ru

Автомобильный журнал
1 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Газотурбинные установки на базе конвертированных авиационных двигателей

Газотурбинные установки на базе конвертированных авиационных двигателей

К.т.н. А.В. Овсянник, зав. кафедрой «Промышленная теплоэнергетика и экология»;
к.т.н. А.В. Шаповалов, доцент;
В.В. Болотин, инженер;
«Гомельский государственный технический университет имени П.О. Сухого», Республика Беларусь

В статье приводится обоснование возможности создания ТЭЦ на базе конвертированного АГТД в составе газотурбинной установки (ГТУ), оценка экономического эффекта от внедрения АГТД в энергетику в составе крупных и средних ТЭЦ для погашения пиковых электрических нагрузок.

Обзор авиационных газотурбинных установок

Одним из удачных примеров применения АГТД в энергетике является теплофикационная ГТУ 25/39, установленная и находящаяся в промышленной эксплуатации на Безымянской ТЭЦ, расположенной в Самарской области в России, описание которой приведено ниже. Газотурбинная установка предназначена для выработки электрической и тепловой энергии для нужд промышленных предприятий и бытовых потребителей. Электрическая мощность установки — 25 МВт, тепловая — 39 МВт. Суммарная мощность установки — 64 МВт. Годовая производительность электроэнергии — 161,574 ГВт.ч/год, тепловой энергии — 244120 Гкал/год [3].

Установка отличается применением уникального авиационного двигателя НК-37, обеспечивающего КПД в 36,4%. Такой КПД обеспечивает высокую эффективность установки, недостижимую на обычных тепловых электростанциях, а также ряд других преимуществ. Установка работает на природном газе с давлением 4,6 МПа и расходом 1,45 кг/с. Кроме электроэнергии установка производит 40 т/ч пара давлением 14 кгс/см 2 и нагревает 100 т сетевой воды от 70 до 120 О С, что позволяет обеспечить светом и теплом небольшой город [3].

При размещении установки на территории тепловых станций не требуется дополнительных специальных блоков химводоочистки, сброса воды и т.д.

Подобные газотурбинные энергетические установки незаменимы для применения в тех случаях, когда:

■ необходимо комплексное решение проблемы обеспечения электрической и тепловой энергией небольшого города, промышленного или жилого района — модульность установок позволяет легко скомпоновать любой вариант в зависимости от нужд потребителя;

■ осуществляется индустриальное освоение новых районов жизни людей, в том числе с условиями жизни, когда особо важна компактность и технологичность установки. Нормальная работоспособность установки обеспечивается в диапазоне температур окружающей среды от -50 до +45 О С при действии всех других неблагоприятных факторов: влажности до 100 %, осадках в виде дождя, снега и т.д.;

■ важна экономичность установки: высокий КПД обеспечивает возможность производства более дешевой электрической и тепловой энергии и короткий срок окупаемости (около 3,5 лет) при капиталовложениях в строительство установки 10 млн 650 тыс. дол. США (по данным производителя).

Кроме того, установка отличается экологической чистотой, наличием многоступенчатого шумоподавления, полной автоматизацией процессов управления.

ГТУ 25/39 представляет собой стационарную установку блочно-контейнерного типа размером 21 м на 27 м. Для ее функционирования в варианте автономном от существующих станций в комплекте с установкой должны находиться устройства химводоподготовки, открытое распределительное устройство для понижения выходного напряжения до 220 или 380 В, градирня для охлаждения воды и отдельно стоящий дожимной газовый компрессор. При отсутствии необходимости в воде и паре конструкция установки сильно упрощается и удешевляется.

Сама установка включает в себя авиационный двигатель НК-37, котел-утилизатор типа ТКУ-6 и турбогенератор.

Полное время монтажа установки — 14 месяцев.

В России выпускается большое количество установок на базе конвертированных АГТД мощностью от 1000 кВт до нескольких десятков МВт, они пользуются спросом. Это подтверждает экономическую эффективность их использования и необходимость дальнейших разработок в этой области промышленности.

Установки, выпускаемые на заводах СНГ отличаются:

■ низкими удельными капиталовложениями;

■ сокращенным сроком монтажа;

■ малым сроком окупаемости;

■ возможностью полной автоматизации и др. [3].

Характеристика ГТУ на базе конвертированного двигателя АИ-20

Весьма популярной и наиболее часто применяемой является ГТУ на базе двигателя АИ-20. Рассмотрим газотурбинную ТЭЦ (ГТТЭЦ), относительно которой были проведены исследования и выполнены расчеты основных показателей.

Газотурбинная теплоэлектроцентраль ГТТЭЦ- 7500/6,3 с установленной электрической мощностью 7500 кВт состоит из трех газотурбогенераторов с турбовинтовыми двигателями АИ-20 номинальной электрической мощностью 2500 кВт каждый.

Тепловая мощность ГТТЭЦ 15,7 МВт (13,53 Гкал/ч). За каждым газотурбогенератором установлен газовый подогреватель сетевой воды (ГПСВ) с оребренными трубами для подогрева воды отработавшими газами на нужды отопления, вентиляции и горячего водоснабжения населенного пункта. Через каждый экономайзер проходят отработавшие в авиационном двигателе газы в количестве 18,16 кг/с с температурой 388,7 О С на входе в экономайзер. В ГПСВ газы охлаждаются до температуры 116,6 О С и подаются в дымовую трубу.

