Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Обзор состояния вопроса о применении альтернативных топлив для авиационных ГТД 12
1.1 Использование альтернативных топлив для авиационных ГТД 12
1.1.1 Перспективы использования топливного газа для авиационных ГТД 16
1.1.2 Основные направления и проблемы использования авиационных ГТД в наземных условиях 22
1.2 Расчет циклов ГТД 29
1.2.1 Расчет идеальных циклов ГТД 29
1.2.1.1 Расчет идеального цикла ГТД с подводом теплоты при p=const (цикл Брайтона) 30
1.2.1.2 Расчет идеального цикла ГТУ с регенерацией теплоты 33
1.2.2 Расчет действительных циклов ГТД 34
1.3 Результаты исследований для натурных ГТД различных типов 44
1.4 Цель и задачи исследования 61
ГЛАВА 2. Разработка методики расчета различных схемгтд, работающих на газовом топливе 63
2.1 Обоснование необходимости учета переменности свойств рабочего тела ГТД 63
2.1.1 Алгоритм расчета свойств рабочего тела
2.1.2 Алгоритм термодинамического расчета с использованием термодинамических параметров рабочего тела для продуктов сгорания газового топлива 74
2.2 Методика термодинамического расчета ГТД различных схем с использованием разработанного алгоритма
2.2.1 Методика расчета ТРДД и ТВаД /э
2.2.2 Методика расчета конвертируемых для работы в наземных условиях авиационных ГТД 78
2.3 Анализ результатов расчета ТРДД и ТВаД для различных составов газового топлива
2.4 Анализ и выводы по результатам расчетов 88
ГЛАВА 3. Экспериментальное исследование термоди намического цикла гтд в составе газоперекачиваю щего агрегата 91
3.1 Описание экспериментальной установки на базе газотурбинного двигателя MS-5002 91
3.1.1 Схема теплотехнических измерений экспериментальной газотурбинной установки 95
3.1.2 Контрольно-измерительные приборы
3.2 Анализ точности определения тепловых испытаний 101
3.3 Расчет параметров установки, результаты исследования 110
3.3.1 Определение мощности методом теплового баланса 111
3.3.2 Определение мощности на муфте методом «ГТУ- Нагнетатель» 115
3.3.3 Определение мощности методом измерения крутящего момента на силовом вале с помощью торсионного вала 117
3.4 Анализ результатов экспериментального исследования 118
ГЛАВА 4. Применение разработанного алгоритма термодинамического расчета на основе учета теплофи зических параметров рабочего тела гтд для повыше ния его эффективности 119
4.1 Исследование термодинамических циклов ГТД с использованием энергетического метода исследования 120
4.1.1 Энергетический расчет конвертируемых для наземного применения авиационных ГТД 129
4.1.2 Анализ влияния начальных параметров цикла на эффективность привода конвертируемых авиационных ГТД 136
4.2 Эксергетический метод исследования термодинамических циклов ГТД 141
4.2.1 Эксергетический анализ для наземных ГТД,
работающих на природном газе 144
4.2.2 Оценка эффективности приводных ГТД, работающих на природном газе 156
4.3 Выводы по результатам энергетического и эксергетического методов анализа 159
Заключение 163
Список использованных источников 165
- Основные направления и проблемы использования авиационных ГТД в наземных условиях
- Алгоритм термодинамического расчета с использованием термодинамических параметров рабочего тела для продуктов сгорания газового топлива
- Анализ точности определения тепловых испытаний
- Энергетический расчет конвертируемых для наземного применения авиационных ГТД
Введение к работе
Актуальность проблемы. Авиационные двигатели являются наукоёмким высокотехнологичным продуктом, аналогов которому среди других изделий машиностроения практически нет. В развитых странах на долю авиации приходится около 30% годового расхода топлива для всех видов транспорта. Поэтому, с учётом снижения нефтяных запасов, становится актуальным применение в авиации альтернативных видов топлива, обладающих большими ресурсами, меньшей стоимостью и обеспечивающих лучшие экологические характеристики ГТД. Проведённые ОАО «Кузнецов» и ОАО «Туполев» технико-экономические исследования показали высокую эффективность применения газового топлива для двигателей самолетов. При переходе с керосина на сжиженный природный газ концентрация окислов азота в выхлопных газах падает на 30%, массовый выброс NOx сокращается на 10%, что позволит сжигать "бедные" смеси и уменьшать вредные выбросы в 1,5-2,0 раза. Использование водорода в качестве топлива ГТД снижает эксплуатационные расходы до 30% по отношению к керосину. Кроме того, в настоящее время природный газ широко используется в наземных газоперекачивающих установках на базе конвертированных авиационных двигателей. Для анализа термодинамического цикла авиационного двигателя, переведённого на газовое топливо, необходимо решить комплекс проблем, связанных с учётом влияния свойств рабочего тела на параметры эффективности ГТД в зависимости от состава газового топлива. Поэтому получение достоверных значений термодинамических параметров двигателя на основе уточнённого термодинамического расчета на начальном этапе перевода ГТД на газовое топливо является актуальной задачей.
