Метрология / Том 1. Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы / Glava2-2-1-Osnovy_GTD

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

2.1 - Основы рабочего процесса ГТД

2.1.1 - ГТД как тепловая машина

При определении эффективности авиационного ГТД его необходимо оценивать с двух точек зрения.

Во-первых, как и любой иной тепловой двигатель, авиационный ГТД необходимо рассматривать как машину, предназначенную для преобразования выделяющейся в камере сгорания тепловой энергии в механическую работу. В зависимости от типа авиационного ГТД механическая работа получается в следующих формах:

-в ТРД и ТРДД – в форме приращения кинети- ческой энергии струи рабочего тела (воздуха и газа);

-в вертолетных ГТД – в виде работы на валу турбины;

-в ТВД – в виде суммы работы на валу и приращения кинетической энергии.

В этом случае эффективность авиационного двигателя оценивается как эффективность тепловой машины.

Во-вторых, авиационный ГТД необходимо оценивать как средство преобразования полученной механической работы в полезную работу силы тяги по перемещению летательного аппарата. В этом случае эффективность двигательной установки оценивается как эффективность движителя.

Эффективность ГТД наземного и морского применения, предназначенных для производства мощности на выходном валу, может оцениваться только как эффективность тепловой машины.

При рассмотрении ГТД как тепловой машины можно отвлечься от конкретного типа и назна- чения двигателя, т.к. в большинстве рассмотренных выше схем ГТД реализуется одинаковый термодинамический цикл, обычно называемый простым газотурбинным циклом или циклом Брайтона.

2.1.1.1 – Простой газотурбинный цикл

Реальный простой газотурбинный цикл показан на Рис. 2.1 в T-S диаграмме. В диаграмме наглядно отображаются работа цикла, подведенное и отведенное тепло и внутрицикловые потери (в процессах сжатия, расширения и течения рабочего тела по тракту ГТД).

Простой цикл состоит из следующих термодинамических процессов (см. Рис. 2.1):

-адиабатическое сжатие рабочего тела (воздуха) в воздухозаборнике (отрезок Н-В на диаграмме)

èв компрессоре (отрезок В-К) от атмосферного дав-

ления ÐÍ до давления Ð*Ê. В авиационных ГТД при скорости полета равной нулю (VÏ = 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 (КС) за счет сгорания топлива (отрезок К-Г). Фактически дав-

ление в КС несколько снижается от Ð*Ê äî Ð*Ã изза гидравлических и тепловых потерь;

-адиабатическое расширение продуктов сгорания в турбине (отрезок Г-Т) и сопле (Т-С) от давления Ð*Ã до атмосферного ÐÍ. Для вертолетных

èназемных ГТД точки Т и С практически совпадают, т.к. расширение газа в турбине происходит до атмосферного давления;

-отвод тепла к внешнему источнику (в атмос-

феру) при постоянном давлении ÐÍ (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 пе-

Рисунок 2.1 – Простой газотурбинный цикл в T-S диаграмме

ременным и расход рабочего тела из-за добавки массы топлива в камере сгорания во время цикла. Также влияние на объем рабочего тела оказывает система вторичных потоков внутри ГТД.

Основными показателями цикла являются удельная работа LÓÄ (работа, отнесенная к 1 кг рабочего тела) и эффективный к.п.д. η å, равный отношению работы цикла LÖ к количеству теплоты Q1, подведенному с топливом к камере сгорания:

η å = LÖ/Q1.

Параметрами реального цикла, определяющими уровень его показателей (LÓÄ è η å) являются температура газа перед турбиной (как правило, используется температура перед первым рабочим колесом - Ò*ÑÀ), 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 к.п.д. Зависимость показателей цикла от степени сжатия более сложная: с увеличением π *Σ удельная работа и эффективный к.п.д. цикла сначала увеличиваются, а затем, достигнув максимума при π *Σ = π *Σ ÎPT, снижаются. Оптимальная степень сжатия по к.п.д. значитель-

но выше оптимальной степени сжатия по удель-

ной работе: π *Σ ÎPTη > π *Σ ÎPTL (см. Рис. 2.2). Перечисленные выше особенности газотур-

бинного цикла определяют пути его совершенствования, постоянно реализуемые на практике. Для повышения удельной работы и эффективного к.п.д. в любом случае целесообразно иметь максимально возможную температуру перед турбиной. Более высокая Ò*ÑÀ помимо непосредственного повышения LÓÄ. è η å позволяет применять более высокую степень сжатия, повышающую экономич- ность цикла.

