Научно-технический прогресс газотурбинных установок магистральных газопроводов

Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

Санкт-Петербургский государственный горный институт им. Г.В. Плеханова

Кафедра транспорта и хранения нефти и газа

РЕФЕРАТ

По дисциплине: Газотурбинные установки

На тему: Научно-технический прогресс газотурбинных установок магистральных газопроводов

Санкт-Петербург

2010 год

Содержание

Введение

1. История развития ГТД

1.1 Россия

1.2 Германия

1.3 Англия

2. ГТД наземного и морского применения

2.1 Механический привод промышленного оборудования

2.2 Привод электрогенераторов

2.3 Применение в морских условиях

3. Основные типы наземных и морских ГТД

3.1 Стационарные ГТД

3.2 Наземные и морские ГТД, конвертированные из авиадвигателей

4. Основные мировые производители ГТД

4.1 Основные российские производители ГТД

5. Основы рабочего процесса ГТД

6. Применение сложных циклов в ГТД

7. Основные параметры наземных и морских приводных ГТД

8. Особенности требований к приводным ГТД для ГПА

8.1 Требования к характеристикам ГТД

8.2 Требования к ресурсам и надёжности

8.3 Требования к габаритам и весовым характеристикам

8.4 Используемые ГСМ

8.5 Требования экологии и безопасности

Заключение

Список использованной литературы

Введение

В современной технике разработано и используется множество различных типов двигателей. В данной работе рассматривается лишь один тип – газотурбинные двигатели (ГТД), т.е. двигатели, имеющие в своём составе компрессор, камеру сгорания и газовую турбину. ГТД широко применяются в авиационной, наземной и морской технике (рис. 1). В настоящее время в общем объёме мирового производства ГТД в стоимостном выражении авиационные двигатели составляют около 70%, наземные и морские – около 30%. Объём производства наземных и морских ГТД распределяется следующим образом:

- энергетические ГТД ~ 91%;

- ГТД для привода промышленного оборудования и наземного транспорта ~ 5%;

- ГТД для привода судовых движителей ~ 4%.

Рис. 1. Классификация ГТД по назначению и объектам применения.

В современной гражданской и военной авиации ГТД практически полностью вытеснили поршневые двигатели и заняли доминирующее положение. Их широкое применение в энергетике, промышленности и транспорте стало возможным благодаря более высокой энергоотдаче, компактности и малому весу по сравнению с другими типами силовых установок. Высокие удельные параметры ГТД обеспечиваются особенностями конструкции и термодинамического цикла. Цикл ГТД, хотя и состоит из тех же основных процессов, что и цикл поршневых двигателей внутреннего сгорания, имеет существенное отличие. В поршневых двигателях процессы происходят последовательно, один за другим, в одном и том же элементе двигателя – цилиндре. В ГТД эти процессы происходят одновременно и непрерывно в различных элементах двигателя. Благодаря этому в ГТД нет такой неравномерности условий работы элементов двигателя, как в поршневом, а средняя скорость и массовый расход рабочего тела в 50…100 раз выше, чем в поршневых двигателях. Это позволяет сосредоточить в ГТД большие мощности. Авиационные ГТД по способу создания тягового усилия относятся к классу реактивных двигателей, классификация которых показана на рис. 1.2.

Рис. 1.2. Классификация реактивных двигателей.

Среди реактивных двигателей можно выделить две основные группы.

Первую группу составляют ракетные двигатели. Они создают тяговое усилие за счёт ускорения рабочего тела, запасённого на борту летательного аппарата (ЛА). В настоящее время наибольшее распространение получили жидкостные реактивные двигатели (ЖРД) и ракетные двигатели твёрдого топлива (РДТТ). Первые из них используют двухкомпонентное жидкое топливо – размещённые в разных ёмкостях горючее и окислитель. А вторые твердое топливо, которое содержит горючие и окисляющие компоненты и целиком размещается в камере сгорания. Ракетные двигатели применяются в основном в ракетах различного назначения и могут использоваться для полетов в безвоздушном пространстве (в космосе), так как для создания силы тяги им не требуется окружающая среда.

Ко второй группе относятся воздушно-реактивные двигатели (ВРД), для которых атмосферный воздух является основным компонентом рабочего тела, а кислород воздуха используется как окислитель. Задействование воздушной среды позволяет значительно сократить запас рабочего тела на борту ЛA, повысить экономичность и дальность полета.