Цель исследования заключается в повышении эффективности ГТД, работающего на газовом топливе.
Поставленная цель достигается путем решения следующих задач:
Разработка алгоритма и программы расчёта теплофизических параметров рабочего тела ГТД с учётом точного состава топливного газа.
Анализ изменения теплофизических параметров рабочего тела ГТД в зависимости от типа газового топлива.
Разработка методики и программы расчёта термодинамического цикла ГТД на основе уточнённого определения теплофизических параметров рабочего тела.
Анализ показателей эффективности ГТД в зависимости от состава топливного газа.
Оценка адекватности созданной методики термодинамического расчёта ГТД, с учётом изменения теплофизических свойств рабочего тела.
Повышение эффективности использования авиационного ГТД в качестве механического привода на основе энергетического и эксергетического методов исследования.
Научная новизна
1. Разработана математическая модель расчёта параметров ГТД, учитывающая переменность теплофизических свойств рабочего тела в
зависимости от процентного содержания основных компонентов и примесей топливного газа (CmHn; H2S; С02; 02; СО; Н2; Н20; N2).
Разработаны алгоритм и методика расчёта термодинамического цикла ГТД, позволяющие получить более точные данные параметров ГТД за счёт использования точных составов топливного газа.
Проведены исследования термодинамических циклов различных схем авиационных ГТД с учётом влияния на их термодинамические показатели свойств рабочего тела в зависимости от состава топливного газа и включённых в него примесей, что позволяет повысить эффективность использования газового топлива в ГТД.
Определены коэффициенты влияния параметров цикла с учётом состава топливного газа на эффективность привода для перспективных схем авиационных ГТД.
С помощью созданной математической модели уточненного учета тепло-физических параметров рабочего тела проведен энергетический и эксергети-ческий анализ ГТД для выбора оптимальных параметров при конвертировании авиационного двигателя для различных климатических условий эксплуатации.
Практическая ценность:
1. Создана математическая модель учёта тепло физических параметров
продуктов сгорания топливного газа, которая обеспечивает получение более
точных данных показателей эффективности ГТД, позволяет оценить
эффективность его перевода на определенный вид газообразного топлива и
спрогнозировать изменение его характеристик.
2. Разработаны алгоритм и программа уточнённого определения теплофизи-
ческих параметров рабочего тела ГТД для широкого диапазона составов топлив
ного газа, которые могут быть использованы при разработке технических
предложений по адаптации ГТД под нетрадиционные виды топлива (попутный
газ, биогаз, доменный газ).
Определены значения показателей эффективности ГТД хорошо согласующихся с экспериментальными данными за счёт учёта точного состава топливного газа (погрешность рассчитанных значений не превышает 2%), что позволяет выполнять термодинамический расчёт цикла как для вновь создаваемых двигателей, так и для двигателей, находящихся в эксплуатации.
Разработанная методика и программа термодинамической оценки параметров ГТД применима для мониторинга характеристик приводных ГТД, находящихся в эксплуатации с целью повышения их эффективности при работе на газовом топливе.