Для режимов с пониженными тепловыми нагрузками введено байпасирование потока выхлопных газов с выводом в дымовую трубу. Расход воды через один экономайзер составляет 75 т/ч. Сетевая вода нагревается от температуры 60 до 120 О С и подается потребителям для нужд отопления, вентиляции и горячего водоснабжения под давлением 2,5 МПа [3].

Технические показатели ГТУ на базе двигателя АИ-20: мощность — 2,5 МВт; степень повышения давления — 7,2; температура газов в турбине на входе — 750 О С, на выходе — 388,69 О С; расход газов — 18,21 кг/с; количество валов — 1; температура воздуха перед компрессором — 15 О С. На основании имеющихся данных производим расчеты выходных характеристик ГТУ согласно алгоритму, приведенному в источнике [4].

Выходные характеристики ГТУ на базе двигателя АИ-20:

■ удельная полезная работа ГТУ (при ηмех=0,98): He=139,27 кДж/кг;

■ коэффициент полезной работы: φ=3536;

■ расход воздуха при мощности Nгту=2,5 МВт: Gk=17,95 кг/с;

■ расход топлива при мощности Nгту=2,5 МВт: Gтоп=0,21 кг/с;

■ суммарный расход выхлопных газов: gг=18,16 кг/с;

■ удельный расход воздуха в турбине: gk=0,00718 кг/кВт;

■ удельный расход теплоты в камере сгорания: q1=551,07 кДж/кг;

■ эффективный КПД ГТУ: ηе=0,2527;

■ удельный расход условного топлива на выработанную электроэнергию (при КПД генератора ηген=0,95) без утилизации тепла выхлопных газов: bу.т=511,81 г/кВтч.

На основании полученных данных и в соответствии с алгоритмом расчета [4], можно перейти к получению технико-экономических показателей. Дополнительно задаемся следующим: установленная электрическая мощность ГТТЭЦ — Nуст=7500 кВт, номинальная тепловая мощность установленных на ГТТЭЦ ГПСВ — Qтэц=15736,23 кВт, расход электроэнергии на собственные нужды принят равным 5,5%. В результате проведенных исследований и расчетов были определены следующие величины:

■ коэффициент первичной энергии ГТТЭЦ брутто, равный отношению суммы электрической и тепловой мощностей ГТТЭЦ к произведению удельного расхода топлива с низшей теплотой сгорания топлива, η б гттэц=0,763;

■ коэффициент первичной энергии ГТТЭЦ нетто η н гттэц= 0,732 [4];

■ КПД выработки электрической энергии в теплофикационной ГТУ, равный отношению удельной работы газа в ГТУ к разнице удельного расхода теплоты в камере сгорания ГТУ на 1 кг рабочего тела и удельного отвода тепла в ГПСВ от 1 кг уходящих газов ГТУ, η э гту=0,5311.

На основании имеющихся данных, можно определить технико-экономические показатели ГТТЭЦ [4]:

■ расход условного топлива на выработку электроэнергии в теплофикационной ГТУ: ВГтУ=231,6 г у.т./кВт.ч;

■ часовой расход условного топлива на выработку электроэнергии: B э гту=579 кг у.т./ч;

■ часовой расход условного топлива в ГТУ: Bч эу гту==1246 кг у. т./ч.

На выработку теплоты в соответствии с «физическим методом» относится оставшееся количество условного топлива: B т ч=667 кг у. т./ч.

Удельный расход условного топлива на выработку 1 Гкал теплоты в теплофикационной ГТУ составит: В т гту=147,89 кг у.т./ч.

Технико-экономические показатели мини- ТЭЦ приведены в табл. 1 (в таблице и далее цены приведены в белорусских рублях, 1000 бел. руб.

3,5 росс. руб. — Прим. авт.).

Таблица 1. Технико-экономические показатели мини-ТЭЦ на базе конвертированного АГТД АИ-20, реализуемого за счет собственных средств (цены указаны в белорусских рублях).

Экономические расчеты показывают, что срок окупаемости капиталовложений в установки комбинированного производства электроэнергии и теплоты с АГТД составляет до 7 лет при реализации проектов за собственные средства. При этом срок строительства может составлять от нескольких недель при монтаже небольших установок электрической мощностью до 5 МВт, до 1,5 лет при вводе установки электрической мощностью 25 МВт и тепловой 39 МВт. Сокращенные сроки монтажа объясняются модульной поставкой электростанций на базе АГТД с полной заводской готовностью.

Таким образом, основные преимущества конвертированных АГТД, при внедрении в энергетику, сводятся к следующим: низкие удельные капиталовложения в подобные установки, небольшой срок окупаемости, сокращенные сроки строительства, благодаря модульности исполнения (установка состоит из монтажных блоков), возможность полной автоматизации станции и др.

Для сравнения приведем примеры действующих газодвигательных мини-ТЭЦ в Республике Беларусь, их основные технико-экономические параметры указаны в табл. 2 [5].

Произведя сравнение, нетрудно заметить, что на фоне уже действующих установок газотурбинные установки на базе конвертированных авиационных двигателей имеют ряд преимуществ. Рассматривая АГТУ в качестве высокоманевренных энергетических установок, необходимо иметь и виду возможность их значительной перегрузки путем перевода на парогазовую смесь (за счет впрыска воды в камеры сгорания), при этом можно достигнуть почти трехкратного увеличения мощности газотурбинной установки при относительно небольшом снижении ее коэффициента полезного действия [6].

