Устройство и назначение осевой турбины авиационного двигателя

Размещено на http://allbest.ru

Содержание

Введение

1. Назначение осевой турбины в ГТД и основные требования к нему

2. Схема и принцип действия турбины в ГТД

2.1 Кинематика газового потока в проточной части турбины. Треугольники скоростей

2.2 Работа на лопатках и мощность турбины

2.3 Активная ступень турбины

2.4 Коэффициенты полезного действия турбины

2.5 Характеристики турбины

3. Типы газовых турбин

3.1 Авиационные и реактивные двигатели

3.2 Любительские газовые турбины

3.3 Вспомогательная силовая установка

3.4 Промышленные газовые турбины для производства электричества

3.4.1 Хранилища сжатого воздуха

3.5 Турбовальные двигатели

3.6 Радиальные газовые турбины

4. Преимущества и недостатки газотурбинных двигателей

4.1 Преимущества газотурбинных двигателей

4.2 Недостатки газотурбинных двигателей



Введение

Современный газотурбинный двигатель (ГТД) успешно конкурирует с аналогичными по назначению паротурбинными и дизельными. От последних она выгодно отличается компактностью и малой удельной массой, маневренностью и высокой ремонтопригодностью, лучшей приспособленностью к автоматизации и дистанционному управлению.

Газотурбинный двигатель (рис. 1) может использоваться как всережимный и в сочетании с дизельными и паротурбинными.

При эксплуатации ГТД чувствительна к качеству подготовки топлива и масла, к изменению внешних условий (температура, чистота и давление атмосферного воздуха), ее надежность, как ни у какой другой установки зависит от точности выполнения всех эксплуатационных инструкций, а также от своевременности и правильности решений, принимаемых обслуживающим персоналом в непредусмотренных инструкциями ситуациях.

Рис. 1. Газотурбинный двигатель



Устройство ГТД достаточно просто и одновременно крайне сложно. Просто по принципу действия: забортный воздух (в ракетных двигателях - жидкий кислород) засасывается в турбину, там смешивается с топливом и сгорая, в конце турбины образует т.н. “рабочее тело” (реактивная струя), которое и двигает машину.

Так все просто, но на деле - это целая область науки, ибо в таких двигателях рабочая температура достигает тысяч градусов по Цельсию. Одна из самых главных проблем турбореактивного двигателестроения - создание не плавящихся деталей, из плавящихся металлов. Но для того, чтобы понять проблемы конструкторов и изобретателей нужно сначала более детально изучить принципиальное устройство двигателя.

Принципиальная схема простейшего ГТД показана на рис. 2.

Рис.2. Принципиальная схема ГТД

Перед турбиной всегда стоит вентилятор, который засасывает воздух из внешней среды в турбины. Вентилятор обладает большой площадью и огромным количеством лопастей специальной формы, сделанных из титана. Основных задач две - первичный забор воздуха и охлаждение всего двигателя в целом, путем прокачивание воздуха между внешней оболочкой двигателя и внутренними деталями. Это охлаждает камеры смешивания и сгорания и не дает им разрушится.

Сразу за вентилятором стоит мощный компрессор, который нагнетает воздух под большим давлением в камеру сгорания.

Камера сгорания выполняет еще и роль карбюратора, смешивая топливо с воздухом. После образования топливо воздушной смеси она поджигается. В процессе возгорания происходит значительный разогрев смеси и окружающих деталей, а также объемное расширение. Фактически реактивный двигатель использует для движения управляемый взрыв.

Камера сгорания реактивного двигателя одна из самых горячих его частей - её необходимо постоянно интенсивное охлаждение. Но и этого недостаточно. Температура в ней достигает 2700 градусов, поэтому её часто делают из керамики.

После камеры сгорания горящая топливовоздушная смесь направляется непосредственно в турбину.

Турбина состоит из сотен лопаток, на которые давит реактивный поток, приводя турбину во вращение. Турбина в свою очередь вращает вал, на котором “сидят” вентилятор и компрессор. Таким образом система замыкается и требует лишь подвода топлива и воздуха для своего функционирования.

После турбины поток направляется в сопло. Сопло реактивного двигателя - последняя, но далеко не по значению часть реактивного двигателя. Оно формирует непосредственно реактивную струю. В сопло направляется холодный воздух, нагнетаемый вентилятором для охлаждения внутренних деталей двигателя. Этот поток ограничивает манжету сопла от сверхгорячего реактивного потока и ее дает ей расплавится.

