Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

В наземных 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 в рекуператоре. 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.

В настоящее 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, базирующихся 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.

В наземных 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:

67

ãäå GÒ ×ÀÑ

Hu

VÏ

NÝÊÂ

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

ãäå R – òÿãà, Í;

GÃ – массовый расход газа на срезе сопла, кг/с; GÂ – массовый расход воздуха на входе в дви-

гатель, 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 [2.8.1].

Âавиационных ГТД непрямой реакции (ТВД

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

ηï= ηâ

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. ηÎ. Полный к.п.д. равен произведению эффективного к.п.д. цикла и полетного к.п.д.:

ηo = ηe ηï

Величина полного к.п.д. определяет удельный расход топлива СУ, т.е. е¸ экономичность. Удельный 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. 2.1.3_1 и 2.1.3_2.

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

68