Газовые турбины проблемы и перспективы. Манушин Э.А. (1014151), страница 24
Текст из файла (страница 24)
Например, программу работ по внедрению керамических материалов в семейство двигателей типа СТ-404 !мощностью 330 кВт) выполняет фирма "Дженерал моторс". рис. 4.6. Обшил вид ивиэвтеля ОТ.601: 1 — турбина газогенератора; 2 — силовая турбина; 3 — силовой редуктор; 4 задний флансп крепления двигателя в моторно-трансмвссионном отделении; 5 модули теплообменника-рекуператора; 6 — камера сгорания, *7 —" редуктор коро 120 ки приводов; 8 — регулятор ползли топлива; 9 — электростартер; 10 — места установки вспомогательных агрегатов; 1! — компрессор; 12 — масляный фильтр; 13— маслоотсгойник 121 т„,г Глава лягая, ПРОБЛЕМЫ И ПУТИ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ И КОМБИНИРОВАННЫХ УСТАНОВОК 7бба 7555 5.1. Повышение параметров рабочего процесса, совершенствование узлов Основными параметрами рабочего процесса, определяющими эффек.
тивность ГТУ любо~о типа, являются температура газа перед турбиной (или турбинами) Т, и степень повышения давления рабочего тела я", К1 а также КПД узлов (компрессоррв, турбин, камер сгорания) и потери давления в элементах (входном, переходных и выходном патрубках, ка- мерах сгорания и теплообменннках). Для ГТУ с регенерацией теплоты отработавших газов параметров рабочего процесса является также степейь регенерации о„. Как показано в б 1.1, при практическом осуществлении ГТУ и ГТД простейшего цикла для повышения экономичности интенсифицируют рабочий процесс посредством повышения Т, одновременно с повыше- нием л„.
Тенденция к постоянному повышению Т,. в ГТД всех типов —, одна из наиболее характерных на современном этапе развития, и, вероят- но, она будет наблюдаться и в дальнейшем, хотя должна происходить не столь быстрыми темпами, как в настоящее время. Предельным значением температуры газа в ГТУ является температура горения стехнометрической топливовоздушной смсси, т.е.
смеси, в кото.. рой количество воздуха равно[теоретически необходимому для полного сгорания определенного количества тоттива. Эта температура в зависимо. сти от сжигаемого топлива может достигать 2300 — 2600 К, Однако реали-. зацией столь высоких температур газа пока не занимаются конструкторы не только стационарных и транспортных ГТД и ГТУ, но и авиационных ГТД, которые занимают наиболее передовые позиции в освоении высоких Т, Это можно объяснить по крайней мере двумя причинами, Во-первых, не существует ни материалов лля турбин, способных выдерживать столь высокие температуры в течение заданного срока службы, ни конструк- ционных способов эффективного охлаждения материалов, из которых изготовляются основные детали газовых турбин. Применяемые в настоя- щее время способы охлаждения потребуют при столь высоких температэ- рах газа таких расходов охлаждающего воздуха, которые практически полностью ликвидируют термодинамические преимущества повыше- ния Тг.
Во-вторых, одновременное с Тг повышение я„приводит к тому, что температура воздуха за компрессором становится чрезвычайно боль- шой [см. (1.4)], в результате чего сжатый воздух не может служить охлаждающей турбину средой, а его предварительное охлаждение услож.
няет двигатель. Более того, при высоких я„появляется необходимость, охлаждать компрессор, главным образом его последние ступени. Все это позволяет считать, что стехиометрический двигатель не только не может обладать необходимой работоспособностью, но и вряд ли целесообразен с технико-экономической точки зрения. Высказываются соображения о том, что поднимать Т, выше 2000 К нецелесообразно из-за потерь на дис социацню и из-эа трудности обеспечения приемлемого уровня токсичности продуктов сгорания. 122 7эаа 7абб 72бб 7габ 7ПП 75577 Гад таб 7550 7520 75ба 7550 Га 3) 7550 7У70 75а х) Рис.
5.1. Зависимость изменения начальной температуры газа Тг от года ивчвлв выпуска ГТД колесных н гусеничных машин: а — двигатели мощностью 550 — 1500 кВт; б - двигателя мощностью 200 — 550 кВ77 7 — неохлажлаемые турбины; .2 — охлхждаемые турбины; 3 — керамические ту~ бины Поскольку повышение Тг является практически единственным путем совершенствования показателей почти всех авиационных ГТД, температурахгаза в них наиболее высокая. Значения Тг в мощных двигателях дпя дозвуковых пассажирских самолетов со взлетной тягой до 250 кН (в двухконтурных турбореактивных двигателях ТТ9О фирмы "Пратт- Уитни", СР6 фирмы "Дженерал электрик" и ВВ.211 фирмы "Роллс.