На защиту выносятся:
1. Алгоритм, программа и методика уточнённого расчета теплофизических
параметров рабочего тела ГТД, работающего на газовом топливе.
2. Результаты анализа изменения теплофизических параметров рабочего
тела ГТД в широком диапазоне состава топливного газа и коэффициентов
избытка воздуха.
3. Результаты исследования термодинамических циклов для дозвуковых
ТРДД со смешением потоков и ТВаД, использующих в виде топлива водород,
попутный нефтяной и природный газы. Анализ изменения параметров эффективности ГТД при переводе его на газовое топливо соответствующего состава.
4. Уравнения и коэффициенты влияния параметров конвертированных
авиационных ГТД на эффективность привода с учётом состава топливного газа.
5. Результаты обобщённой оценки эффективности ГТД и модель построения
области его оптимальных параметров на основе энергетического и эксерге-
тического методов исследования.
Методы исследования базируются на фундаментальных закономерностях технической термодинамики, теории горения, методах математического моделирования термодинамических процессов ГТД, использовании натурных экспериментальных исследований двигателей, энергетического и эксергетического анализа параметров ГТД.
Достоверность и обоснованность результатов и выводов диссертационной работы достигаются: корректным использованием методов математического моделирования процессов работы ГТД и сравнением с результатами исследований отечественных и зарубежных авторов; апробацией разработанной методики и программы путём сравнения результатов расчёта с полученными экспериментальными данными натурных испытаний ГТД, работающего на природном газе определенного состава; сравнение результатов расчётов ГТД, выполненных по программе, разработанной автором и в программном комплексе «Астра», основанном на другой математической модели, дало расхождение полученных характеристик ГТД в пределах 1%.
Апробация работы. Материалы исследований и основные результаты диссертационной работы докладывались на заседаниях кафедры «Оборудование и эксплуатация газопроводов» ВПО УрФУ (2009, 2010, 2011г.), на VII Всероссийской научно-практической конференции «Процессы горения, теплообмена и экология тепловых двигателей», (СГАУ, октябрь 2010 год), на заседаниях кафедры теплотехники и тепловых двигателей СГАУ (сентябрь 2011г.), в ОАО «Кузнецов».
Публикации. По теме диссертации опубликовано 9 работ, в том числе 4 статьи в журналах, рекомендованных ВАК Минобрнауки России.
Структура и объём диссертации. Диссертация состоит из введения, 4 глав, заключения, списка использованных источников и приложений. Общий объём диссертации составляет 175 страниц. Список использованных источников содержит 114 наименований.
Основные направления и проблемы использования авиационных ГТД в наземных условиях
Как известно, обеспеченность топливными ресурсами является ключевой задачей, определяющей развитие экономики и обеспечение национальной безопасности любого государства. Устойчивая тенденция роста потребления в мире нефтяных топлив привела к значительному увеличению темпов расходования не возобновляемых запасов нефти, которые, по прогнозам ученых, будут полностью исчерпаны во всех странах (за исключением России, Ирака, Ирана и Саудовской Аравии) уже в первой половине нынешнего века. Человечество, по сути, должно в короткие сроки решить проблему своего выживания: найти возможности и пути перехода с топлив, получаемых из нефти, на новые альтернативные виды топлива, прежде всего в промышленности и на транспорте. Дефицит нефти постоянно обостряется. За минувшие четверть века удельный вес нефти в мировом энергобалансе понизился более чем на 10 %. Наша цивилизация поставлена перед необходимостью в короткие сроки решить проблему своего выживания. То есть найти возможности для перехода с топлива, получаемого из нефти, на новые альтернативные виды топлива, прежде всего в промышленности и на транспорте.
Особенно это важно для России с учетом ее огромной территории, наличия богатых природных ресурсов, географического положения и разнообразных климатических зон. С особой остротой проблемы перехода на новые виды топлива проявляются в авиации, где прогнозируются постоянное увеличение интенсивности перевозок и соответственно рост расхода топлива. В развитых странах уже сегодня доля авиации составляет около 30% годового расхода топлива на все виды транспорта. По этой причине в ряде развитых стран не прекращаются работы по применению в авиации альтернативных топлив, обладающих большими ископаемыми ресурсами, меньшей стоимостью, лучшей экологией.