Для любого типа ГТД повышение температуры перед турбиной означает улучшение удельных параметров двигателя:

-повышение удельной тяги ТРД и ТРДД;

-повышение удельной мощности и экономич- ности ТВД, вертолетных ГТД, наземных и морских ГТД;

-снижение удельной массы всех типов ГТД;

-повышение лобовой тяги ТРД и ТРДД. Максимально достижимая температура (сте-

хиометрическая) определяется из условия полного использования в процессе горения кислорода воздуха (коэффициент избытка воздуха в камере сгорания α ÊÑ = 1). Для углеводородного топлива эта температура зависит от температуры в конце сжа-

тия и составляет Ò*ÑÀ ÌÀÕ = 2200…2800 К. Фактическая величина применяемых Ò*ÑÀ â ñîâ-

В авиационных же двигателях π *Ê = 40…45 и имеет тенденцию к дальнейшему повышению.

Выбор оптимальной степени сжатия ГТД зависит от назначения двигателя, режимов эксплуатации, размерности. Например, высокая степень сжатия приводит к уменьшению размеров проточ- ной части последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. А это неблагоприятно сказывается на к.п.д. этих узлов, и выигрыш к.п.д. цикла от повышения π *Σ может быть свед¸н на нет уменьшением к.п.д. компрессора и турбины. Поэтому, как правило, более высокие π *Σ применяются в ГТД больших размерностей.

Выбор степени сжатия является одной из задач оптимизации параметров ГТД с целью обеспечения наилучших характеристик двигателя и объекта его применения (летательного аппарата, промышленного оборудования, электростанции и т.д.) при минимальной стоимости жизненного цикла.

Значительным резервом для совершенствования цикла и улучшения параметров ГТД является снижение внутрицикловых потерь - повышение к.п.д. лопаточных машин, снижение потерь и уте- чек по тракту ГТД и расхода воздуха на охлаждение. В настоящее время благодаря развитию методик трехмерного моделирования процессов в узлах ГТД, достигнут значительный прогресс в повышении их характеристик.

2.1.1.2 - Применение сложных циклов в ГТД

Рассмотренные выше направления совершенствования простого цикла ограничиваются технологическими возможностями, имеющимися в данный момент времени. Другим возможным направлением улучшения характеристик ГТД является применение усложненных схем для реализации так называемых сложных циклов.

Обычно сложным циклом называют цикл ГТД, содержащий дополнительные термодинамические процессы, не входящие в простой цикл:

-промежуточный подогрев в процессе расширения,

-промежуточное охлаждение в процессе сжатия,

-утилизация тепла выхлопных газов,

-увлажнение циклового воздуха и др. Утилизация отводимого из цикла тепла может

быть реализована различными способами:

-подогревом выхлопными газами циклового воздуха перед камерой сгорания (регенеративный цикл);

-производством перегретого пара высокого давления и впрыском его в камеру сгорания и тур-

бину ГТД (цикл STIG) или срабатыванием пара в отдельной паровой турбине (комбинированный парогазовый цикл);

-использованием тепла выхлопных газов для повышения теплотворной способности топлива (химическая регенерация);

-утилизация тепла выхлопных газов в дополнительном утилизационном цикле (воздушном или

ñиспользованием низкокипящей жидкости).

Для значительного улучшения характеристик ГТД перечисленные процессы и способы утилизации тепла могут применяться в различных сочетаниях.