В данном реферате мы остановимся непосредственно на турбине.



1. Назначение осевой турбины в ГТД и основные требования к нему

Турбина в авиационных ГТД предназначается для привода во вращение компрессора (в ГТД всех типов), а также вентилятора (в двухконтурных ТРД) и для получения мощности, необходимой для вращения тянущего винта (или винтовентилятора) в ТВД или ТВВД или несущего винта в вертолётных двигателях. Кроме того, некоторая (незначительная) часть мощности турбины используется для привода насосов, электрогенераторов и других агрегатов самолета (вертолета) и двигателя. Для получения необходимой мощности в турбине происходит преобразование энергии сжатого и нагретого газа в механическую работу на её валу.

Основными требованиями к турбинам ГТД являются: высокий КПД, малые затраты мощности на охлаждение лопаток, минимально возможные масса и габариты при данных параметрах, а также надежность работы (при высокой температуре газа) на всех эксплуатационных режимах и возможно малая стоимость изготовления (зависящая, кроме других параметров, от числа ступеней).

В авиационных ГТД нашли применение только осевые одно- и многоступенчатые турбины.



2. Схема и принцип действия турбины в ГТД

Газовая турбина агрегата наддува является первичным двигателем для приведения в действие компрессора, который обеспечивает подачу воздуха в ресивер и далее в цилиндры двигателя. В газовой турбине энергия выпускных газов преобразуется в механическую работу. В отличии от поршневых тепловых двигателей, в турбине тепловая энергия газа сначала преобразуется в кинетическую энергию, а затем превращается в механическую работу на валу турбины.

Для обеспечения необходимых условий и определенной последовательности преобразования энергии газовая турбина оборудуется специфическими конструктивными элементами - сопловым аппаратом и рабочим колесом. Рабочее колесо состоит из диска и укрепленных на нем рабочих лопаток. Ротор турбины представляет собой сочетание рабочего колеса и вала, вращающегося в подшипниках. Последовательно расположенные в корпусе турбины неподвижный сопловой аппарат и вращающийся ротор составляют ступень турбины и образуют ее проточную часть.Движение газа в ступени показано на рис.3.1.

рис 3.1



Если рассечь лопатки соплового аппарата и рабочего колеса цилиндрической поверхностью и развернуть сечение на плоскости, получится развертка проточной части на плоскости.

Лопатки соплового аппарата образуют сужающиеся каналы, при протекании по которым скорость газа возрастает от до , а следовательно возрастает кинетическая энергия газа на величину .

Давление и температура газа соответственно уменьшаются от до и от до . Т.о. в сопловом аппарате осуществляется преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую.

Далее поток газа с параметрами направляется в рабочее колесо, где продолжается расширяться, перетекая по сужающимся каналам, которые образуются рабочими лопатками.

При этом происходит дальнейшее снижение температуры и абсолютной скорости газа. Часть кинетической энергии, приобретенной газом в сопловом аппарате, преобразуется в механическую работу вращения ротора, поэтому абсолютная скорость газа на выходе из рабочего колеса значительно меньше его скорости на входе в рабочее колесо.

Таким образом, в рабочем колесе турбины осуществляется преобразование кинетической энергии газа в механическую работу.

2.1 Кинематика газового потока в проточной части турбины. Треугольники скоростей

Направление движения газового потока на выходе из соплового аппарата определяется выходными кромками сопловых лопаток. Угол между вектором абсолютной скорости газа на выходе из соплового аппарата и плоскостью вращения ротора турбины I - I обозначается .

Вектор можно разложить на две составляющие, одна из которых равна окружной скорости

где - диаметр рабочего колеса;

n - частота вращения ротора турбины, об./мин.

Вторая составляющая представляет собой относительную скорость газа на выходе из соплового аппарата , т.е. скорость движения газового потока относительно вращающегося рабочего колеса.

Вектор относительной скорости образует с плоскостью вращения угол . В дальнейшем мы обнаружим значительное влияние направления газового потока при входе на рабочее колесо на эффективность преобразования кинетической энергии в механическую работу.

рис 3.2



рис 3.3

Графическое изображение векторов абсолютной скорости газа С, относительной скорости W и окружной скорости U называют треугольником скоростей.