В свою очередь, ВРД подразделяются на две основные подгруппы.

1. Бескомпрессорные ВРД, включающие прямоточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД) двигатели. В прямоточных ВРД воздух сжимается за счет скоростного напора. Двигатели могут применяться для сверхзвуковых скоростей полета при Мп > 2...3 (СПВРД) и гиперзвуковых скоростей (ГПВРД, Мп > 6...7). Однако прямоточные ВРД не имеют стартовой тяги. Этот органический недостаток ПВРД можно исправить переходом к пульсирующему процессу подачи воздуха и сжиганию топлива при постоянном объеме. Такой процесс реализован в ПуВРД. В них сжатие воздуха происходит без использования скоростного напора и компрессора. ПуВРД использовались в Германии в конце Второй мировой войны на крылатых ракетах "V-1", но дальнейшего развития не получили. В последнее время интерес к пульсирующим ВРД возобновился. Активно изучаются так называемые импульсные детонационные двигатели, в которых тяга дискретно создается за счет ударных волн, образующихся в результате детонационного (взрывного) сгорания топлива в камере сгорания.

2. Газотурбинные ВРД, получившие свое название из-за наличия турбокомпрессорного агрегата, имеющего в своем составе газовую турбину как основной источник механической энергии. Классификация авиационных ГТД показана на рис. 1.2.

ВРД отдельных типов могут быть конструктивно объединены друг с другом или с ракетными двигателями в единой двигательной установке. Такие комбинированные двигатели совмещают в себе положительные качества исходных двигателей. Например, в турбопрямоточном двигателе сочетаются возможность самостоятельного старта ТРД и работоспособность при высоких сверхзвуковых скоростях полета СПВРД. Группа комбинированных двигателей может включать большое число схем и вариантов, наиболее характерные турбопрямоточный, ракетно-прямоточный, ракетно-турбинный показаны на рис. 1.2.

Реактивные двигатели, в которых вся полезная работа цикла затрачивается на ускорение рабочего тела, называются двигателями прямой реакции. К ним относятся ракетные двигатели всех типов, комбинированные двигатели, прямоточные и пульсирующие ВРД, а из группы ГТД - турбореактивные двигатели (ТРД) и двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД) (см. рис. 1.2). Если же основная часть полезной работы цикла в виде механической работы на валу двигателя передается специальному движителю, например воздушному винту, то такой двигатель называется двигателем непрямой реакции. Примерами двигателей непрямой реакции являются турбовинтовой двигатель (ТВД) и вертолетный ГТД. Классическим примером двигателя непрямой реакции может служить также поршневая винтомоторная установка. Качественного отличия по способу создания тягового усилия между ней и турбовинтовым двигателем нет.

Рис. 1.3. Области применения ВРД: 1 – вертолётные ГТД, 2 – ТВД и ТВВД, 3 – ТРДД, 4 – ТРД, 5 – ТРДФ и ТРДДФ, 6 – ТПД, СПВРД, 7 – ГПВРД.

газотурбинный механический привод электрогенератор

Применение ГТД в военной и гражданской авиации, начавшееся после Второй мировой войны, позволило совершить качественный скачок в развитии авиации: освоить большие высоты полета и сверхзвуковые скорости с числом Маха до 3,0...3,3, значительно повысить грузоподъемность и дальность.

1. История развития ГТД

ГТД во второй половине ХХ века стали доминирующими в военной и гражданской авиации. Они обеспечили значительно большие отношения тяги к массе двигателя, лобовые мощности и лобовые тяги по сравнению с предшествовавшими поршневыми двигателями.

Хотя принципиальные схемы ТВД и ТРД были предложены в ряде стран ещё в первой четверти ХХ века, реализация их как эффективных и надёжных двигателей стала возможной лишь в результате синтеза аэродинамического совершенства лопаточных машин и достижении в металлургии.

Речь идет о достаточных КПД компрессоров и турбин и длительной термопрочности конструкционных материалов, которая допускает довольно высокий уровень температуры газа перед турбиной. Условие существования ТРД

(ηсж – ηрасш)min ≥

показывает, что при и ηсж = ηрасш ≤ 0,7, например, температура газа перед турбиной должна быть более Тг = 930 К.

1.1 Россия

Не умаляя роли передовых промышленных стран, таких как Германия и Англия, следует отметить достойный вклад русских учёных и инженеров в создание и развитие газотурбинной техники.