Эффективность этих станций значительно возрастает при их размещении на нефтяных скважинах, с использованием попутного газа, на нефтеперерабатывающих заводах, на сельскохозяйственных предприятиях, где они максимально приближены к потребителям тепловой энергии, что снижает потери энергии при ее транспортировке[7].

Для покрытия остропиковых нагрузок перспективным является применение простейших стационарных авиационных ГТУ. У обычной газовой турбины время до принятия нагрузки после старта составляет 15-17 мин.

Читать еще:  Щелчок при работе двигателя

Газотурбинные станции с авиационными двигателями очень маневренны, требуют малого (415 мин) времени на пуск из холодного состояния до полной нагрузки, могут быть полностью автоматизированы и управляться дистанционно, что обеспечивает их эффективное использование в качестве аварийного резерва. Длительность пуска до взятия полной нагрузки действующих газотурбинных установок составляет 30-90 мин.

Показатели маневренности ГТУ на базе конвертированного ГТД АИ-20 представлены в табл. 3.

Таблица 3. Показатели маневренности ГТУ на базе конвертированного ГТД АИ-20.

Показатели и маневренность
Время автоматического пуска ГТУ из прогретого состояния с выходом на режим холостого хода, включая режим вентиляции продолжительностью 300 сне более 7 мин
Время работы ГТУ на режиме прогреване более 5 мин
Время пуска и нагружения ГТЭС, от момента подачи команды на запуск ГТУ до готовности принятия нагрузкине более 12 мин

Заключение

На основании проведенной работы и полученных результатов исследования газотурбинных установок на базе конвертированных АГТД, можно сделать следующие выводы:

1. Эффективным направлением развития теплоэнергетики Беларуси является децентрализация энергоснабжения с применением конвертированных АГТД, и наиболее эффективной оказывается комбинированная выработка теплоты и электроэнергии.

2. Установка АГТД может работать как автономно, так и в составе крупных промышленных предприятий и крупных ТЭЦ, как резерв для принятия пиковых нагрузок, имеет небольшой срок окупаемости и сокращенные сроки монтажа. Нет сомнений, что данная технология имеет перспективу развития в нашей стране.

Литература

1. Хусаинов Р.Р. Работа ТЭЦ в условиях оптового рынка электрической энергии // Энергетик. — 2008. — № 6. — С. 5-9.

2. Назаров В.И. К вопросу расчета обобщенных показателей на ТЭЦ // Энергетика. — 2007. — № 6. — С. 65-68.

3. Уваров В.В. Газовые турбины и газотурбинные установки — М.: Высш. шк., 1970. — 320 с.

4. Самсонов В.С. Экономика предприятий энергетического комплекса — М.: Высш. шк., 2003. — 416 с.

6. Ковалев Л.И. Выбор критерия эффективности при строительстве мини-ТЭЦ//Энергоэффективность. — 2008. — № 3. — С. 10-12.

7. Ковалев Л.И. Дешевизна малой энергетики — миф или реальность?//Мировая энергетика. — 2008. — № 11. — С. 54-55.

Испытания для подтверждения соответствия нормам летной годности авиационных двигателей, общие положения

Сертификаты летной годности и Дополнения к ним выдаются только после подтверждения соответствия изделий стандартным требованиям к летной годности.

Требования Авиационных правил, часть 33, распространяются на газотурбинные и поршневые маршевые двигатели: дозвуковых самолетов и винтокрылых аппаратов транспортной категории; легких самолетов и винтокрылых аппаратов нормальной категории, а также очень легких воздушных судов (ОЛВС) гражданского назначения.

Аналогичные требования, распространяются и на изделия военного и двойного назначения.

Бремя доказывания соответствия изделия действующим нормам лежит на заявителе (чаще всего это сам разработчик изделия).

Для этих целей проводятся различные испытания, в том числе стендовые, лабораторные, сертификационные.

Авиационный двигатель подлежит обязательной сертификации. Получение Сертификата типа двигателя является крайне сложной и дорогой процедурой, цена ошибки на любом из этапов процесса сертификации может обернуться большими материальными потерями.

Испытания авиационных двигателей должны сопровождаться оформлением соответствующих документов и проходить на аттестованном испытательном оборудовании.

В комплект передаваемых на сертификацию документов помимо стандартных разделов (руководство по эксплуатации, крепление, габариты и чертеж, условия взаимодействия и требования к компонентам и многое другое) обязательно включается информация о:

  • максимально допустимые нагрузки на узлы соединения двигателя с агрегатами и системами воздушного судна;
  • характеристики двигателя: мощность/тяга наилучшего и наихудшего двигателя и информация о способах определения влияния на характеристики двигателя таких факторов, как изменение отборов воздуха, мощности, скорости полета, давления, температуры и влажности окружающей среды;
  • график мощности двигателя;
  • информация о режимах работы авиационного двигателя при 1) запуске, 2) работе на земле, 3) работе в полете;
  • для вертолетных двигателей заявитель должен предоставить данные по параметрам и изменению характеристик двигателя, чтобы дать возможность разработчику воздушного судна разработать методы реализации, располагаемой на воздушном судне мощности при одном неработающем двигателе;
  • описание основных и всех резервных режимов работы системы управления двигателя, а также любой дублирующей системы, вместе с соответствующими ограничениями, и ее взаимодействия с системами воздушного судна;
  • характеристики применяемых воздушных винтов и соответствующих характеристик двигателя при применении данных воздушных винтов.