Вполне очевидна необходимость ускоренного создания в России криогенной авиации, в первую очередь использующей более дешевые виды альтернативных авиационных топлив. Альтернативными авиационными топ-ливами являются криогенные; жидкий водород и сжиженный природный газ (СПГ), в основном состоящий из метана. СПГ значительно дешевле нефтяного топлива и практически полностью может использоваться в качестве авиационного топлива. Стоимость СПГ в среднем на 250% ниже чем стоимость авиакеросина и в дальнейшем следует ожидать постепенного роста этого выигрыша
Эти топлива экологически более чистые, чем нефтяное и, благодаря большим хладоресурсу и энергосодержанию, способны значительно повысить летно-технические характеристики летательных аппаратов. Кроме того, применение криогенных топлив более безопасно, чем применение авиационного керосина. Даже небольшая утечка криогенного топлива может быть обнаружена посредством газового анализа с немедленным принятием мер по предотвращению воспламенения. В отличие от керосиновых, криогенные топливные баки не взрывоопасны, так как в них отсутствует кислород. При разливе криогенное топливо быстро испаряется и улетучивается.
Жидкий водород является перспективным топливом будущего, но пока еще дорог по сравнению с нефтяным. Однако в связи с неуклонным удорожанием нефти цена жидкого водорода в перспективе сравняется с ценой нефтяного топлива и даже станет ниже. СПГ значительно дешевле нефтяного топлива и практически полностью может использоваться в качестве авиационного топлива, в то время как для получения нефтяного авиатоплива ис пользуется только 6-7% нефти. На Севере СНГ может производиться непосредственно в регионах.
В середине 70-х гг. Академией наук СССР совместно с рядом научно-исследовательских институтов и конструкторских бюро была разработана программа научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по широкому внедрению альтернативных видов топлива в народное хозяйство. В авиапромышленности она получила название - тема "Холод". В рамках этой программы ОКБ А.Н. Туполева было поручено создание на базе самолета Ту-154 летающей лаборатории, использующей в качестве топлива жидкий водород и СПГ.
Есть еще один важный плюс. Природный газ, хотя и для других целей, с помощью трубопроводов сегодня подведен практически к каждому аэродрому, т.е. вопросы его транспортировки, в основном, уже решены. А криогенные установки возможно развернуть непосредственно на местах, что повышает доступность и транспортную дешевизну такого топлива.
Уже совершил экспериментальный полёт первый в мире самолет - летающая лаборатория Ту-155 с экспериментальным двигателем НК-88 разработки ОКБ Н.Д. Кузнецова, работающим на альтернативных видах топлива. В общей сложности Ту-155 выполнил почти 100 испытаний на СПГ и жидком водороде. Этими полетами была доказана реальность создания криогенной авиации, которая относится к технологиям третьего тысячелетия. Были разработаны технические предложения на переоборудование ряда новых пассажирских и грузовых самолетов с введением криогенных силовых установок, использующих в качестве топлива СПГ и керосин. Кроме того, разработаны проекты криопланов на базе самолетов А-310 и До-328 с использованием только жидкого водорода.
Алгоритм термодинамического расчета с использованием термодинамических параметров рабочего тела для продуктов сгорания газового топлива
Для повышения удельной мощности ГТУ применяют усложнение цикла в виде охлаждения рабочего тела в процессе сжатия или подогрева в процессе расширения. Возможно применение обоих этих методов в одной установке в сочетании с регенерацией. Число промежуточных агрегатов, их удельные параметры и температурные условия могут быть различными. Основное отличие такой ГТД от ГТД простого цикла — значительно большая степень повышения давления в цикле, которую необходимо применять для получения высоких КПД и удельной мощности ГТУ. ГТУ сложного цикла можно рассматривать как соединение трех, а в общем случае г простейших циклов (z — число компрессоров). При некоторых условиях удельная работа такой ГТУ равна Le = LTi ” 2 LKi = z Lei, т.е. она в г раз больше удельной работы однокамерной ГТУ; соответственно при заданной мощности расход рабочего тела в ней в г раз меньше. Коэффициент теплопередачи в регенераторе в ГТУ сложного цикла из-за повышенного давления среды больше, чем в простом регенеративном цикле. Кроме того и расход воздуха в г раз меньше. Поэтому площадь поверхности регенератора в ГТУ сложного цикла более чем в z раз отличается от площади поверхности регенератора в ГТУ простого цикла. КПД ГТУ сложного цикла выше, чем простого [18].