Ройс" ) достигают 1550 — 1650 К при я„= 24 —: 29 [44]. Разрабатываются двигатели с еще более высокими параметрами: 7'„= 1700 + 1750 К; як =35: 45. Освоенные и перспективные уровни температуры газа в стационарных и транспортных ГТУ значительно ниже, чем в авиационных двигателях, однако они тоже постоянно повышаются (см. табл.
2,1). Заметен рост Тг в стационарных энергетических ГТУе с Т, = 1000 К в конце 1960-'х годов до Т, = 1220 К в настоящее время (см. табл. 2.4). Повышение Тг характерно и лля транспортных ГТД (рис. 5.1) . При 77роектироваьши ГТУ стремятся обеспечить близкое к оптимальному технико-экономическое значение я„.
Его выбирают с учетом КПД и массы узлов, числа ступеней лопаточных машин, размеров, стоимости производства и т.д Наиболее высокие значения як характерны дпя авиационных ТРДД: в современных наиболее мощных из них (в двигателях 1Т90, СР6 и КВ.211) я„= 24 —: 29 при Тг = 1550 —: 1650 К, В менее мощ. ных двигателях (типа )Т8 и "Спей" ) як = 16 е 22 при Тг = 1360 е 1460 К. В перспективных ТРДД 77к = 35 е 45 при Тг = 1700 е 1750 К [44]. Степени повышения давления постоянно растут в стационарных ГТУ (см. тайэ.
2.1, 2.4, 2,6) и в транспортных ГТД всех типов. Например, статистические данные о темпах роста я„в ГТД колесных и гусеничных машин, приведенные на рис. 5.2, свидетельству7от о том, что и в этих двигателях значения я„постоянно повышаются, несмотря на трудности, воз7икающие при создании высокоэффективных лопаточных машин относительно малой мощности. Узлы и элементы большинства ГТД и ГТУ Постигли высокой степени аэродинамического и конструкционного совершенства.
(Некоторые значения КПД компрессоров и турбин приведе- 123 7Р 70 Р 7990 7950 7970 799Р 7990 Габ 0) ",970 7900 7990 Га а) Рис. 5.2. Зависимости изменения степени повышения давления л„от гада начала вм. пуска ГТД колесных и гусеничных машин: а — двигатели мощностью 550- 1500 кВт; б — двигатели мощностью 200- 550 кВт; 1 — ГТД без теплообмениика; 2 — ГТД с теплообмевником ны в 4 1.1). В этих условиях рассчитывать на значительное улучшение газодинамических характеристик компрессоров и турбин нельзя, поэтому основное внимание конструкторы уделяют расширению диапазонов работы узлов с высокими значениями КПД, повышению напора ступеней осевых компрессоров и увеличению теплоперепадов, срабатываемых в ступенях турбин, с целью уменьшения числа ступеней и тем самым снижения стоимости лопаточных машин без заметного ухудшения газодинамических характеристик узлов.
Скорости в ступенях современных осевых компрессоров с высокими значениями л„близки к звуковым и даже достигают сверхзвуковых. Дпя работы в этих условиях разрабатывают специально спрофилированные трансзвуковые и сверхзвуковые ступени. В авиационных ГТД трансзвуковые и сверхзвуковые ступени обеспечивают л,т = 1,4 е 1,8 144) . Такие же ступени все шире применяются в стационарном и транспортном газотурбостроении.
Повышение напорности ступеней и увеличение запаса устойчивой работы компрессора в некоторой степени удается обеспечить специальным профилированием корневых и периферийных сечений, учитывающим концевые явления в ступенях. Такие лопатки вылили из стадии экспериментальных исследований: уже предусмотрено их применение в серийном авиационном двигателе ВВ.211.600 фирмы "Ролл-Ройс", вы.
пуск которого готовится. Для уменьшения потерь в компрессорах разрабатывают конструкцион- ' ' ные меры по уменьшению радиальных зазоров и уплотнению мест во можных утечек воздуха, вводят конструкционные элементы, дозволя щие осуществить так называемое активное регулирование радиапьног зазора между рабочими лопатками и наружным корпусом компрессо Для обеспечения устойчивой и эффективной работы высоконапорны осевых компрессоров вводится регулирование их проходных сечени 124 путем применения поворотных направляющих лопаток, использования двухкаскадных компрессоров, перепуска части воздуха в атмосферу из промежуточных ступеней многоступенчатого осевого компрессора и т.д.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