Данная информация подтверждается только путем проведения испытаний и почти все полученные данные заносятся в Карту данных Сертификата типа двигателя.

Режимы работы двигателей и вытекающие эксплуатационные ограничения являются ключевой характеристикой авиационного двигателя. Детальная информация о режимах получается путем обработки массива данных, полученных при испытании авиационного двигателя на соответствующем стенде.

Для поршневых авиационных двигателей определяются следующие значения (применяемые датчики):

  1. мощность или крутящий момент (соответственно датчики крутящего момента);
  2. частота вращения (тахометры, датчики числа оборотов);
  3. давление на входе (датчики абсолютного и относительного давления динамические и статические) и продолжительность работы на критической по давлению высоте и на высоте, соответствующей по давлению стандартной атмосфере на уровне моря (система сбора данных должна обеспечивать срабатывание триггеров). Первые три характеристики указываются для каждого из установленной максимальной продолжительной мощности (при работе без наддува или работе на каждом режиме наддува); и установленной взлетной мощности (при работе без наддува или работе на каждом режиме наддува).
  4. марки топлив;
  5. марки масла;
  6. температуры (датчики температуры любого подходящего типа) цилиндров или охлаждающей жидкости;
  7. температура масла на входе в двигатель;
  8. температура газа на входе в колесо турбины турбонагнетателя;
  9. частота вращения колеса турбины турбонагнетателя;
  10. давление топлива на входе;
  11. давление масла в главной магистрали;
  12. крутящий момент привода агрегатов и крутящий момент, обусловленный консольным креплением агрегатов;
  13. ресурс двигателя в целом и ресурс деталей, узлов и компонентов.

Для газотурбинных авиационных двигателей определяются следующие значения:

  1. мощность двигателя;
  2. крутящий момент или тяга двигателя;
  3. частота вращения;
  4. температура газа;
  5. продолжительность непрерывной работы и общая наработка (ресурс). Первые пять характеристик определяются для большого числа режимов работы, обязательными являются 10 режимов, например, для установленной максимальной продолжительной мощности или тяги (форсированной), для установленной 30-минутной мощности при одном неработающем двигателе или для работы при использовании в режиме вспомогательного двигателя.
  6. марки топлив;
  7. марки масла;
  8. марки гидравлических жидкостей;
  9. температура масла в точке, обозначенной заявителем самостоятельно;
  10. температура топлива в точке, обозначенной заявителем самостоятельно;
  11. температура наружных поверхностей двигателя;
  12. давление топлива на входе;
  13. давление масла в точке, обозначенной заявителем самостоятельно;
  14. давление гидравлической жидкости;
  15. крутящий момент привода агрегатов и крутящий момент, обусловленный консольным креплением агрегатов;
  16. ресурс двигателя в целом и ресурс деталей, узлов и компонентов;
  17. степень фильтрации топлива;
  18. степень фильтрации масла;
  19. отбор мощности и отбор воздуха;
  20. характеристика потока воздуха на входе в двигатель;
  21. характеристика превышения частот вращения валов роторов при переменных процессах, число случаев и продолжительность превышения частот вращения;
  22. характеристика превышения температуры газа при переменных процессах, число случаев и продолжительность превышения температуры;
  23. характеристика превышения крутящего момента двигателя при переменных процессах, число случаев превышения и продолжительность превышения крутящего момента;
  24. характеристика максимального превышению крутящего момента двигателя для турбовинтовых и турбовальных двигателей со свободной турбиной.

При определении характеристик двигателя, эксплуатационных и общих ограничений в расчет должны приниматься точности системы управления и контроля работы двигателя (точность измерительного канала и канала управления).

Заявитель самостоятельно выбирает режимы работы авиационного двигателя по мощности и тяге, заявляемые к сертификации.

Применяемые в двигателе материалы должны иметь прочностные характеристики, определённые на основании достаточного количества испытаний, позволяющего установить статистически обоснованные расчетные значения и максимально обеспечивать коррозионную стойкость двигателя.

Авиационный двигатель должен удовлетворять требованиям по технологичности производства, пожарной безопасности и надежности и безопасности электрических соединений.

Прочность элементов конструкции двигателя во многом определяется применяемыми материалами, при этом должна быть обеспечена безопасность элементов конструкци при разрушении одного из них. Траектория оторвавшихся фрагментов (например, лопасти турбины) не должна повредить корпус авиадвигателя или другие элементы. Более того, разработчик должен на основании испытания предоставить информацию о работе двигателя с дисбалансом и его влиянии на воздушное судно, его системы и конструкцию, поскольку вибрация может быть в этом случае очень значительной при разрушении лопатки. Температурное расширение/сжатие элементов конструкции не должно привести к опасным, связанным с двигателем, последствиям.

Силовой корпус камеры сгорания должен иметь достаточную статическую и циклическую прочность и в пределах ресурса исключать возможность образования трещин. На этапе разработки, помимо теоретических расчетов, применяются исследования с помощью тензорезисторов, в том числе выскотемпературных тензорезисторов. Конструкция ротора двигателя также подвергается исследованиям с применением тензорезисторов и телеметрических систем сбора данных с вращающихся узлов.