Уменьшение подводимой с топливом теплоты и теплоты, отводимой в окружающую среду, можно получить в ГТУ без регенератора при увеличении степени повышения давления в компрессоре, приводящем к повышению температуры сжатого воздуха перед камерой сгорания, и соответствующем увеличении степени понижения давления в турбине, вызывающем понижение температуры отработавших продуктов сгорания. Такие процессы практически осуществляются в ГТУ сложного цикл. Значения п к в них получаются заметно большими, чем в регенеративной ГТД, число компрессоров и турбин также возрастает, однако в них нет тяжелого и громоздкого регенератора и металлоемкость может быть ниже, чем у регенеративных ГТД. 1.3 Результаты исследований для натурных ГТД различных типов
На сегодняшний день особенно остро встает вопрос о совершенствовании методов конвертирования авиационных ГТД с целью сокращения потерь тепла с выхлопными газами и повышения эффективного КПД. В современной научно-технической литературе существует большое количество источников, излагающих результаты исследований ГТД с регенераций. В [32] отмечается, что увеличение на 1% КПД привода НК-16СТ, установленных на газопроводах СНГ, за 15 лет эксплуатации даст экономию, равную примерно 550 - 10 в долларах США. Отмечается, что решение задачи повышения КПД конвертируемых ГТД, создаваемых на базе авиационных двигателей, отработавших летный ресурс, осложняется тем, что в цикловом отношении они, как привило, принадлежат к предыдущим поколениям. Поэтому, используемые в настоящее время на отечественных газопроводах ГТД имеют п к от 8 до 13, $ от 3 до 4,4, при которых эффективный КПД одноконтурного привода находится на уровне 25...30%.
При поступлении в энергетику авиадвигателей с более напряженными параметрами цикла возникнет необходимость усложнения их конструкции при конвертировании с целью сохранения в течение ресурса высоких исходных параметров при наземной эксплуатации. Это приводит к ужесточению требований к системам подготовки (очистки, охлаждения или подогрева) воздуха, подготовки топливного газа, появлению дополнительных узлов и систем, обеспечивающих неизменность характеристик в течение ресурса (например, систем управления радиальным зазорами, промывки проточной части и др.).
Характеристики одноконтурных ГТД, выполненных по простой схеме (цикл Брайтона), приведены на рисунке 1.11 , где представлены зависимости КПД и мощности установки от степени повышения давления л% и степени подогрева д = —. Зависимости построены для современного уровня КПД уз лов. Как видно, рост температуры при фиксированном значении п к сопровождается увеличением мощности и КПД. Однако темп прироста КПД невелик и принципиально повышение температуры газа перед турбиной должно сопровождаться увеличением степени сжатия. На рисунке 1.11 приведены также величины КПД приводов НК-12СТ, НК-14СТ, НК-16СТ, НК-36СТ и НК-38СТ, базой для которых являются авиадвигатели разных поколений [32]. КПД; L - удельная полезная работа; - значения п к\ О - существующая ГТУ; - усовершенствованные ГТУ; НК-2 т Ш Ш ш 70 і. юшг%г 14Р-ГТУ с регенератором. Анализируя представленные зависимости, можно обнаружить, что достижение максимальной мощности при заданной степени подогрева осуществимо при разных 71%. Двигатели с низкими л (и исходные КПД) сохраняют, возможность осуществления в них цикла Брайтона с регенератором, который обеспечивает (при незначительном снижении мощности) получение существенного прироста КПД. Как известно, для повышения экономичности цикла привода (при существовании ограничивающей температуры Тртах, лимитируемой прочностью узлов горячей части привода) необходимо уменьшить количество теплоты, отводимой с выхлопными газами в холодный источник, чему соответствует уменьшение температуры газа, покидающего привод и приближение цикла привода к циклу Карно.