Из рис. 3.2 видно, что при протекании по межлопаточным каналам соплового аппарата происходит поворот газового потока, обусловленный криволинейным профилем лопаток. Соответственно меняется направление вектора абсолютной скорости.

Для обеспечения безударного входа газового потока в рабочее колесо нужно, чтобы входные кромки рабочих лопаток соответствовали углу , вектора относительной скорости газа W, на выходе из соплового аппарата.

Абсолютная скорость вектора

,

поэтому величина и направление относительной скорости газа при входе на рабочие лопатки зависят не только от абсолютной скорости газа, но и от величины окружной скорости :



Следовательно, при определенной величине скорости газа , профилей лопаток соплового аппарата и рабочего колеса плавное обтекание рабочих лопаток оказывается возможным при определенной окружной скорости ротора турбины , когда направление вектора относительной скорости (угол ) совпадает с направлением входных кромок рабочих лопаток.

Величину абсолютной скорости можно определить, воспользовавшись уравнением энергии для случая изолированного потока газа (сжимаемой жидкости)

или	(3.1)

Левая часть уравнения представляет собой разность теплосодержаний газа на входе в сопловый аппарат ( ) и на выходе из него ( ).

Правая часть выражает приращение кинетической энергии одного килограмма газа, эквивалентное величине теплоперепада .

Уравнение 3.1 можно видоизменить, выразив начальное теплосодержание газа через параметры заторможенного потока

(3.2).

Из уравнения 3.2 следует, что энтальпия заторможенного потока равна сумме статической энтальпии и динамической составляющей .

С учетом 3.2 :

откуда

(3.3)

Параметры газа перед сопловым аппаратом турбины ( ) с учетом кинетической энергии называют параметрами торможения, или полными параметрами.

Для получения давления и температуры заторможенного потока надо обеспечить полное «торможение» скоростей газа - до нуля. При этом кинетическая энергия газа преобразуется в энергию давления, которая суммируется со статическими (термодинамическими) значениями.

Поэтому параметры торможения больше их термодинамических значений на величину динамической составляющей

Где - число Маха;

- абсолютная скорость газа;

- скорость звука;

k - показатель адиабаты;

- изобарная теплоемкость,

Все расчеты турбины обычно проводят с учетом параметров заторможенного потока газа перед сопловым аппаратом, хотя количественно, при реальных соотношениях температуры, давления и скорости выпускных газов они мало отличаются от соответствующих термодинамических параметров.

Лопатки рабочего колеса спрофилированы таким образом, что образуются криволинейные межлопаточные каналы, протекая по которым газ продолжает расширяться. Из треугольника скоростей на выходе из рабочего колеса следует, что абсолютная скорость газа за рабочими лопатками равна векторной сумме окружной скорости U и относительной скорости

причем , т.к. часть кинетической энергии газа, равная на входе в рабочее колесо величине , превращается в работу вращения ротора турбины.

Уменьшение абсолютной скорости газа от до сопровождается увеличением относительной скорости , направление вектора которой определяется углом между плоскостью вращения рабочего колеса и выходными кромками рабочих лопаток. При этом всегда меньше .

Из сопоставления рисунков явствует, что в рабочем колесе, как и в сопловом аппарате, происходит изменение параметров газа и направления его движения, причем последнее обусловлено профилем и взаимным расположением рабочих лопаток.

Угол между вектором и плоскостью вращения обозначается .

2.2 Работа на лопатках и мощность турбины

В результате взаимодействия газового потока с лопатками рабочего колеса возникает крутящий момент, являющийся конечной целью преобразования энергии в турбине.

Рассмотрим механизм действия сил и образования крутящего момента на примере одной рабочей лопатки, изображенной на рис. 3.4.

рис 3.4

Рабочая лопатка имеет несимметричный профиль; ее выпуклую сторону обычно называют спинкой, а вогнутую - корытцем.

При обтекании лопатки потоком газа на нее действуют силы давления и силы трения, причем силы давления распределяются по поверхности лопатки неравномерно: на вогнутую часть действуют большие давления, чем на спинку. Характер распределения давления по контуру рабочей лопатки в общем случае определяется ускорением потока газа в межлопаточном канале и воздействием на лопатку реактивной силы.

При повороте ускоряющегося потока частицы газа отбрасываются к корытцу лопатки, где создается повышенное давление. Следовательно, по ширине межлопаточного канала давление изменяется от максимального на корытце до минимального на спинке. Равнодействующую сил давления Р можно разложить на две составляющие: окружное усилие , действующее в направлении вращения ротора, и осевое усилие , действующее по оси вала турбины.