Испытания наиболее критически напряженных деталей роторов двигателя является обязательным условием. Испытания проводятся в течение периода продолжительностью 5 минут при ее максимальной эксплуатационной температуре и при наибольшей из перечисленных частот вращения:

  • равной 120 % ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей установленной 2-минутной и/или установленной 30-секундной мощности при одном неработающем двигателе, если они предусмотрены), если испытания проводятся на специальном стенде и на диске ротора смонтированы либо лопатки, либо эквивалентные по весу грузы;
  • равной 115 % ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей установленной 2-минутной и/или установленной 30-секундной мощности при одном неработающем двигателе, если они предусмотрены), если испытания проводятся на двигателе;
  • равной 115 % ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей установленной 2-минутной и/или установленной 30-секундной мощности при одном неработающем двигателе, если они предусмотрены), если испытания проводятся на турбонагнетателе, работающем на горячем газе, который поступает от специальной установки;
  • равной 105 % наивысшей частоты вращения, которая возможна в результате отказа наиболее критического узла или системы;
  • равной наивысшей частоте вращения, которая может быть достигнута в результате отказа любого узла или системы двигателя.
Читать еще:  Шкода фабия проблема запуска двигателя

Помимо этого роторы испытываются при нормальной температуре при частоте вращения равной 120% частоты вращения, при которой в процессе холодной раскрутки в деталях ротора возникают рабочие напряжения, которые эквивалентны напряжениям, возникающим при максимальной эксплуатационной температуре и максимально допустимой частоте вращения.

Для испытаний должен использоваться ротор, который обладает наихудшей комбинацией свойств материалов и допусков на размеры, предусмотренных его типовой конструкцией.

После испытания размеры каждого ротора должны находиться в пределах утвержденных для двигателя допусков в условиях превышения частоты вращения и на деталях ротора не должно быть трещин или деформаций.

Заявитель должен показать, что выход системы управления из строя не приводит к ситуациям, когда двигатель превышает любое эксплуатационное ограничение, на двигателе возникает помпаж, срыв потока или другие неприемлемые признаки. Испытания системы управления и ПО осуществляют на всех возможных режимах ив отношении всех элементов системы.

Особенностью испытания поршневых авиационных двигателей является необходимость обеспечения возможности ручной прокрутки — вращения коленчатого вала с медленным управляемым движением. Не должно быть возможности повреждения двигателя с помощью привода ручной прокрутки.

Основные эксплуатационные режимы работы авиационных ГТД

В соответствии с основными требованиями, предъявляемыми к САУ (САР) должна обеспечить возможность работы двигателя на всех режимах его эксплуатации. Рассмотрим кратко перечень таких режимов и требования, которым должен удовлетворять двигатель на этих режимах.

Режим работы двигателя – это состояние работающего ГТД (в соответствии с ГОСТ 23851-79г.), характеризуемое совокупностью определенных значений тяги (мощности), а также параметров при принятом законе регулирования, определяющих происходящие в нем процессы, тепловую и динамическую напряженность его деталей

Режимы работы двигателя классифицируются по различным признакам:

по назначению (рабочие или эксплуатационные, и нерабочие);

близости к расчётному режиму (расчётные, нерасчётные, глубоко нерасчётные);

характеру протекания во времени (установившиеся в соответствии с ГОСТ 23851-79г. – это режим работы ГТД, при котором его параметры не изменяются по времени; неустановившиеся в соответствии с ГОСТ 23851-79г. – это режим работы, при котором параметры ГТД изменяются по времени; переходные). Переходные режимы подразделяются на медленные и быстрые. При использовании пусковых устройств определенную группу переходных режимов составляют так называемые пусковые режимы;

реверсированный режим (режим обратной тяги) в соответствии с ГОСТ 23851-79г. – это установившийся режим работы ГТД, при включенном реверсивном устройстве. Используется при наличии на двигателе реверсивного устройства.

Наибольшее значение имеют, как правило, рабочие (эксплуатационные) режимы работы двигателя. Их название обычно отражает какую-либо функцию, выполняемую двигателем на летательном аппарате, например взлётный, номинальный (режим набора высоты), крейсерский (один из основных полётных режимов), режим полётного малого газа (снижение и заход летательного аппарата на посадку), режим земного малого газа (рулежка летательного аппарата по аэродрому). В пределах каждой группы эксплуатационных режимов могут выделяться максимальные, минимальные и промежуточные режимы, как, например, минимальный, максимальный и промежуточные крейсерские режимы

Тяга, вырабатываемая двигателем, имеет диапазон от малого газа (МГ) до максимально сертифицированной тяги. В пределах этого диапазона создаются основные уровни тяги. Эти уровни тяги называют режимами работы двигателя. Уровень тяги задается пилотом с помощью положения РУД. А уровень тяги, устанавливаемый пилотом, находящийся между основными режимами, наз. установкой тяги (положение РУД).

Рассмотрим основные рабочие (эксплуатационные) установившиеся режимы, это:

§ Максимальный режим (MAX) < nmax=(101. 102) %> в соответствии с ГОСТ 23851-79г.- установившийся режим работы ГТД, характеризуемый максимальной тягой (мощностью) на земле или в полетев течение ограниченного времени. Целью регулирования двигателя на максимальных режимах работы двигателя является получение максимальной в данных условиях тяги, что достигается при максимальных расходе воздуха (максимальной частоте вращения роторов — nmax) и температуре газа в камере сгорания (Тг * max). На этом режиме тепловые и механические нагрузки на конструкцию близки к предельным, в связи, с чем время работы двигателя ограничено и составляет (10…20)%. Режим (MAX) используется при:

— взлете самолетадоп = (5…10) мин, nвзл = (1,0. 0,98) nmax>;