Анализ точности определения тепловых испытаний
Цель эксперимента заключается в экспериментальном определении термодинамических показателей теплового цикла реального газотурбинной установки М8 5002В (станционный номер №53) (рисунок 3.1) и сравнение их с результатами теплового расчета, проведенного на основе точного учета термодинамических свойств рабочего тела, с использованием разработанного алгоритма для продуктов сгорания газообразного топлива конкретного состава (природного газа). В алгоритме теплового расчета цикла реальной ГТД определены теплофизические показатели рабочего тела, с учетом химического состава топливного газа и параметров газотурбинной установки: степени повышения давления в компрессоре 7г, температуры перед турбиной Ґг, и коэффициента избытка воздуха в камере сгорания а.
Результаты теплотехнических испытаний установки MS 5002В позволяют на основе предложенного алгоритма разработать методику теплотехнических расчетов газотурбинных установок с использованием данных эксгогуа тационных замеров с целью оперативного определения показателей двигателя и оценки его технического состояния. Для экспериментальной установки используется действующий газоперекачивающий агрегат ГПА ГТК-25И, который состоит из газотурбинного двигателя MS 5002С рисунок 3.1 и центробежного нагнетателя PCL 804-2/36 (рисунок 3.2), предназначенного для транспортировки природного газа.
Технические характеристики MS 5002С: Полезная мощность- 24,6 МВт, расход воздуха, - 106кг/с, температура перед ТВД - 1200К, степень повышения давления - 8,6. Частоты вращения роторов: газогенератора - 5100 мин"1, силовой турбины - 4670 мин"1. Технические характеристики PCL 804-2/36: Производительность -50 мл м в сутки, степень повышения давления 1,44. Газотурбинная установка выполнена в виде двух стыкуемых при монтаже блоков. Спереди расположен блок вспомогательных механизмов, смонтированный на раме-маслоблоке. Он включает насосы уплотнений, охладители масла, вспомогательный (пусковой) маслонасос уплотнений нагнетателя, регулируюший клапан топливного газа, генератор собственных нужд, валопо воротное устройство, пусковой двигатель с механическим датчиком числа оборотов. Основной блок представляет из себя двухвальную ГТУ, размещенную в едином корпусе, установленную на фундаментной раме рисунок 3.1.
Газогенератор включает 16 ступеней компрессора с поворотным входным направляющим аппаратом (РВНА) и двумя спрямляющими аппаратами, встроенную с 12 жаровыми трубами в камеру сгорания, топливно-воздушная смесь (газ) воспламеняется искрой высокого напряжения, и приводящую компрессор одноступенчатую газовую турбину высокого давления с охлаждаемыми направляющими и неохлаждаемыми рабочими лопатками. Силовая турбина так же одноступенчатая, снабженная регулируемым сопловым аппаратом (РСА). Ротор нагнетателя соединен с ротором СТ при помощи муфты кулачкового типа. После прохождения турбин ВД и СТ отработавшие газы отводятся в выходной патрубок. Наличие на валу газогенератора электрогенератора переменного тока вынуждает поддерживать его частоту вращения постоянной с помощью поворота лопаток РСА силовой турбины. Для приводной ГТУ такой способ регулирования является оптимальным по КПД и облегчает режимы очень малых нагрузок, останова и запуска.
Подготовка ГПА к испытаниям и обслуживание агрегата во время эксперимента осуществляется в соответствии с «Правилами технической эксплуатации компрессорных цехов с газотурбинным приводом» и нормативно-технической документацией по эксплуатации и техническому обслуживанию ГПА ГТК-25И. Обогрев ВНА, утилизатор, установленный на приеме газохода, отключены, жалюзи закрыты. Перед началом проведения испытаний проводятся работы по отладке схемы измерений согласно рисунка 3.4.