Поскольку в наземных и морских ГТД нет характерных для авиадвигателей жестких ограничений по габаритам и массе, то для таких ГТУ сложные циклы используются чаще. В авиационных ГТД для повышения тяги широко применяется цикл с промежуточным подогревом в процессе расширения (цикл ТРДФ и ТРДДФ). Дополнительный теплоподвод после расширения газа в турбине осуществляется в форсажной камере (ФК), где рабочее тел подогревается до температуры Ò*Ô = 2000…2200 Ê (ïðè α Σ = 1,1…1,2). Промежуточный подогрев значительно повышает работу цикла и, соответственно, скорость истечения газов из сопла и удельную тягу двигателя (в 1,5…2 раза).

Однако, к.п.д. цикла существенно снижается из-за подвода дополнительного тепла при более низком давлении. Удельный же расход топлива двигателя значительно увеличивается как вследствие ухудшения к.п.д. цикла, так и из-за снижения полетного к.п.д. (увеличения скорости истечения). Из-за низкой экономичности форсажный режим обычно используется в критических условиях эксплуатации - на взлете (для сокращения длины ВПП), для ускоренного разгона самолета, для преодоления звукового барьера и т.д. Применение форсажа в сверхзвуковом крейсерском полете обычно стремятся избежать из-за значительного снижения дальности полета.

Â1940…1960 г.г. были созданы опытные образцы ТВД с регенератором. Этим применение регенеративного цикла в авиационных ГТД ограни- чилось и не получило дальнейшего развития по причине значительного веса и габаритов теплообменника и его низкой надежности. Однако в настоящее время вновь проявляется интерес к применению регенерации тепла. Так, в рамках европейской программы CLEAN прорабатываются перспективные ТВД и ТРДД с рекуператором (в ТРДД - в соче- тании с промежуточным охлаждением).

Âназемных ГТД регенеративный цикл применяется достаточно широко. Утилизация тепла

осуществляется в теплообменниках-рекуперато- рах и позволяет повысить к.п.д. цикла на 20…30% (относительных.). При этом удельная работа несколько снижается из-за гидравлических потерь

âрекуператоре. Очевидно, что регенерация тепла возможна, если температура выхлопных газов существенно выше температуры воздуха за компрессором, т.е. при небольшой степени сжатия

π*Ê = 4…10.

Âнастоящее время регенеративный цикл используется в ГТД небольшой размерности (мощностью до ~16 МВт) и в микротурбинах, для которых применение высокой степени сжатия ограничивается малой размерностью лопаточных машин.

Энергетические наземные ГТД широко используются в составе ПГУ в комбинированном парогазовом цикле, который является комбинацией простого газотурбинного цикла и парового цикла Ренкина. В ПГУ тепло выхлопных газов ГТД используется в котле-утилизаторе для производства перегретого пара и выработки дополнительной мощности в конденсационной паровой турбине. Увеличение мощности и к.п.д. установки составляет ~50 %.

Уровень к.п.д. современных ПГУ, базирую-

щихся на ГТД с высокими параметрами цикла

(Ò*ÑÀ = 1600…1700 Ê, π *Ê = 16…23) достигает 58…60 %.

Достаточно часто в энергетических ГТД используется также цикл с впрыском пара в камеру сгорания и турбину (цикл STIG). В отличие от ПГУ,

âэтом случае нет необходимости в паровой турбине, поэтому установки с впрыском пара значи- тельно проще и дешевле. Однако и прирост мощности и к.п.д. в таких установках меньше, чем

âПГУ. Очевидным недостатком цикла является потеря большого количества специально подготовленной воды (парогазовая смесь после расширения в турбине и охлаждения в котле выбрасывается в атмосферу).

Цикл с промежуточным подогревом в наземных ГТД имеет ограниченное применение èç-çà отрицательного влияния на эффективный к.п.д. Такой цикл в настоящее время используется только в энергетических ГТД GT24 и GT26 фирмы ALSTOM. Эти ГТД предназначены для работы

âсоставе ПГУ и имеют мощность180 и 260 МВт. В ГТД имеется вторая камера сгорания, расположенная после первой ступени пятиступенчатой турбины. Для компенсации снижения к.п.д. цикла

âGT24 и GT26 применена повышенная степень сжатия π *Ê = 30…32.

