Газовые турбины проблемы и перспективы. Манушин Э.А. (1014151), страница 17
Текст из файла (страница 17)
2.3 и рис. З.б), серийно выпускаемая фирмой "Солар" (С)йА) с 1977 г. Эта установка двухвальная, со свободной силовой турбиной. Обеспече- ние высокого значения я„= 1б в однокаскалном осевом компрессоре наряду с высокой начальной температурой газа Тг = 1269 К позволило получить высокий КПД, равный почти 33 %. Возлух к двигателю поступает через воздухозаборник 11 с защитной сеткой (рис. З.б).
Компрессор 1 имеет 15 ступеней, иэ которых пять имеют поворотные направляю. ' шие лопатки 1О; поворотным выполнен также и входной направляющий аппарат компрессора. Ротор осевого компрессора ! выполнен дискобарабанным, он сварен из 15 дисков электронным лучом в вакуумной камере. К корпусу компрессора 9 присоединен корпус 8 колыгевой камеры сгорания. Топливо — газ подается к двадцати олной форсунке 2 из топливного коллектора 3 Ротор двухступенчатой турбины газогенератора 7 состоит из переднего вала и цвух дисков с лопатками. Для обеспечения ллительного ресурса лри высокой температуре газа в двигателе "Марс" рабочие лопатки первой ступени ТВд выполнены охлажлаемыми.
В корпусе турбины газогенератора 7 установлены пва ряда сопловых лопаток этой турбины и один ряд сопловых лопаток первой ступени двухсгупенчатой силовой турбины б. Первые два ряла сопловых лопаток выполнены охлаждаемыми. Ротор силовой турбины 6 состоит из двух дисков в вала, соединенных между собой пятью болтами. После выхопного дифФузора 4 отработавшие газы поступают в газосборник-улитку 5, а затем— выхлопную шахту.
Удельная масса ГТУ '*Марс" составляет 3,3 кг/кВт, что почти вдвое меньше, чем у ГТУ типа МЯЗ002 (6,3 кг/кВт) . 77 рис. 3.7. Принципиальная схема роторов авиационного двигателя НВ.211: 1 — ротор вентилятора; 2 — ротор КНЛ; 3 — ротор КВЛ; 4 — ТВД; 5 — ТНД; Š— турбина вентилятора Особенности широко распространенных за рубежом преобразованных аля работы в составе ГПА авиационных двигателей рассмотрим на примере одного из наиболее современных и высокоэффективных двигателей типа к3.211, работающих в составе ГПА нескольких типов (см.
табл. 2,3) Йсходным цвигателем лля создания приводного ГТД послужил один из наиболее моп1ных ТРДД ВВ.21! с большой степенью двухконтурности (в1 = 5)', т.е. с большим отношением расхода воздуха во внешнем контуре к расходу воздуха во внутреннем контуре, — так называемый турбовентиляторный двигатель. Этот двигатель является единственным серийным трехвачьным ТРДЛ большой тяги (до 222,5 кП на взлетном режиме). Схема расположения роторов исходного двигателя показана на рис.
3.7. Принципиальным изменением конструкции исходного авиационного двигателя при преобразовании его в газогенератор приводной ГТУ является исключение из общей компоновочной схемы вентиляторного вала, состоящего из одноступенчатого вентилятора и трехступенчатой турбины, приводящей вентилятор. Узлы валов низкого и высоко~о давления при етом практически ие изменяются (рис. 3.8). Упрощается конструкция еь о о рве, 3 Зял Газогенератордвигатеяя НВ.211 79 ~сборщика 1 массой 418 кг' и дг иной 635 мм; блока промежуточного давления ' массой 503 кг, длиной 790 мм; промежуточного блока 3 массой 335 кг, длиной 510 мм, включающего картер подшипников и привод зспомогзтельных механизмов; блока высокого давления 4 массой 800 кг, длнной 1015 мм, включающего КВЛ, камеру сгорания и ТВД; блока ТНД 5 массой 320 кг, длиной 1425 мм.
Силовая турбина, поставляемая в составе ГПА "Коберра" с газогенератором ВВ.211, выполняется, как правило, двухступенчатой. Рнс. Збц корпуса, поскольку с~шмается наружный кожух вентилятора и наружный корпус компрессоров и турбин, образовывавших в исходной конструк.
ии гладкую без выступов поверхность вентиляторного канала, Начала. ци вз ная температура газа перед ТВД в преобразованном двигателе уменьше в некоторых модификациях до Т, = 1390+ 1420 К вместо 1485 К в исход. ном авиадвигателе. Снятие вентиляторной ступени и снижение Тг привела к уменьшению и с 29 в исходном двигателе до 20 в преобразованная варианте для приводного ГТЛ. ' КНЛ 1 (рнс. 3.8) состоит из семи ступеней и приводится во вращение одноступенчатой ТНД 5.
КНД имеет регулируемый ВНА и антипомпаж. ный клапан. Сварной ротор КНЛ дискобарабанного типа опирается на тра подшипника в узлах 6, 9 и 10, КВД 2 состоит из шести ступеней и приво. днтся одноступенчатой ТВЛ 4. КВД имеет сварной дискобарабанный Ро тор, опирающийся на два подшипника в опорах 6 и 7. Камера сгорания двигателя 3 — кольцевая, с 18 форсунками, распределяющими топливог аз. Согшовые лопатки ТВД и ТНД и рабочие лопатки ТВД охлаждаютс" из воздухом. Двигатель пускается путем раскрутки взла высокого давлеии стартером 8.