На этом режиме двигатель имеет более низкую тягу и параметры рабочего процесса (ПРП) по сравнению с режимом (MAX). Режим используется, например, при наборе высоты;

Основной задачей регулирования двигателя на этом режиме является достижение наилучшей экономичности, т.е. выполнение условия (Суд→min). Время работы на таком режиме обычно не ограничивается, так как он является щадящим по величинам нагрузок на конструкцию. Основное назначение этого режима – использование в длительном полете;

режим земного (минимального) малого газа (ЗМГ) <Рзмг=(0,03…0,05) Рmax> в соответствии с ГОСТ 23851-79г. – это установившийся режим работы ГТД на земле при минимальной частоте вращения и тяги (мощности) при которых обеспечивается его устойчивая работа и заданная приемистость. К режиму, являющемуся минимально устойчивым режимом работы двигателя на земле, предъявляется требование получения минимальной тяги при параметрах режима работы двигателя, обеспечивающих заданное время приемистости при необходимых запасах газодинамической устойчивости компрессора и камеры сгорания. Требования к величине тяги на режиме (ЗМГ) вытекают из условий руления самолета на аэродроме, где повышенная тяга приводит к более интенсивному износу тормозных устройств, протекторов колес. Время работы на таком режиме может быть ограничено по условиям сохранения требуемого теплового состояния узлов двигателя в связи с ухудшением охлаждения;

режим полетного (высокого) малого газа (ПМГ) в соответствии с ГОСТ 23851-79г. – это установившийся режим работы ГТД при минимально допустимой частоте вращения ротора, обеспечивающей требуемую приемистость и величину тяги при заходе на посадку. Это минимальный по тяге режим работы двигателя в полете. Величина тяги на режимах (ПМГ) должна обеспечивать необходимую маневренность и посадочные характеристики самолета. В том числе и время приемистости. Она зависит от типа и характеристик самолета, и, например, для сверхзвуковых самолетов параметры режима (ПМГ) должны выбираться с учетом необходимости сохранения газодинамической устойчивости воздухозаборника, когда ограничение хода регулирующих органов воздухозаборника сокращает диапазон дросселирования двигателя.

P.S. В основном величина частоты вращения на малом газе не является постоянной. Она увеличивается с уменьшением плотности воздуха. У двигателей с системой FADEC минимальная частота на МГ обычно является фиксированной величиной в широком диапазоне температур наружного воздуха.

Переключение между ПМГ и ЗМГ осуществляется благодаря логике системы «воздух – земля».

§ Полный форсированный режим (ПФ).

На этом режиме достигается наибольшая тяга двигателя, имеющего форсажную камеру сгорания. Здесь расход топлива в форсажной камере является максимальным, как и температура газа в ней. На режиме (ПФ) поддерживается и максимальный режим работы газогенератора (Тг*=Тг*max, n=nmax), в связи, с чем время использования такого режима ограничено. Он применяется на таких участках полета, как взлет, разгон, маневрирование.

§ Частичный форсированный режим (ЧФ).

Отличается от режима (ПФ) меньшей величиной тяги. Он может быть реализован как при максимальном, так и при пониженном режиме работы газогенератора. Область использования режима (ЧФ) – длительный сверхзвуковой полет, маневрирование. Допустимая длительность работы на этом режиме зависит от используемого режима работы газогенератора.

§ Режим минимального форсирования (МФ).

Выбирается так, чтобы устойчивая работа форсажной камеры обеспечивалась при минимально возможном отличии тяги на режиме (МФ) от тяги на режиме (MAX). Это позволяет приблизить к монотонной зависимости тяги от положения рычага управления двигателем (РУД), что облегчает процесс управления полетом.

§ Чрезвычайный режим (ЧР).

На этом режиме путем кратковременного увеличения значений параметров рабочего процесса (ПРП) достигают соответствующего увеличения тяги. Здесь: Р > Рmax, (или Р > Рпф), Тг* > Тmax*. Применение такого режима может быть связано с необходимостью решения задач полета в экстремальных ситуациях, например, при отказе одного двигателя.

Рассмотрим переходные режимы работы двигателя, это режимы:

запуска (в соответствии с ГОСТ 23851-79г. – это неустановившийся режим работы ГТД, характеризуемый процессом раскрутки его ротора (роторов) от неподвижного состояния или режима вращения авторотации до выхода двигателя на режим МГ или минимально устойчивый режим работы для двигателей, не имеющих режим малого газа);

приемистости (в соответствии с ГОСТ 23851-79г. – это процесс быстрого увеличения тяги (мощности) ГТД за счет увеличения подачи топлива при резком перемещении РУД);

сброса газа (в соответствии с ГОСТ 23851-79г. – это процесс быстрого уменьшения тяги (мощности) ГТД вследствие уменьшения подачи топлива при резком перемещении РУД);

дросселирование ГТД (в соответствии с ГОСТ 23851-79г. – это процесс быстрого уменьшения тяги (мощности) ГТД вследствие уменьшения подачи топлива при медленном и плавном перемещении РУД);

включения и выключения форсажа.

Показатели качества переходных режимов определяют динамические свойства двигателя, характеризующие его возможности по времени изменения тяги в заданном диапазоне, а также влияют на его ресурс.