Крутящий момент на валу турбины создается окружным усилием .

Для расчетного определения крутящего момента, работы и мощности турбины под понимают суммарное окружное усилие на все лопатки, действующее на средней окружности рабочего колеса.

В соответствии с законом количества движения применительно к массе газа, протекающего через рабочее колесо за 1 сек.

(3.4)

Где - расход газа, кг/с; проекции относительных скоростей на плоскость вращения рабочего колеса.

Из треугольников скоростей турбинной ступени (рис. 3.3) видно, что

или

(3.5)

Таким образом из формулы 3.4 следует, что

	(3.6)



Направление силы считается положительным, если оно совпадает с направлением вектора окружной скорости . Окружная составляющая относительной скорости имеет отрицательный знак, т.к. она направлена в сторону, обратную направлению , поэтому при использовании формулы 3.4 перед следует ставить знак плюс. Если же учитывать лишь величину скоростей, без учета их знака, формула 3.3 может быть записана в следующем виде:

(3.4а)

с учетом зависимости 3.6

(3.4б)

В формуле 3.4б перед знак минус ставится, если , а знак плюс, если . (В надувочных газовых турбинах, как правило, , следовательно, перед в этом случае следует ставить знак минус).

Работа на окружности колеса турбины, отнесенная к одному килограмму газа, равна произведению усилия на окружную скорость :

(3.7)



Окружную скорость можно выразить как произведение угловой скорости на средний радиус рабочего колеса , т.е.

С учетом 3.6

	(3.8)

Величина крутящего момента на валу турбины может быть определена следующим образом:

Мощность турбины, выраженная в кВт при известной величине работы составит

кВт	(3.9)

Если известна окружная скорость работа газа определяется величиной алгебраической разности (с учетом) проекций абсолютных скоростей , которая зависит от изменения направления скорости газового потока и называется закруткой потока.

Из полученных выражений следует, что для определения работы и мощности турбины надо знать секундный расход газа и величины векторов скоростей, т.е. треугольники скоростей ступени.

Применительно к надувочной газовой турбине расход газа определяется как сумма расходов воздуха и топлива в дизеле

кг/с

кг/час

или кг/с

2.3 Активная ступень турбины

Рассмотрение условий образования крутящего момента под действием окружного усилия не сопровождалось выявлением источников возникновения этого усилия. В зависимости от особенностей кинематики газового потока и, прежде всего, от профиля рабочих лопаток, равнодействующая сил давления на них может складываться из активной и реактивной составляющих. Центробежную силу, возникающую при перетекании газа по криволинейному межлопаточному каналу с постоянной скоростью принято называть активной силой .

Когда давления на входе в рабочее колесо и на выходе из него не равны ( < ), поток газа в межлопаточных каналах ускоряется и за счет этого возникает реактивная сила , воздействующая на рабочую лопатку.

Если основная часть крутящего момента создается за счет активной силы, то такая ступень турбины называется активной. Если же основным источником образования крутящего момента является реактивная сила, то ступень турбины называется реактивной.



рис 4.1

Соответственно различают активный и реактивный процессы расширения газа в турбине.

Активный процесс расширения (рис. 4.1) отличается тем, что преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую, т.е. срабатывание располагаемого теплоперепада, происходит только в сопловом аппарате.

В рабочем колесе происходит преобразование кинетической энергии в механическую работу вращения ротора турбины.

Давление газа на входе в рабочее колесо и на выходе из него остается неизменным ( = ). В данном случае окружное усилие, вращающее рабочее колесо, создается за счет поворота потока газа (изменения направления вектора относительной скорости), т.е. за счет его активного воздействия на лопатки.

Для активной ступени турбины характерна симметричная форма рабочих лопаток. При этом межлопаточные каналы рабочего колеса имеют равные поперечные сечения на входе и выходе и равные углы и .

Рис. 4.2 Процесс расширения газа в активной ступени турбины

Рис. 4.3

Лопатки соплового аппарата образуют сужающиеся каналы, где поток газа ускоряется от до . В рабочем колесе абсолютная скорость снижается до . Энергия 1 кг газа превращается в механическую работу, равную .