Рис. 2. Конструктивная схема ТРД : а – М.Н. Никольского, б – В.И. Базарова

Основополагающими теоретическими разработками в области реактивного движения и лопаточных машин были ещё дореволюционные труды учёных И.В. Мещерского, Н.Е. Жуковского, К.Э. Циолковского. К началу ХХ века относятся первые проекты ГТД русских инженеров: П. Кузьминского (1900 г.), В. Караводина (1908 г.), Н. Герасимова (1909 г.), А. Горохова (1911 г.), М. Никольского (1914 г.). Изготовление опытного турбовинтового (турборакетного) двигателя мощностью 160 л. с. по проекту М. Никольского (рис. 2 а) было начато в 1914 г. на Русско-Балтийском заводе для замены немецкого поршневого двигателя "Аргус" мощностью 140 л. с. на самолёте "Илья Муромец". Однако в дореволюционной России не появились какие-либо серийные авиационные двигатели собственной разработки (даже поршневые). После 1917 г. развитию авиации со стороны государства уделялось повышенное внимание. После организации ЦАГИ (1 декабря 1918 г.) НТО ВСНХ 4 декабря 1918г. выделил Аэродинамическому институту 212 650 рублей на окончание работ 1918г.

В 1918 г. ВСНХ РСФСР была организована научная автомобильная лаборатория (позднее преобразованная в НАМИ) с отделением авиационных двигателей.

22 мая 1919 г. в ЦАГИ создано винтомоторное отделение во главе с инженером-механиком Б.С. Стечкиным. Уже в 1929 г. Б.С. Стечкин разработал и опубликовал теорию ВРД, получившую всеобщее признание в нашей стране и за рубежом.

В 1923 г. инженер-конструктор В.И. Базаров подал заявку на вполне современную схему одновального ТРД с центробежным компрессором (см. рис. 2, б).

В 1925 г. преподаватели МВТУ Н.Р. Бриллинг и В.В. Уваров обосновали возможность создания мощного авиационного ТВД.

В 1926 г. в НАМИ организована группа, занимавшаяся изучением циклов и схем ГТД, а также процессами горения. Руководство группой осуществляет Н.Р. Бриллинг. В 1929 г. работу этой группы при ВТИ возглавил В.В. Уваров, сосредоточившийся на создании высокопараметрических ТВД и газотурбинных установок (ГТУ). Так называемой "Газовой группе" В.В. Уварова было поручено спроектировать экспериментальные стационарную ГТУ и авиационный ТВД мощностью 1500 л.с.

В 1933 г. ГТУ-1 была спроектирована, а в 1935 г. — собрана и испытана на Коломенском машиностроительном заводе. Общее время испытаний ГТУ-1 при температуре 1120...1370 К составило 21 час.

В 1935 г. разработан первый проект высокопараметрического авиационного ТВД ГТУ-3 (рис. 3) с расчетной мощностью 1500 л.с., испытания которого проходили в 1937—1939-х гг.

ГТУ-3 имел три центробежные ступени компрессора с и двухступенчатую осевую турбину. Турбина охлаждалась дистиллированной водой, так как расчетная температура газа перед ней была 1470 К. Применение пароводяного охлаждения позволяло выдерживать забросы фактической температуры на испытаниях до 1870 К и длительно работать до 1620 К, используя самый жаропрочный материал того времени ЭИ-69 (с рабочей температурой не выше 920…970 К). Суммарная наработка ГТУ-3 составила 57 часов, однако заданная мощность не была достигнута, и горячие испытания ГТУ-3 в 1941 году были прекращены.

3 декабря 1930 г. на базе винтомоторного отдела ЦАГИ и авиамоторного отдела НАМИ был создан ЦИАМ (Центральный институт авиамоторного моторостроения), и в 1940 г. группу В.В. Уварова из ВТИ перевели в ЦИАМ.

Рис. 3. Схема ТВД ГТУ-3 конструкции В.В. Уварова

В 1943 г. в отделе № 8 ЦИАМ спроектирован и в 1945 г. испытан ТВД Э-30-80 (рис. 4) с расчетной температурой газа перед турбиной 1520 К.

В 1947 г. работы по заданной теме переводятся на завод №41, выпускавший поршневые двигатели М-11, а В.В. Уваров назначается главным конструктором завода. Здесь были созданы модификации Э-30-80-2с, Э-30-80А, Э-30-80М, которые прошли 25-часовые испытания, но в 1948 г. работы были прекращены.