Для ГТД авиационного типа характерна блочность; так, гаэогенерз' тор двигателя ВВ.211 состоит всего нз пяти блоков (рис. 3.9): воздухе 80 3.2. Энергетические стационарные ГТУ В з 2.2 указано, что наиболее мощными энергетическими ГТУв СССР, выпускаемыми длительное время, являются установки типа ГТ-100. 1)ри их создании нашла отражение идея приближения действительного цикла ГТУ к ~шклу Карно (з 1.1). Выбранные взводом цикл (его параметры см.
в табл. 2.4) и схема ГТУ (рис. 3.10) обеспечили [34): повышение более чем в 1,5 раза мощности и снижение на 15 % удельйого расхода теплоты по сравнению с ГТУ простого цикла при тех же начзльной температуре газа и расходе воздуха; возможность проектирования оптимальных по быстроходности турбомашин высокого и низкого давления, обеспечивающего высокие значения их КПД; простоту пуска, который может быть начат с раскрутки вала высокого давления. К основным конструкционным особенностям ГТ-100 относятся [34[: Расположение двух валов на одной оси; объединение корпусов КВД, ТВД и ТНД в единый блок; расположение заднего (по ходу рабочего тела) подшипника вала высокого давления и переднего подшипника вала низкого давления внутри корпуса подшипников, который омывается горячими газами под давлением; применение двухопорной конструкции зала высокого давления, не имеющего опоры в зоне максимального дзвления и температуры газа; применение трубчато-кольцевых камер сгоравия (с 12 жаровыми трубами в каждой) высокого и низкого давления, Расположенных вокруг вала ГТУ под углом к его оси.
Те же термодинамические и конструкционные принципы, которые были заложены в установку ГТ-100 (применение промежуточного охлаждения и промежуточного подогрева, компоновка агрегатов и др.), могут Развиваться путем повышения начальной температуры газа перед обеими турбинами или путем увеличения числа промежуточных охлаждений и подогревов. В 6 2.2 приведены перспективные параметры ГТу типа "Т.100, получаемые при повышении температуры газа перед турбинами на 100-200 К. Второй путь заслуживает особого внимания, поскольку позволяет даже при невысоких температурах газа получать значительное и"вышенне КПД установок. Так, МВТУ совместно с ХТГЗ был выполнен т'хнический пРоект ГТУ мощностью 200 МВт [8, 10[ с Тг = 1023 К (Рнс. 3,11), Расчетный электрический КПД этой установки может дости"'ть 42 — 43 %, удельная мощность Р, уд = 440 кВт/(кг/с).
Близкие к 'тнм значения КПД и удельной мощности в ГТУ простых схем можно ь-527з 81 Вкад Вход Воды Выход Вход Рис. 3 1О. Принципиальная схема установки ГТ-100: 1 — КНД; 2 — воздухоохпаднтепгн 3 -КВД; Π— камера сгорания высокоголап. пенна; 5 — ТВД; б — камера сгорания низкого давления; 7 — ТНД;  — электра.
ческий генератор; 9 — возбудитель; 10 — антнпомпажный клапан! 11 — пускоаах турбина получать лишь при Гг >1750 К при условии осуществления весьма эф. фективного и пока не достигнутого охлаждения, а также созцания компрессора с лк = 30 о 35. Обе эти задачи, как показывает практика, очень трудны и лишь в малой степени реализуются в стадионарных ГТУ. В высокотемпературной (Тг = 1470 К) многоагрегатной ГТУ по схе. ме, аналогичной схеме установки ГТУ-200-750, при той же компрессорной части можно получить КПД около 50% [271. К удачному опыту применения многоагрегатной установки ГТ-100 и к разработкам установок типа ГТУ-200-750 необходимо снова обратиться в связи с тем, что не только разработка, но и постройка таких ГТУ, предназначенных для работы в составе ПГУ с НПГ, уже начата в Японии [60,62,65).
Преимущества ПГУ с ГТУ с промежуточным охлаждением и подогре. вом по сравнению с ПГУ с ГТУ простого цикла видны из рнс. 3.12 ГТУ типа АОТ3.100А, предназначенная для включения в состав такой ПГУ, уже изготовлена и проходит испытания [62) . Схема и параметры ГТУ по. казаны на рис: 3.13, Установка спроектирована двухвальной, ее схема и компоновка нано. минают схему ГТ-100. Конструкционно установка скомпонована в двух блоках. Расход воздуха при вхоце в ГТУ Пма = 220 кг/с (в 2 раза меньше, чем в ГТ-100), расход продуктов сгорания при выходе из ТНД со. ставляет 233 кг/с. Кроме расхода тоцчива, добавляемого к воздуху в камерах сгорания, расход рабочего тела увеличивается на расход водм Сп~м = 10,44 кг/с в промежуточном воздухоохладителе испарнтельного типа.
Впрыск воды увеличивает мощность и КПд ГТу и, что не менее 82 важно, приводит к уменьшению содержания оксидов азота на выходе нэ установки. Для обеспечения работоспособности турбин при высоких Гг обе ступени двухступенчатой ТВД и первые две ступени четырехступенчатой ТНД вьпюлнены охлаждаемыми. В широком диапазоне нагрузок температура газа перед котлом-утилизатором остается почпг постоянной и равной 880 — 900 К.
Это позволяет паровой турбнне, включенной в состав ПГУ, работать при почти постоянных параметрах (16,8 МПа и 738/738 К), что в свою очередь обеспечивает более плавное протекание зависимости КПД от нагрузки, чем цля установок других типов (рис. 3.14) . Как показано в й 2.2, определенные перспективы развития отечественного стационарного газотурбостроения связываются с постройкой и серийным производством агрегатов типа ГТЭ-150 и ГТЭ-200. Освоение температуры газа Тг = 1373 К в установке ГТЭ-150 предполагается проводить в цва этапа [6].
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