Очевидно, что с увеличением разности возрастает полнота преобразования кинетической энергии в работу и уменьшается доля неиспользованной энергии газов. Чем меньше величина , тем меньше выходные потери, составляющие .

В случае отсутствия потерь в рабочих лопатках при , и данных значениях и , наименьшая выходная скорость получается, если , что видно из совмещенных треугольников скоростей активной ступени. При из треугольника скоростей получаем:

или (4.1)

Рис. 4.4

Формулой 4.1 устанавливается оптимальное соотношение между окружной скоростью U и абсолютной скоростью газа на входе в рабочее колесо С, которое обеспечивает наиболее эффективное использование энергии газов с минимальными выходными потерями. Всякое отклонение вектора от осевого направления вызывает увеличение выходных потерь, т.к. возрастает скорость .

В реактивной ступени турбины расширение газа происходит в сопловом аппарате и в рабочем колесе.

Следовательно, преобразование потенциальной энергии в кинетическую (срабатывание располагаемого теплоперепада) происходит последовательно в сопловом аппарате и в рабочем колесе.

Рис. 4.5

Для осуществления реактивного процесса расширения газа рабочие лопатки, как и сопловые, выполняются сужающимися. Давление газа уменьшается от до в сопловом аппарате и от до в рабочем колесе.

В активной ступени, если не принимать во внимание потери при перетекании газа в межлопаточных каналах, .

На рис. 4.2 показан график изменения относительной скорости для действительных условий с учетом потерь, поэтому .

Т.к. часть кинетической энергии превращается в тепловую, то теплосодержание газа на выходе из рабочих лопаток больше теплосодержания на входе . В реактивной ступени (см. рис. 4.1) происходит увеличение относительной скорости газа в рабочем колесе ( ), поэтому < .

Степенью реактивности называется отношение адиабатного теплоперепада в рабочем колесе к полному адиабатному теплоперепаду в турбинной ступени.

(4.2)

На рис. 4.5 в координатах i - S изображен процесс расширения газа в реактивной ступени.

Начальные параметры заторможенного потока соответствуют Г*. (Если начальная скорость газа перед сопловым аппаратом , то полный адиабатный теплоперепад отсчитывается от Г до 2 по адиабате Г - 1 - 2 и равен ).

В активной ступени (см. рис. 4.1) ; и , а следовательно . Если предположить крайний случай - турбину без соплового аппарата, то расширение газа будет происходить только в рабочем колесе, а следовательно, ; и .

В надувочных газовых турбинах не применяются ни чисто активные, ни чисто реактивные ступени. Активной принято называть ступень, у которой степень реактивности на среднем диаметре рабочего колеса не превышает 0,15.

При больших значениях ступень считается реактивной; обычно у реактивных ступеней осевых турбин . При располагаемый теплоперепад распределяется поровну между сопловым аппаратом и рабочим колесом.

Степень реактивности условно относят к среднему диаметру рабочего колеса, т.к. по высоте рабочей лопатки действительная степень реактивности изменяется, возрастая от корня к периферии. Объясняется это тем, что по высоте лопатки давление возрастает незначительно или остается неизменным, в то время как растет существенно (т.к. значительно больше ).

Поэтому разность и степень реактивности по высоте лопатки увеличиваются. Величина у корня лопатки всегда меньше, чем на ее периферии. Т.к. возрастание степени реактивности сопровождается увеличением разности давления , то при этом увеличиваются утечки газа через радиальный зазор между рабочим колесом и корпусом турбины. С увеличением растет также осевая составляющая , следовательно, возрастают нагрузки на упорный подшипник турбины.

2.4 Коэффициенты полезного действия турбины

Совершенство газовой турбины оценивается ее к. п. д. В зависимости от полноты учета потерь различают адиабатический, окружной, внутренний, механический и эффективный к. п. д.

Адиабатический к. п. д. представляет собой отношение работы турбины L с учетом потерь в сопловом аппарате и рабочем колесе, но без учета выходной потери, к располагаемой работе



	(5.7)

где

- работа газа с учетом потерь в проточной части турбины;

- располагаемая работа газа при адиабатном расширении;

- располагаемый теплоперепад при адиабатном расширении газа;

- действительный теплоперепад в проточной части турбины.