Режим приемистости (в соответствии с ГОСТ 23851-79г.) является процессом быстрого увеличения тяги (мощности) ГТД за счет повышения расхода топлива при быстром перемещении РУД (время перемещения не более 0,5 с). В качестве основной характеристики этого режима рассматривается его длительность, определяемая временем достижении 95% величины тяги, соответствующей новому установившемуся режиму (или 98…99% величин частот вращения роторов). Как правило, нормируется время приемистости в трех диапазонах изменения тяги: от режима (МГ) до режима (MAX), от режима (MAX) до режима (ПФ) и от режима (МГ) до режима (ПФ).

Читать еще:  Что такое тормозить двигателем автомобиль

Режим сброса газа является характеристикой способности двигателя уменьшать тягу.

Вопрос №2. Принцип работы авиационного газотурбинного двигателя.

Газотурбинные двигатели, применяемые в настоящее время на силовых установках самолетов, отличаются большим разнообразием типов. Они выполняются по одноконтурной или двухконтурной схемам и в каждом из этих случаев могут различаться рядом других признаков — типом применяемых компрессоров (осевые, центробежные, диагональные), наличием или отсутствием форсажных камер, количеством роторов турбокомпрессора (одно-, двух- и трехроторные). Однако все перечисленные двигатели, несмотря на возможные различия, имеют много общего в протекании рабочего процесса.

Из всего разнообразия реактивных двигателей в настоящее время наиболее широко распространены турбореактивные двигатели: одноконтурные и двухконтурные. Благодаря экономичности и надежности они являются основным типом силовых установок для дозвуковых и умеренно звуковых скоростей полета.

Основными элементами силовой установки с ТРД являются входное устройство, компрессор, камера сгорания, турбина и выходное устройство.

Во входном устройстве и компрессоре происходит сжатие воздуха, в камерах сгорания воздуху сообщается тепло, в турбине и выходном сопле происходит расширение газа. В результате указанных процессов осуществляется термодинамический цикл, результатом которого является превращение части химической энергии топлива в полезную работу.

Тип применяемого входного устройства зависит от размещения двигателя на самолете и от того диапазона чисел М полета, на который это входное устройство рассчитывается. При протекании воздуха через входное устройство в условиях полета снижается скорость воздушного потока и увеличиваются его давление и температура.

В камере сгорания происходит повышение температуры газа. Давление же вдоль камеры сгорания несколько уменьшается вследствие увеличения скорости, вызванного снижением плотности газа при его нагреве, и вследствие гидравлических сопротивлений элементов камеры сгорания. Допустимая температура газа на выходе из камеры сгорания определяется жаропрочностью материалов, из которых изготовлена турбина, и условиями ее охлаждения. У большинства современных ТРД эта температура при отсутствии специального охлаждения рабочих лопаток обычно не превышает 1200-1300 град. При наличии охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины воздухом допустимая температура может доходить до 1500 град. и более.

Но в турбине происходит лишь частичное расширение газа и за турбиной устанавливается давление выше атмосферного. Дальнейшее расширение газа у ТРД осуществляется в выходном устройстве, расположенном непосредственно за турбиной. У ТРДФ за турбиной осуществляется дополнительный подогрев газа в форсажной камере перед выходным соплом. В последнем случае перед форсажной камерой устанавливается диффузор, в котором происходит уменьшение скорости воздуха, что необходимо для обеспечения устойчивого горения. В форсажных камерах максимально допустимая температура газа на выходе составляет 1800-2000 град. и более. Такое значительное повышение температуры газа перед выходным соплом ТРДФ позволяет существенно увеличить скорость истечения газа из двигателя и получить более высокую удельную тягу, чем у ТРД.

Двухкаскадный двигатель имеет два каскада компрессора (низкого и высокого давления), расположенных последовательно друг за другом и механически между собой не связанных. Каждый каскад компрессора приводится во вращение от своей турбины. Это позволяет добиться лучшего согласования работы отдельных ступеней на нерасчетных режимах и тем самым повысить запасы устойчивости и КПД компрессора на этих режимах, однако не вносит каких-либо принципиальных отличий в характер протекания процесса у таких двигателей по сравнению с одновальными ТРД.

В ГТД всех схем наиболее нагретые элементы конструкции, к которым в первую очередь относятся лопатки и диски турбин, стенки камер сгорания и выходного устройства, охлаждаются воздухом. Этот воздух отбирается за компрессором или от промежуточных его ступеней и затем вновь выпускается в проточную часть двигателя. Количество воздуха, идущее на охлаждение, обычно не превышает 2-3% общего расхода воздуха через двигатель, а у двигателей, имеющих высокотемпературные охлаждаемые турбины, оно может достигать 4-8%.

Часть мощности, развиваемой газовой турбиной ТРД затрачивается на привод вспомогательных агрегатов, к которым относятся топливные и масляные насосы, генераторы и др. Общая доля этой мощности, отбираемой на вспомогательные нужды, не превышает 0,5-1% от мощности, получаемой на валу турбины.

Огромное значение в создании и развитии воздушно-реактивных двигателей имели работы выдающегося русского ученого Б.С.Стечкина. В 1929 г. им была опубликована статья «Теория воздушно-реактивного двигателя», в которой дан вывод формулы тяги и основных КПД реактивного двигателя.

Развиваемая двигателем сила тяги является одним из основных параметров силовой установки. Она, как правило, не может быть полностью использована для совершения полезной работы. Некоторая ее часть затрачивается на преодоление внешних сопротивлений, создаваемых элементами силовой установки: входными и выходными устройствами, мотогондолами, перепускными и впускными створками, заборниками охлаждающего воздуха и т.п.