Все измерительные приборы подвергаются проверке по образцовым приборам до и после проведения теплотехнических замеров. Производится стабилизационная выдержка режима не менее 2 часов. Между режимами стабилизационная выдержка составляет не менее 1,5 часов.
Точки замера представлены на рисунке 3.4, соответствуют штатным эксплуатационным точкам замеров по тракту ГТУ, а также выбираются дополнительные точки замеров параметров в соответствии с конструктивными возможностями расположения дополнительных отборов. Для эксперимента используются приборы повышенной точности и штатные приборы, предварительно проверенные службой метрологии ЛПУ. Для измерения параметров компримированного природного газа на входном и выходном патрубках нагнетателя в штатные отверстия вставляются гильзы для установки лабораторных термометров. Расход перекачиваемого природного газа измеряется при помощи штатной расходомерной диафрагмы, установленной на входе в центробежный нагнетатель, перепад давлений измеряется дифференциальным манометром. Состав природного газа и его теплофизические свойства определяются в специально уполномоченной лаборатории газокомпрессорной станции. На входе в осевой компрессор измерение температуры производится двумя штатными хромель-алюмелевыми (ХА) термопарами, специально установленными ртутным термометром и трехходовыми зондами давления с вмонтированными в них ХА термопарами. Потери давления на входе в компрессора производятся Н-образным манометром. Параметры потока в выхлопном диффузоре замеряется штатными термопарами, и П-образным манометром. Снятие параметров осуществляется на трех режимах работы ГТУ, характеризующихся различными оборотами ротора нагнетателя. Расход рабочего тела через двигатель определяется на входе в компрессор, на выходе из компрессора, на выходе из турбины высокого давления по значениям параметров полного и статического давления, замеренными с помощь установленных зондов. По замеренным параметрам в контрольных сечениях тракта ГТУ (с учетом расчетного значения расхода воздуха и топлива) определяется мощность силовой турбины и эффективный КПД ГТУ. По расходу топлива, температуре воздуха за компрессором и расходу с учетом расчетного значения расхода воздуха на охлаждение определяется температура газа перед ТВД. Мощность ГТУ замеряется с помощью торсионного вала (рисунок 3.5), с помощью установки на нем бесконтактных индуцированных торсионных динамометров.
Энергетический расчет конвертируемых для наземного применения авиационных ГТД
Сравнительная оценка эффективности рассчитанных схем двигателей является многофакторной задачей, так удельная мощность и эффективный т КПД являются функцией не только параметров цикла -f" и тіу, а так же зави тн сят от степени регенерации, гидравлических потерь давления по линии газа и воздуха, КПД узлов и т.д.
Оценка влияния начальных параметров цикла на эффективность использования авиационного двигателя в качестве привода произведено с использованием метода малых отклонений. Данный метод позволяет определить коэффициенты влияния параметров цикла на эффективность ГТУ. Анализ влияния производится при условии, что все параметры рабочего процесса, коэффициенты потери и КПД узлов являются взаимно независимыми величинами. Кроме того, независимо от сложности задачи, числа переменных величин и характера связей между ними решение получено в виде конкретной аналитической зависимости, что весьма удобно при проведении исследований в общем виде.
Так как расчеты тепловых схем ГТД ведутся с учетом переменности теплофизических свойств рабочего тела по тракту, то и коэффициенты влияния начальных значений параметров рабочего процесса на эффективность ГТУ зависят от состава рабочего тела, изменения температуры по тракту и вида топлива. Коэффициенты влияния были выведены для пяти схем установок, рассмотренных выше, методика теплового расчета для них приведена в разделе 2.2.1-2.2.2. После проведения линеаризации зависимостей: -удельная мощность свободной турбины, ,NeyA = AhCT г9вх-тнд VMex, - эффективный КПД цикла; rje = —-, получены зависимости относительного изменения удельной мощности от независимого изменения параметров для двухконтурного газогенератора.