Адиабатический к. п. д. учитывает только гидравлические потери в проточной части турбины и характеризует степень ее совершенства, но не учитывает потерь с выходной скоростью. Адиабатический к. п. д. может быть выражен через отношение температур

	(5.8)

где - понижение температуры при действительном расширении газа в турбине от до р₂ (Г*-1'-2'на рис. 4.5); - понижение температуры при адиабатном расширении газа (Г*-1-2 на рис. 4/5), т. е. без потерь.

Окружным к. п. д. турбины называется отношение работы на окружности рабочего колеса L_u к располагаемой работе



	(5.9)

где

.

Окружной к.п.д. учитывает все потери, за исключением механических, потерь на утечки, на вентиляцию и на трение диска в; газе,

Если вычесть из работы на окружности колеса L_u потери на утечки газа, вентиляцию и трение диска, получится так называемая внутренняя работа турбины

	(5.10)

где - потери на трение диска в газе и вентиляцию; - потери на утечки газа.

Внутренним к.п.д. называется отношение внутренней работы, к располагаемой

	(5.11)

где теплоперепад ,соответствующий внутренней работе

;



- потерн тепла на трение дискам газе и вентиляцию; - потери тепла на утечки газа.

Относительные потери составляют 4ч5% от располагаемого тепла. К потерям на утечки относятся не только рассмотренные утечки газа через радиальный зазор, но и утечки через лабиринтное уплотнение.

Выступы 1 на корпусе и 2на валу турбины образуют ряд лабиринтных камер, при перетекании через которые давление снижается от до . Внутренний к.п.д. учитывает все потери, за исключением механических.

К числу механических потерь относится трение в подшипниках турбины. Если из внутренней работы вычесть работу механических потерь , получится эффективная работа на валу турбины

Механическим к.п.д. турбины называется отношение эффективной работы к внутренней работе

	(5.12)

Из (5.12) следует, что механический к.п.д. характеризует долю внутренней работа, которая полезно используется на валу турбины. Величина устанавливает ту часть внутренней работы, которая используется на преодоление трения в подшипниках турбины.

В наддувочных турбокомпрессорах учитывают суммарные механические потери всего агрегата, не относя их отдельно к турбине и к компрессору; .



Эффективным к.п.д. турбины называется отношение эффективной работы на валу турбины к располагаемой работе

	(5.13)

Эффективный к.п.д. учитывает все потери, имеющиеся в турбине, и является основным к.п.д., характеризующим степень совершенства газовой турбины.

Эффективный к.п.д. современных наддувочных газовых турбин составляет 0.74ч0.80; меньшие значения к.п.д. относятся к малогабаритным быстроходным турбинам (п_Т до 40 000 об/мин).

Рис. 5.3

На рис. 5.3 показано относительное расположение коэффициентов полезного действия и соответствующих потерь, а также характер изменения эффективного к.п.д. в зависимости от отношения . Из рисунка следует, что максимальное значение достигается при вполне определенном отношении (в приведенном случае = 0,6).

Отклонение от оптимальной величины приводит к уменьшению к.п.д.

Потери в сопловом аппарате не зависят от ; на потери в рабочем колесе величина влияет весьма умеренно.

Зато потери с выходной скоростью резко изменяются при отклонении от оптимального соотношения и определяют собой характер изменения окружного и эффективного к.п.д. Формула (3.9) не учитывает потерь на трение в подшипниках. С учетом всех потерь эффективная мощность турбины

	(5.14)

Работа адиабатного расширения газа в турбине от давления р до р₂ может быть определена по формуле

.	(5.15)



При использовании для расчетов диаграмм i--Sмощность турбины подсчитывается по формуле

.	(5.16)

2.5 Характеристики турбины

Мощность и число оборотов турбины зависят от расхода, температуры и давления выпускных газов, которые, в свою очередь, обусловлены режимом работы дизеля.

Таким образом, устанавливается определенная связь между режимами работы дизеля и наддувочной газовой турбины.

Расчетный режим турбины, обычно согласованный с номинальным режимом дизеля, не позволяет судить об условиях работы турбины на промежуточных, нерасчетных режимах.

Чтобы оценить влияние нерасчетных режимов и различных факторов на основные показатели турбины и определить возможность совместной работы дизеля, турбины и компрессора, необходимо иметь характеристику турбины, в виде графической взаимозависимости параметров, определяющих ее работу.

В зависимости от того, какие параметры приняты для построения характеристики, различают: нормальные характеристики, представленные абсолютными параметрами, и универсальные характеристики, представленные безразмерными параметрами или приведенными комплексами (параметрами подобия).

Предпочтительными наиболее распространенными являются универсальные характеристики, так как они дают возможность определить все основные показатели, которые характеризуют работу турбины, допускают перестроение из одной системы координат в другую.

Изменение окружного к.п.д. турбины в зависимости от величины можно определить по характеристике, изображенной на рис. 6.1, где сплошные кривые соответствуют активной, а пунктирные - реактивной ступени турбины.

Из рассмотрения этой характеристики можно сделать следующие выводы: к.п.д. турбины изменяется в широких пределах в зависимости от величины при увеличении этой величины возрастает степень реактивности с, причем, чем меньше с на расчетном режиме, тем больше она возрастает при увеличении ; оптимальная величина , соответствующая максимуму к.п.д., зависит от степени реактивности турбины.

Рис. 6.1



В рассматриваемом случае для активной турбины (р₀ = 0) и около 0,6 для реактивной турбины (р₀ = 0,55); при отклонении от оптимального (расчетного) значения, т.е. на всех промежуточных режимах, к.п.д. уменьшается, что объясняется увеличением потерь с выходной скоростью и на удар.

Рис. 6.2

Рис. 6.2 позволяет оценить изменение окружного к.п.д. в зависимости от и параметра оборотов (кривая /) и 650 (кривая 2). С ростом величины этого параметра уменьшается причем тем в большей мере, чем больше режим работы отклоняется от оптимального отношения . Характеристика турбины дизеля 12ЧН 18/20 в координатах для трех значений параметра , построенная по экспериментальным данным, изображена на рис. 6.3, а.

Вид характеристики в координатах показан на рис. 6.3, б.

Рис. 6.3

газотурбинный двигатель турбина авиационный

Выбор параметров для построения характеристики определяется ее назначением, особенностями совместной работы турбины и двигателя, а также наиболее характерными показателями, необходимыми для оценки работы турбины в данных условиях.

Приближенное построение характеристик может быть произведено расчетным путем, но более достоверными являются характеристики, построенные на основании определения n_T, T_Г, G_Г, p₂ и других показателей на экспериментальном стенде



3. Типы газовых турбин

3.1 Авиационные и реактивные двигатели

Воздушно-реактивный двигатель -- газовый двигатель, оптимизированный для получения тяги от выхлопных газов или от туннельного вентилятора, присоединенного к газовой турбине. Реактивные двигатели, которые производят тягу, главным образом, от прямого импульса выхлопных газов, часто называются турбореактивными, в то время, как те, которые создают тягу от туннельного вентилятора, часто называются турбовентиляторными.

Газовые турбины часто используются во многих ракетах на жидком топливе, а также для питания турбонасосов, что позволяет использовать их в легковесных резервуарах низкого давления, хранящих значительную сухую массу.

Авиационные двигатели также часто используются для генерации электрической мощности, благодаря их способности запускаться, останавливаться и изменять нагрузку быстрее, чем промышленные машины. Они также используются в судовой промышленности для снижения веса. GE LM2500 и LM6000 -- две характерных модели этого типа машин.

3.2 Любительские газовые турбины

Существует популярное хобби -- конструировать газовые турбины из автомобильных турбокомпрессоров.

Камера сгорания собирается из отдельных частей и устанавливается вертикально между компрессором и турбиной. Как и многие хобби, основанные на технологии, время от времени они перерастают в производство.

Несколько мелких компаний производят маленькие турбины и запасные части для любителей.

3.3 Вспомогательная силовая установка

Вспомогательная силовая установка -- небольшая газовая турбина, являющаяся дополнительным источником мощности, например, для запуска маршевых двигателей самолетов. ВСУ обеспечивает бортовые системы сжатым воздухом ( в том числе для вентиляции салона), электроэнергией и создает давление в гидросистеме летательного аппарата.

3.4 Промышленные газовые турбины для производства электричества

Газовая турбина серии GE H. Эта 480-мегаваттная турбинная установка имеет тепловой кпд 60 % в конфигурациях комбинированного цикла.

Отличие промышленных газовых турбин от авиационных в том, что их массогабаритные характеристики значительно выше, они имеют каркас, подшипники и лопастную систему более массивной конструкции. По размерам промышленные турбины варьируются от монтируемых на грузовики мобильных установок до огромных комплексных систем.

Парогазовые турбины могут иметь высокий КПД -- до 60 % -- при этом теплота выхлопа газовой турбины используется в рекуперативном генераторе пара для работы паровой турбины. Они также могут работать в когенераторных конфигурациях: выхлоп используется для обогрева или нагрева воды или в абсорбционных холодильниках.

Коэффициент использования топлива в когенераторном режиме может превышать 90 %. Турбины в больших промышленных газовых турбинах работают на синхронных с электросетью скоростях -- 3000 или 3600 оборотов в минуту (об./мин.). Газовые турбины простого цикла в индустрии электропитания требуют меньших капитальных затрат, чем угольные или ядерные энергоустановки, и могут выпускаться как для большой, так и для малой мощности.

Весь процесс монтажных работ может быть выполнен за нескольких недель (нескольких месяцев), в сравнении с годами, требуемыми для создания паровых электростанций базовой мощности. Другое их главное преимущество -- способность включаться/выключаться в течение нескольких минут, поставляя добавочную мощность во время пиковых нагрузок. Поскольку они менее эффективны, чем электростанции комбинированного цикла, они обычно используются как пиковые электростанции и работают от нескольких часов в день до пары дюжин часов в год, в зависимости, от потребности в электроэнергии и генерирующей емкости региона. В областях с недостаточной базовой нагрузкой и на электростанциях, где электрическая мощность выдается в зависимости от нагрузки, газотурбинная установка может регулярно работать в течение большей части дня и даже вечером. Типичная большая турбина простого цикла может выдавать от 100 до 300 мегаватт (МВт) мощности и иметь тепловой КПД 35-40 %. КПД лучших турбин достигает 41 %.

3.4.1 Хранилища сжатого воздуха

Одна из современных разработок для повышения КПД заключается в том, чтобы разделить компрессор и турбину хранилищем сжатого воздуха. В традиционной турбине, до половины генерируемой мощности используется для привода компрессора. В конфигурации с хранилищем сжатого воздуха для привода компрессора используется мощность, к примеру, ветровой электростанции или купленная на открытом рынке по низкой цене, а сжатый воздух освобождается для работы турбины, по мере необходимости.



3.5 Турбовальные двигатели

Турбовальные двигатели часто используются для привода линии компрессоров (например, в газонасосных станциях или на установках по сжижению природного газа), а также во всех современных вертолетах. Первый вал служит опорой компрессора и высокоскоростной турбины (часто упоминается как «Gas Generator» или «N1»), второй вал служит опорой низкоскоростной турбины (часто упоминается как «Power Turbine» или «N2»). Такая компоновка используется для повышения гибкости в скорости и выходной мощности.

3.6 Радиальные газовые турбины

В 1963 в Норвегии Жан Мовиль предложил эту разработку на фабрике Кениксберга. Многочисленные последователи добились существенного прогресса в совершенствовании этого механизма. Благодаря конфигурации, в которой тепло удалялось от определенных подшипников, увеличилась долговечность этой машины и в то же время радиальная турбина стала лучше соответствовать требованиям по скорости.



4. Преимущества и недостатки газотурбинных двигателей

4.1 Преимущества газотурбинных двигателей

· Очень высокое отношение мощности к весу, по сравнению с поршневым двигателем. Перемещение только в одном направлении, с намного меньшей вибрацией, в отличие от поршневого двигателя.

· Меньшее количество движущихся частей, чем у поршневого двигателя. Низкие эксплуатационные нагрузки. Высокая скорость вращения.

· Низкая стоимость и потребление смазочного масла. Низкие требования к качеству топлива. ГТД потребляют любое горючее, которое можно распылить: газ, нефтепродукты, органические вещества и пылеобразный уголь.

4.2 Недостатки газотурбинных двигателей

· Стоимость намного выше, чем у аналогичных по размерам поршневых двигателей, поскольку материалы применяемые в турбине должны иметь высокую жаростойкость и жаропрочность, а также высокую удельную прочность. Машинные операции также более сложные;

· Как правило, имеют меньший КПД, чем поршневые двигатели, особенно при частичной нагрузке.

· Задержка отклика на изменения настроек мощности.

Эти недостатки объясняют, почему дорожные транспортные средства, которые меньше, дешевле и требуют менее регулярного обслуживания, чем танки, вертолеты и крупные катера, не используют газотурбинные двигатели, несмотря на неоспоримые преимущества в размере и мощности.

Размещено на Allbest.ru