В это же время в ЦИАМ были разработаны ТВД Э-30-81А мощностью 3500 л.с. по той же схеме, но с воздушным охлаждением и с использованием более жаропрочного никелевого сплава типа Нимоник (ЭИ-437), которые в количестве пяти штук прошли частичные испытания. В 1949г. все работы по ТВД схемы В.В. Уварова были прекращены в связи с успехами в проектировании ТВД с осевыми компрессорами в других ОКБ. В.В. Уваров перешел в МВТУ и возглавил созданную им кафедру газовых турбин.

Работы над проектированием и созданием ТРД, не имевших винта и способных обеспечить в несколько раз большие, чем ТВД, скорости полета, начал в 1937 г. А.М. Люлька. Сотрудник Харьковского авиационного института Люлька специалист по паротурбинной технике. Он в инициативном порядке разработал проекты ТРД как с центробежным одно- и двухступенчатым компрессором (РТД-1, 1937 г.), так и с осевым компрессором (РД-1,1938 г.) (рис. 5). Рабочие чертежи выбранного ТРД РД-1 с осевым компрессором и с тягой 500 кгс были сданы в производство на Кировский завод в Ленинграде в 1940 г. Двигатель имел шестиступенчатый компрессор с = 3,2 и относительно невысокую температуру газа перед турбиной = 923 К.

Рис. 4. Схема ТВД Э-30-80 конструкции В.В. Уварова

В 1941 г. началась сборка двигателя РД-1, приостановленная с началом Великой Отечественной войны. В 1942 г. узлы РД-1 и документация были вывезены в ЦИАМ. Работы в ЦИАМ по ТРД под руководством А.М. Люльки возобновились только в 1943 году (А.М. Люлька некоторое время работал на танковом заводе в Челябинске и в КБ Болховитинова). Двигатель был модернизирован — его тяга увеличилась до 1200 кгс — и получил обозначение С-18 (стендовый). В марте 1944 г. было получено задание от Наркомата на изготовление пяти экземпляров С-18, а коллектив А.М. Люльки был переведён в НИИ-1, где сосредотачивались все работы по реактивной технике. В сентябре 1944 г. двигатель С-18 собран и испытан. В процессе первых испытаний выявилось большое количество дефектов, наиболее разрушительным из которых был помпаж компрессора. К концу войны в НИИ-1 появились трофейные немецкие двигатели Юмо-004 и BMW-003 с тягой 900 и 800 кгс, однако довод и развитие ТРД С-18 были продолжены, и на его базе был спроектирован ТРД ТР-1 с тягой 1350 кгс. Копирование ТРД Юмо и BMW было поручено другим ОКБ. После успешного испытания двигателя С-18 в конце 1945 г. работы по TP-1 форсировались. К их изготовлению малой серией был подключен завод № 45 (ММПП "Салют") и было организовано новое конструкторское бюро ОКБ-165, которое возглавил А.М. Люлька. В августе 1946 г. ТР-1 поставлен на испытания. В феврале 1947 г. проведены государственные испытания – получена тяга 1290 кгс и ресурс 20 часов. В течение 1948-1950-х гг. создаётся ряд модификаций с последовательно увеличивающейся тягой, вплоть до тяги 5000 кгс на двигателе ТР-3А, названном АЛ-5. Двигатели изготовлялись малой серией и устанавливались на опытных самолётах Ильюшина, Сухого, Лавочкина. 1950-е гг. под руководством А.М. Люльки был создан ряд ТРД типа АЛ-7Ф с = 9.. .10 и К в классе тяг 6500…10000 кгс.

В 1966 г. появились высокопараметрические одновальные ТРД типа АЛ-21Ф с  = 12,5... 15 и К в классе тяг 8900... 11400 кгс, установленные на самолетах Су-17М, МиГ-23Б, Су-24М.

В 1985 г. создан один из лучших военных двигателей АЛ-31Ф с тягой 12500 кгс. Он имел очень высокие параметры цикла: = 23, К, а главное – был двухконтурным при наличии ФК (степень двухконтурности m = 0,6).

Так, через 44 года было реализовано собственное изобретение A.M. Люльки ТРДД. На это изобретение Люлька получил авторское свидетельство № 312328/25 от 22 апреля 1941 г.

Страницы: 1, 2, 3, 4, 5