Используется наиболее общая схема ТРДД с двух каскадным компрессором с учетом, что вместо реактивного сопла устанавливается силовая свободная турбина, работающая на привод потребителя. Тогда относительное изменение удельной мощности и эффективного КПД: Меуд = SAhCT + дц мехст + вх-СТ Sr]e =Sle-SAhKC (4.1) выразив относительные изменения 5AhKC, SAhCT через параметры цикла то получим обобщенную зависимость относительного изменения критериев эффективности. Теплота, подводимая цикле определяется: Л/ікс = hT - hRI, где hRI — энтальпия рабочего тела на входе в КС из регенератора внутренне го контура. При отсутствии регенерации энтальпия на выходе из регенерато ра равна hRI = кКВД. Тогда после преобразования в линеаризованный вид: 8AhKC = k158hT - (k15 - l)ShRI - 8т]кс (4.2) ShRI = k198hKBA + (1 - k19)8hCT + к308Гі где kr коэффициент влияния параметра цикла, величина которого определяется начальными значениями параметров цикла. Тогда относительно изменение полезной работы цикла:
Подставляя полученное уравнение в уравнение 4.1, получим зависимость относительного изменения КПД от параметров цикла. Данные уравнения является обобщенным для любой схемы ГТД и позволяет оценить эффективность изменения параметров цикла. Как видно из полученного уравнения увеличение степени двухконтурности на 1% приводит к снижению удельной мощности так как: SNeyA = - [к6(к14 - 1) + 8" fc6] дт. Введение регенерации в цикл уменьшает Ne уд, так как возрастают гидравлические потери и (Ттр/ уменьшается 5Ыеуд = [(к18 - l)k17]SaTpI, но происходит увеличение КПД - дце = k30drh а к30 » (к18 - 1)/с17.
Далее оценены возможности повышения эффективного КПД привода при выполнении его по двухконтурной схеме. Свободная СТ состоит из ступени, установленной во внутреннем контуре двигателя и из ступени, работающей в наружном контуре двигателя. В этом исполнении есть возможность введения регенерации в наружном контуре за счет отдачи тепла от выхлопных газов после ступени СТ во внутреннем контуре к воздуху.
Баланс мощности для ГТУ наземного применения рисунок 2.7 запишем: ЛГеуд =NeIcm+NeIIcm, тогда относительное изменение эффективного КПД и удельная мощность силовой турбины от параметров цикла: SNeyA = [1 - к20 - k21]Sm + k20SLCTl + [1 - /с20№стп (4.3) где: к = LJ+ZU к = J -2 Зависимость эффективного КПД от изменения степени регенерации: - во внутреннем контуре: 8г\ е = (7с15 — l)/c305rz; - в наружном контуре: STJ е = [1 - к20] [(2/с24 - 1)/с23]дгп , гае is = ; ; ; k20 = ц . 2i = 5 ; k23 = nBII+r ,_hBny Без ступени силовой турбины в наружном контуре к20 = 1 и уравнение приводится к виду: SNeyd = —k21Sm + SLcmI, из уравнения видно, что нали 138 чие степени двухконтурности снижает Neyd в к2\ раз. При степени двухкон-турности больше нуля, происходит снижению КПД установки в два раза. С этой точки зрения выгодно базовый двигатель конвертировать из двухкон-турного в одноконтурный, так как при транспортировании энергии из газогенераторного контура в вентиляторный, с последующим преобразованием в свободную мощность СТ всегда сопровождается потерями механической энергии. На рисунках 4.17 и 4.18 построены графические зависимости Neyd, ± С ростом т эффектив Тн Це =Am) ПРИ различных параметрах цикла 7Г ность ГТД уменьшается и при m = 2 практически сводится к нулю. При высоких параметрах цикла (пу, тп, —) увеличение температуры газа в схеме 4 (рисунок 4.13) приводит к росту rj е, а Neyd одинакова в обоих циклах, так как увеличение 7Гу приводит к непропорциональному снижению LcmJ и увеличению LcmII наружного контура. Повышение температуры цикла в газогенераторе (с учетом соответствующего повышения 7Гу) сопровождается увеличением температуры выхлопных газов, сохранение у этих двигателей второго контура должно сопровождаться введением регенерации в нем, что обеспечит экономический эффект от 10 до 14%.