Âназемных ГТД используются также циклы: - с промежуточным охлаждением;

-с промежуточным охлаждением и промежуточным подогревом;

-с промежуточным охлаждением и регенера-

öèåé;

-с промежуточным охлаждением, промежуточным подогревом и регенерацией;

-с впрыском пара в камеру сгорания с последующим его извлечением на выхлопе при помощи контактного конденсатора;

-циклы с увлажнением воздуха и др. Однако, реализующие перечисленные циклы

установки не нашли пока широкого применения

èявляются либо опытными образцами, либо выпущены небольшой серией.

Âрамках зарубежных программ развития энергетики прорабатываются перспективные установки, объединяющие ГТД сложных циклов с различными технологическими процессами. Но данные установки по сути уже не являются ГТД в классическом его понимании, а представляют собой сложные технологические системы по совместному производству различных видов энергии (электрической, механической, тепловой, холода)

èхимических продуктов, экологически чистые

èбезотходные.

2.1.2 - Авиационный ГТД как движитель

При реализации термодинамического цикла авиационного ГТД получается механическая работа. Она должна быть преобразована в полезную работу силы тяги, с помощью которой осуществляется движение летательного аппарата.

Как отмечалось выше, ТРД и ТРДД относятся к двигателям прямой реакции - они одновременно выполняют функции двигателя и движителя. У этих двигателей нет специального устройства (движителя), который преобразует эффективную мощность реактивной струи в работу силы тяги.

Для получения достаточной тяги необходимо иметь избыток скорости истечения из сопла WC над скоростью полета VÏ. Однако, этот же избыток скорости обуславливает потерю части кинетической энергии. Совершенство ТРД и ТРДД как движителя характеризует полетный к.п.д., равный отношению тяговой мощности NÒßà к располагаемой эффективной мощности NÐÀÑÏ:

ãäå R – òÿãà, Í;

GÃ – массовый расход газа на срезе сопла, кг/с;

GÂ – массовый расход воздуха на входе в двигатель, кг/с;

WC – скорость истечения из сопла, м/с; VÏ – скорость полета, м/с.

Упрощенное выражение полетного к.п.д впервые получено Б. С. Стечкиным. Оно справедливо для любого ВРД с одним воздухозаборным устройством и одним реактивным соплом и имеет вид:

Основной особенностью полетного к.п.д. является его падение с увеличением скорости исте- чения из сопла. Причиной такого падения является рост абсолютной скорости отброса рабочего тела WÑ-VÏ и увеличение потерь энергии с выходной скоростью. Поэтому применение одноконтурных ТРД с высокой свободной энергией (с высокими параметрами цикла) при дозвуковых скоростях полета невыгодно. В этом случае высокое значение эффективного к.п.д. цикла сочетается с низким полетным к.п.д. В то же время повышение полетного к.п.д. путем снижения скорости истечения из ТРД не дает эффекта, поскольку падает к.п.д. цикла.

ÂТРДД наличие наружного контура позволяет при высоких параметрах цикла снизить скорости истечения за счет увеличения расхода воздуха и со- четать высокий к.п.д. цикла с высоким полетным к.п.д. Это обуславливает значительное снижение удельного расхода топлива, что и является одним из важнейших свойств и преимуществ ТРДД [2.1].

Âавиационных ГТД непрямой реакции (ТВД

èвертолетных ГТД) основным движителем является винт, поэтому полетный к.п.д. практически равен к.п.д. винта:

ηï= η â

2.1.3 - Полный к.п.д. и топливная эффективность (экономичность) ГТД

Для авиационной СУ с ГТД общая эффективность преобразования химической энергии топлива в полезную работу передвижения ЛА определяется полным (или общим) к.п.д. η Î. Полный к.п.д. равен произведению эффективного к.п.д. цикла и полетного к.п.д.:

η o = η e η ï

Величина полного к.п.д. определяет удельный расход топлива СУ, т.е. е¸ экономичность. Удель-

ный расход топлива определяется по следующим формулам.

Для ТРД и ТРДД удельный расход топлива на единицу тяги, кг/кН*ч:

Ïðè VÏ < 1000 ì/ñ:

Для ТВД удельный расход топлива на единицу эквивалентной мощности, кг/кВт·ч:

– часовой расход топлива, кг/ч

– низшая теплота сгорания топлива, кДж/кг

– скорость полета, м/с

– эквивалентная мощность ТВД (сумма мощности на валу винта и условной мощности, развиваемой за счет прямой реакции двигателя), кВт

R – òÿãà, êÍ.

Заметим, что удельный расход топлива ТРД и ТРДД зависит не только от общего к.п.д., но и от скорости полета. Для ТВД зависимость экономич- ности от скорости полета проявляется неявно - че- рез к.п.д. винта.

Для авиационных ГТД зависимость удельного расхода топлива от эффективного и полетного к.п.д., а также от температуры газа перед турбиной в условиях H = 11 êì, M = 0,8 показана на Рис. 2.4 и 2.5.

Для наземных ГТД окончательным полезным эффектом является мощность на выходном валу. Поэтому экономичность наземных ГТД оценивается эффективным к.п.д. η å, а удельный расход топлива определяется (кг/кВт·ч):

Рисунок 2.4 – Зависимость удельного расхода топлива от эффективного (η å)

èполетного КПД

2.2- Параметры ГТД

2.2.1 - Основные параметры авиационных ГТД

Параметры, характеризующие ГТД, можно разделить на две группы.

Первая группа – это параметры, выражающиеся абсолютной величиной и зависящие от размерности двигателя. Важнейшие из них:

-реактивная тяга – для двигателей прямой реакции (ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ),

-мощность на выходном валу – для ГТД непрямой реакции (ТВД и вертолетных ГТД);

-расход топлива;

-расход воздуха на входе в двигатель;

-сухая масса;

-габаритные размеры.

Тяга, мощность, расход топлива и расход воздуха зависят от многих факторов - режима работы ГТД, скорости и высоты полета, атмосферных условий, принятой программы регулирования. Поэтому эти параметры обычно указываются при стандартных атмосферных условиях для основных важнейших режимов и условий полета - на взлетном режиме при Í = 0 è ÌÏ = 0 и в высотно-скоро- стных условиях, наиболее характерных для конкретного типа ГТД.

Рисунок 2.5 – Теоретически достижимые минимальные значения удельных расходов топлива в зависимости от температуры газа перед турбиной

Например, для ТРДД магистральных гражданских и военно-транспортных самолетов это, как правило, режим набора высоты (номинальный) и максимальный крейсерский режим на высоте Í = 11 км при скорости полета, соответствующей числу ÌÏ = 0,8 (VÏ = 850 км/ч), а также максимальный режим при Í = 0 при скорости отрыва самолета от ВПП (ÌÏ = 0,2…0,25).

Для военных ТРДФ и ТРДДФ в земных условиях обычно указывается параметры на взлетном режиме, как без использования форсажа, так и с вклю- ченной ФК (полный форсаж).

В зависимости от назначения двигателя вели- чина тяги и мощность авиационных ГТД (размерность двигателя) изменяются в широких пределах. Они определяют расход воздуха, расход топлива, габаритные размеры и массу ГТД. Указанные абсолютные параметры используются при проектировании летательного аппарата для определения его летно-технических характеристик.

Тяга современных ТРД и ТРДД изменяется в широких пределах - от нескольких килоньютонов до нескольких сотен килоньютонов. В настоящее время максимальная тяга достигнута на ТРДД GE90-115B фирмы General Electric (GE). Этот двигатель предназначен для двухдвигательного дальнемагистрального самолета Вoeing 777. Во время испытаний двигатель развивал тягу 569 кН