5.2.2. Газотурбинные энергетические установки. Идеальный термодинамический цикл гту.

Газотурбинная установка, как и любой другой тепловой двигатель, представляет собой комплекс технических средств, в которых совершаются термодинамические процессы преобразования теплоты в механическую работу. Замкнутая совокупность этих процессов представляет собой термодинамический цикл газотурбинной установки.

Идеальный термодинамический цикл простейшей ГТУ открытого цикла представлен на рис. 5.2.5. В состав ГТУ входит компрессор – К, приводимый в действие от газовой турбины – Т. От этой же газовой турбины через редуктор отбирается полезная мощность на движитель судна.

Воздух, являющийся рабочим телом в установке открытого цикла, забирается компрессором из атмосферы с давлением и температурой– (точка 1 диаграммы, рис. 5.2.5.). В процессе сжатия воздуха в компрессоре до давленияего температура повышается до значения(точка 2). Из компрессора воздух с параметрами,поступает в камеру сгорания, куда одновременно подается топливо. Тепло, выделяющееся при сгорании топлива, аккумулируется воздухом, и на выходе из камеры сгорания газы имеют параметры,(точка 3 диаграммы). Величина давления газовв общем случае определяется характером процесса, происходящего в камере сгорания. Из камеры сгорания горячие газы поступают в газовую турбину, где происходит их расширение до давления, равного атмосферному (точка 4). В процессе расширения в турбине температура газов снижается до значения. Отработавшие в турбине газы выбрасываются в атмосферу, где смешиваются с атмосферным воздухом. В процессе смешения параметры атмосферного воздуха не меняются (количество выбрасываемых газов пренебрежимо мало по сравнению с объемом земной атмосферы), открытый цикл замыкается условным процессом охлаждения продуктов сгорания в атмосфере до состояния воздуха на входе в компрессор –,.

Таким образом, рабочий цикл ГТД открытого типа состоит из следующих термодинамических процессов (рис. 5.2.5.):

1-2 – адиабатное сжатие воздуха в компрессоре;

2-3 – подвод теплоты в камере сгорания двигателя;

3-4 – адиабатное расширение газов в газовой турбине;

4-1 – условный замыкающий процесс – отвод теплоты из цикла (охлаждение газов в атмосфере).

Рис. 5.2.5. Схема и термодинамический цикл простейшего ГТД открытого цикла

Количество теплоты , подведенное в камере сгорания двигателя, численно равно площади диаграммыa−2−3−b; количество теплоты , отведенное из цикла – площади диаграммыa−1−4−b.

Теоретически процесс повышения параметров рабочего тела в камере сгорания может протекать изохорно или изобарно. Изохорный процесс 2−3 термодинамически более выгоден, и цикл, построенный на изохорном подводе теплоты, имеет больший КПД. Но осуществить изохорное сжигание топлива в камере сгорания ГТД технически сложно, поэтому работа всех судовых ГТД основана на принципе изобарного подвода теплоты, поэтому будем подразумевать, что параметры воздуха на выходе из компрессора равны ,, а параметры газа на входе в газовую турбину –,, т. е. в камере сгорания ГТД происходит изобарное сгорание топлива.

Термодинамический цикл ГТУ с изобарным сгоранием топлива в T−s и p−v координатах изображен на рис. 5.2.6. Полученная в процессе расширения в газовой турбине механическая работа – , эквивалентная площадиd−3−4−c на диаграмме p−v (рис. 5.2.6.), частично расходуется на работу сжатия воздуха в компрессоре – (площадьd−2−1−c). Полезная работа цикла – , отдаваемая потребителю энергии (движителю судна, генератору и т. д.), равна разности работ расширения газов в турбине и сжатия воздуха в компрессоре (площадь фигуры1−2−3−4):

.

Рис. 5.2.6. Термодинамический цикл ГТУ с изобарным сгоранием топлива в T−s и p−v координатах (без учета потерь энергии)

Площадь фигуры 1−2−3−4 в T−s диаграмме также эквивалентна полезной работе цикла ГТУ – , и находится как разность между количеством подведенной теплоты в катере сгорания -(площадьa-2-3-b) и отведенной теплоты в окружающую среду - (площадьa-1-4-b):

.

Количество теплоты , подведенное в цикл с топливом, определяется условиями перехода рабочего тела из состояния,в состояние,. Количество теплоты, отведенное из цикла с рабочим телом, определяется разностью энтальпий газа на выходе из турбины и воздуха на входе в компрессор:

, ,

где: – среднее значение теплоемкости для изобарного подогрева рабочего тела в камере сгорания при давлении;

–среднее значение теплоемкости для изобарного процесса охлаждения газов при давлении .

Коэффициент полезного действия для теоретического цикла ГТУ равен отношению полезной работы, совершенной в цикле, к затраченной:

.

Одной из основных характеристик газотурбинной установки является степень повышения давления в компрессоре – , равная отношению давления воздуха на выходе из компрессора к давлению воздуха на входе в него:

.

Если выразить отношение температур в формуле КПД цикла через степень повышения давления, то формула КПД теоретического цикла ГТУ примет вид:

,

где: – показатель адиабаты.

Из формулы видно, что значение КПД теоретического цикла ГТУ напрямую зависит только от – степени повышения давления в компрессоре. Физический смысл влияния степени повышения давления в компрессоре на КПД цикла ГТУ виден из рис. 5.2.7. При давлении воздуха на выходе из компрессора, по линии2 −3 подводится количество теплоты , соответствующее площади диаграм­мыa−2−3−b. При повышении давления на выходе из компрессора до величины , по линии2′−3′ подводится большее количество теплоты – , соответствующее большей площади диаграммыa−2′−3′−b.

Увеличение количества подве­денного тепла вызывает увеличение полезной работы цикла – (площадь фигуры1−2′−3′−4 больше площади фигуры 1−2−3−4), что в свою очередь, при одинаковом количестве отведенного из цикла тепла (площадь диаграммыa−1−4−b), приводит к увеличению КПД.

Подставив значение в формулу КПД теоретического цикла, можно численно рассчитать значения КПД ГТУ и проследить влияние степени повышения давления в компрессоре на коэффициент полезного действия цикла. Например, при показателе адиабаты для воздуха:

Рис. 5.2.7. Влияние степени повышения давления в компрессоре на КПД цикла ГТУ

Увеличение степени повышения давления в компрессоре приводит к неизбежному увеличению температуры газа на входе в газовую турбину – (рис. 5.2.7.), верхняя граница которой ограничена жаропрочностью материалов, из которых изготавливают детали проточной части газовых турбин, и современным развитием технологий металлургии. Несколько повысить верхнюю границупозволяет применение специальных жаропрочных материалов для изготовления деталей проточной части (лопаток и дисков турбин) и использование интенсивного их охлаждения. Эти мероприятия позволяют повысить верхнюю границудо 1400-1500°С в авиации, где ресурс ГТД мал, и до 1050-1200°С в стационарных, судовых и корабельных ГТД.

Источники:

1. Болдырев О.Н., «Судовые энергетические установки», Часть I, Дизельные и газотурбинные установки, 2007.