Для правильной оценки характеристик изолированного двигателя и для учета влияния на тяговую эффективность силовой установки создаваемых ею внешних сопротивлений принято вводить два понятия силы тяги: внутреннюю тягу двигателя и эффективную тягу силовой установки. Под внутренней тягой двигателя принято понимать тягу, которую двигатель создает в соответствии с внутренним процессом, т.е. без учета внешних сопротивлений силовой установки. Под эффективной тягой силовой установки понимают ту часть тяги, которая идет на совершение полезной работы, т.е. используется для преодоления лобового сопротивления и инерции самого самолета. Эту величину иногда называют также свободной (или чистой) тягой, подразумевая под этим то, что она расходуется на продвижение самолета в воздухе и его ускорение.

Принципиально можно было бы найти силу тяги, суммируя силы давления и трения по всем рабочим поверхностям, т.е. по внутренним поверхностям двигателя и по внешнему контуру элементов силовой установки, обтекаемых воздушным потоком. Но такой путь оказывается нерациональным из-за трудности определения и суммирования сил давления и трения по внутренним поверхностям двигателя (сложной является как сама форма этих поверхностей, так и характер распределения указанных сил). Поэтому для более простого определения эффективной тяги пользуются уравнением сохранения количества движения, применяя его к силовой установке в целом. Согласно уравнению Эйлера, сумма всех сил, действующих на выделенный контрольной поверхностью объем газа, равна секундному изменению количества движения газа при его течении через эту контрольную поверхность.

Разность количества движения секундных, масс, вытекающих из двигателя газов, и входящего воздуха, равна динамической составляющей силы тяги.

Для турбореактивных двигателей расход топлива составляет около 1,5-2% от расхода воздуха. Тогда оказывается возможным в первом приближении пренебречь расходом топлива, считая расход газа равным расходу воздуха, и записать формулу тяги в виде формулы Б.С.Стечкина:

Как видно, тяга складывается из составляющих: динамической и статической. Динамическая Gв(c — V) равна секундному изменению количества движения газа, проходящего через двигатель, статическая (p — p )Fc обусловлена наличием избыточного давления на срезе сопла.

В случае полного расширения газа в выходном сопле (когда давление на срезе сопла равно атмосферному) формула внутренней тяги имеет еще более простой вид:

Для случая работы двигателя на месте (V = 0) формула тяги упрощается:

Отношение тяги к суммарному расходу воздуха называется удельной тягой. Она представляет собой тягу, приходящуюся на 1 килограмм воздуха, проходящего через двигатель за секунду. Определяется удельная тяга по следующей формуле:

Чем больше удельная тяга двигателя, тем большую тягу он будет иметь при заданных размерах, массе и условиях полета.

Для частного случая работы двигателя на месте

Отсюда следует, что величина удельной тяги определяется не только параметрами рабочего процесса, но и условиями полета (скорость, высота), и оценивать совершенство двигателя двигателей по этому параметру можно только в одинаковых условиях (на одном и том же режиме работы двигателя, при одинаковых скорости и высоте полета). Обычно все числовые данные приводят для стандартных условий: взлетный режим, скорость ноль, высота ноль, стандартная атмосфера.

Удельная тяга современных ТРД составляет 650-750. Удельная тяга двухконтурных турбореактивных двигателей меньше и существенно зависит от степени двухконтурности. При степени двухконтурности равной 5 удельная тяга ДТРД обычно не превышает 400-500.

Отношение суммарного расхода топлива к суммарной тяге представляет собой удельный расход топлива.

Удельный расход топлива представляет собой количество топлива, затрачиваемого двигателем в течение часа для создания единицы тяги. Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя. Чем меньше удельный расход топлива, тем больше дальность и продолжительность полета самолета на данной скорости. Как и удельная тяга, величина удельного расхода топлива определяется режимом работы двигателя и условиями полета.

Для современных ТРД удельный расход топлива составляет 0,075-0,1, удельный расход топлива ДТРД со степенью двухконтурности равной 5-6 может достигать значения 0,03-0,035.

Удельная масса двигателя представляет собой отношение сухой массы двигателя к максимальной тяге:

Чем меньше удельная масса двигателя, тем меньше абсолютная масса двигателя при заданной тяге R.

Лобовая тяга двигателя — это отношение тяги к лобовой площади двигателя:

Чем больше лобовая тяга двигателя при заданной тяге, тем меньше наибольший поперечный размер двигателя, мотогондолы и меньше ее аэродинамическое сопротивление.

Для земных статических условий (Н = 0, V = 0) удельные параметры имеют следующие значения:

Вопросы для самоконтроля.

1. Рабочий процесс и основные удельные параметры ТВД и турбовальных ГТД.

2. Основные эксплуатационные параметры и режимы работы двигателя Аи-24.

3. Основные эксплуатационные параметры и режимы работы двигателя ТВ2-117(ТВ3-117).

Литература

1. Б.А. Бабин, В.П. Птухин, А.П. Фефелов, Ю.Б. Новиков, В.И. Дубровин Конструкция реактивных двигателей, учебного пособия издательство АВВАУЛ, Армавир, 1973г.стр.3-18.

2. В.Ф. Павленко, А.А. Дьяченко, В.И. Жулев. Б.К. Колпаков, А.П. Назаров, В.А. Тихонравов, Боевая авиационная техника, М., Воениздат, 1984г., стр. 144-150.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector