Газотурбинный: ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ • Большая российская энциклопедия

Содержание

Газотурбинный двигатель (ГТД) — Что такое Газотурбинный двигатель (ГТД)?

Газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины.

В отличие от поршневого двигателя в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.

ГТД работает следующим образом:

  1. сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, туда же подается топливо, которое, сгорая, образует большое количество продуктов сгорания под высоким давлением;
  2. в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счет вращения струей газа лопаток, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре;
  3. остальная часть работы передается на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой ГТД.
Газотурбинные двигатели имеют самую большую удельную мощность среди ДВС, до 6 кВт/кг.

В качестве топлива могут использоваться любое горючее, которое можно диспергировать:

  • бензин,
  • керосин,
  • дизтопливо,
  • мазут,
  • природный газ,
  • судовое топливо,
  • водяной газ,
  • спирт, 
  • измельченный уголь.
Существует 2 вида ГТД в зависимости от количества турбин:
  • одновальные — простейшие ГТД, которые имеют только 1 турбину; такие ГТД имеют ограничения в режиме работы;
  • многовальные — имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал; турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолета или корабля, мощные электрогенераторы и т. д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.

Категория Газотурбинные двигатели : ПАО «КАДВИ»

  • Топливно-регулирующая аппаратура для ГТД

  • Малоразмерные газотурбинные двигатели серии 9И56

  • Малогабаритный газотурбинный агрегат ГТА-40 на базе ГТД 9И56

  • Гидромеханическая трансмиссия для гусеничных шасси

  • Газотурбинный двигатель ГТД-1250 и продукция на его базе

  • Автономные средства электроснабжения на базе ГТД 9И56 СЭС-75

ОАО «КАДВИ» изготавливает газотурбинные двигатели мощностью от 40 до 200 кВт, комплектующие и средства электроснабжения для зенитных ракетных комплексов систем ГРАУ и ПВО, как находящихся на вооружении Министерства обороны РФ – С300ПС, С300ПМ (-1, -2), С300В, Шилка, Куб, Оса, Бук-М2Е, Тунгуска-М1, ТОР-М2Э, С-400 «Триумф», «Фаворит», «Антей-2500», так и для экспорта в другие страны.

ОАО «КАДВИ» является единственным в России предприятием, осуществляющим серийное изготовление и необходимые виды ремонта транспортного газотурбинного двигателя мощностью от 1000 до 1250 л.с. и моноблоков с ним для танка Т-80 и его модификаций.

ОАО «Кадви» участвует в разработке и изготовлении опытных промышленных образцов, осуществляет постановку образцов в соответствии с ГОСТ на серийное производство перспективных объектов для Министерства обороны РФ, таких, как модернизация ЗРС С300-В4, «Витязь ПВО», С-500, освоив для них новые САЭС 9И112М2, 9И114М2, 9И113М2 (мощностью 130 кВт), ГТА-40.

«ОДК — Сатурн» начал серийный выпуск морских агрегатов. Их создали в рамках программы импортозамещения

В конце 2020-го в ПАО «ОДК — Сатурн» (входит в Объединённую двигателестроительную корпорацию Госкорпорации Ростех) произошло важнейшее событие: в ноябре, после завершения квалификационных, предъявительских и приёмо-сдаточных испытаний, компания отгрузила заказчику, Судостроительному заводу «Северная верфь», первый дизель-газотурбинный агрегат М55Р. Поставка второго морского агрегата состоялась  в  декабре. В чём особенность новой продукции? Какова значимость события? Рассказываем в новом выпуске «Заводных практик».

Первый морской

Серийное производство морских дизель-газотурбинных агрегатов (ДГТА) М55Р стало новой ступенью развития рыбинского предприятия ОДК. Моторостроители освоили уникальные компетенции, ещё раз показав высокий профессиональный уровень, внесли свой вклад в решение государственных задач.

Ростех последовательно реализует программы разработки современных двигателей всех типов, — подчеркнул значимость события заместитель генерального директора Госкорпорации Ростех Владимир Артяков. — Создание морских газотурбинных силовых установок и агрегатов — наукоёмкий высокотехнологичный процесс. Подобными компетенциями обладают всего несколько производителей в мире. Мы готовы обеспечить потребность российских судостроителей в новых газотурбинных агрегатах.

Морской дизель-газотурбинный агрегат М55Р

— Предприятия региона продолжают работать над созданием импортозамещающей продукции. Выстраивание цепочки по производству комплектующих позволяет делать готовый продукт от и до на территории России и не зависеть от зарубежных поставок, — сказал губернатор Ярославской области Дмитрий Миронов. — Отрадно, что одно из наших флагманских предприятий, Объединённая двигателестроительная корпорация, стало важным звеном этой цепи. Для создания нового дизель-газотурбинного агрегата здесь была проведена большая научная и организационно-производственная работа, что способствовало успешному запуску изделия в серийное производство.

— Создав новую компетенцию по разработке, серийному производству и ремонту морских газотурбинных двигателей и агрегатов, «ОДК — Сатурн» начало серийные поставки не только двигателей, но и агрегатов с их применением, — отметил заместитель генерального директора — управляющий директор «ОДК — Сатурн» Виктор Поляков. — ДГТА М55Р — это первый российский морской агрегат, полностью изготовленный отечественными предприятиями. Ранее Российская Федерация не располагала такими компетенциями и технологиями. Сегодня мы можем говорить о реализации импортозамещения в сфере морского газотурбостроения и о готовности обеспечить потребность российского флота в поставках такого оборудования».

Полностью российский

Дизель-газотурбинный агрегат М55Р по основным эксплуатационным характеристикам соответствует уровню зарубежных аналогов. Его спроектировали и изготовили в соответствии с техническим заданием госзаказчика. В производстве М55Р использовали материалы и комплектующие исключительно российского производства.

Создание ДГТА М55Р проводилось в тесном сотрудничестве с «Северным проектно-конструкторским бюро». Агрегат — результат взаимодействия специалистов нескольких предприятий: редуктор изготовили на ПАО «Звезда», дизель собрали на «Коломенском заводе», локальные системы управления — в концерне «НПО «Аврора». Испытания проводились в сборочно-испытательном комплексе корабельных газотурбинных двигателей и газотурбинных агрегатов «ОДК — Сатурн». Наличие на рыбинском предприятии этого уникального для России объекта, открытого три года назад, стало ключевым элементом импортозамещения.

— На самом деле это один из самых передовых и надёжных агрегатов, особенно с учётом тех изменений, которые мы сюда вносили: по системе автоматики, по контролю диагностики,

— отметил генеральный конструктор «ОДК — Сатурн» Роман Храмин. — Самое важное, что освоено серийное производство составных частей газотурбинного агрегата. Освоен дизель, редуктор, двигатель и все компоненты этой системы — в том числе, электронная, топливная аппаратура.

Испытание ДГТА — процесс сложный, проходящий в несколько этапов.

Вначале весь агрегат собирают на испытательном стенде. Первый этап после монтажа — пусконаладочные работы, затем — предъявительские испытания, в процессе которых проверяют качество изготовления и сборки самого агрегата, его составных частей, осуществляют измерение и расчёт параметров и технических характеристик на всех режимах работы агрегата, выполняют оценку на соответствие технических условий. Далее — ревизия, то есть оценка техсостояния деталей редуктора, газотурбинного двигателя, трансмиссионных валов и соединительных муфт.

Когда сборка всего агрегата вновь восстановлена, приходит очередь второго этапа предъявительских испытаний, по результатам которого агрегат принимает служба качества предприятия. В заключение — приёмосдаточные испытания, которые, по сути, вновь повторяют все предыдущие этапы. Результаты этих испытаний принимает представитель заказчика. Такой многоступенчатый процесс испытаний позволяет убедиться в качестве произведённой продукции, надёжности агрегата в эксплуатации.

Новые компетенции

Сегодня «ОДК — Сатурн» — единственный в России разработчик и производитель газотурбинных двигателей морского исполнения в диапазоне мощностей от 4-х до 20-ти МВт и агрегатов с применением соответствующих двигателей. Это стало результатом завершения ряда опытно-конструкторских работ в сочетании с реализованными инвестиционными проектами, направленными на освоение производства, техперевооружение и создание испытательной базы.

В 2006-м и 2008-м были успешно проведены государственные испытания газотурбинных двигателей М75РУ  и М70ФРУ, созданных «ОДК — Сатурн», а также завершены межведомственные испытания ГТД мощностью 20,2 МВт и ДГТА М55Р.

Морской газотурбинный двигатель М70ФРУ

Важным этапом в развитии программы морского газотурбостроения в  «ОДК — Сатурн» стал 2014-й год, когда была принята программа импортозамещения, в связи с осложнившимися отношениями с Украиной, традиционно осуществлявшей производство морских ГТД ещё со времен СССР.

В период с 2014-го по 2018-й в рамках госконтрактов с Минпромторгом России были выполнены и успешно завершены опытно-конструкторские работы по освоению серийного производства газотурбинного двигателя мощностью 20,2 МВт. Моторостроители   разработали газотурбинный двигатель М70ФРУ-2 и корабельные главные газотурбинные агрегаты (ГГТА) М35Р-1/2, М70Р. Также был создан двигатель М70ФРУ-Р с реверсивной силовой турбиной.

Основу отечественной корабельной энергетики составил ряд из трёх базовых двигателей: М75РУ мощностью 4,4 ÷ 5,2 МВт,  М70ФРУ мощностью 8,8 ÷ 10,3 МВт и  ГТД мощностью 20,2 МВт.

ДИЗЕЛЬ-ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА — Словарь морских терминов на Корабел.ру

комбинированная энергетическая установка, в которой в качестве главных двигателей используются двигатели внутреннего сгорания и газовые турбины. В настоящее время все Дизель-газотурбинные установки комплектуются из маршевых двигателей (ДВС) и форсажных (ГТД). В Дизель-газотурбинных установках может обеспечиваться как совместное и раздельное использование ДВС и ГТД (тип CODAG), так и только раздельная работа (тип CODOG). Термины CODAG и CODOG взяты из английской классификации и означают: в первом случае «дизель и газовая турбина», во втором — «дизель или газовая турбина». Преимуществом Дизель-газотурбинной установки типа CODAG является возможность суммирования мощностей всех главных двигателей, преимуществом CODOG — обеспечение форсажными двигателями полной скорости хода независимо от состояния маршевых. Оба типа Дизель-газотурбинных установок могут быть с маршевыми и форсажными двигателями, работающими как на один общий гребной винт, так и каждый на свой, а также с электропередачей. Развитие Дизель-газотурбинных установок началось в 1947 г. Сложность создания Дизель-газотурбинных установок обусловливается различными принципами управления совместно работающими главными двигателями: ДВС — поддержанием в любых условиях заданной управляющим воздействием частоты вращения за счет изменения подачи топлива, ГТД — поддержанием постоянного расхода топлива за счет изменения частоты вращения. Несмотря на это, Дизель-газотурбинные установки в настоящее время — наиболее распространенная разновидность комбинированных энергетических установок. Перспективы использования Дизель-газотурбинных установок определяются длительностью сохранения специфических преимуществ ДВС (экономичность) и ГТД (большая мощность при малой массе), а также необходимостью обеспечения кратковременных форсажных и длительных экономичных режимов плавания судов.
По данным
«МОРСКОЙ ЭНЦИКЛОПЕДИЧЕСКИЙ СЛОВАРЬ» в двух томах, том 1. Под редакцией академика Н.Н.Исанина

3.6. История развития энергетического газотурбостроения

3.6. История развития энергетического газотурбостроения

Газотурбинные установки (ГТУ), газотурбинные двигатели (ГТД) своеобразны во многих отношениях. Во-первых, они являются наиболее древним по своей идее (примерно XV ст.) и вместе с тем наиболее молодым в отношении практической реализации (рубеж XІХ–ХХ ст.) тепловым двигателем. Газовые турбины вошли в большую энергетику, достигнув совершенства в авиации и кораблестроении. Применение газотурбинных установок оказывает существенное влияние на решение кардинальных задач, стоящих перед энергетикой: увеличение высокоманевренных мощностей для покрытия пиковых нагрузок в крупных энергосистемах; повышение экономичности электростанций путём использования газотурбинных установок в комбинированных парогазовых и газопаровых установках (ПГУ, ГПУ) при модернизации существующих и строительстве новых электростанций; использование газотурбинных, парогазовых и газопаровых установок в системах автономного снабжения электроэнергией и теплотой (теплофикации) индивидуальных потребителей; использование газотурбинных установок в качестве базовых агрегатов в автономных условиях в отдалённых районах.

Прототипы газовых турбин, к которым относят так называемые дымовые машины, или «механические вертелы», были известны еще в XVII веке, но отправной точкой в развитии газовых турбин можно считать подачу в 1791 году англичанином Джоном Барбером заявки на получение патента на тепловой двигатель. В патенте были зафиксированы основные принципы работы газовых турбин: нагнетание смеси, образованной воздухом и газом, в камеру сгорания с помощью компрессора, сгорание горючей смеси и подача ее с большой скоростью на лопатки рабочего колеса, на котором совершается работа расширения газа (рис. 3.11).

Возможность работы на нефти, угле и древесине Дж. Барбер предполагал обеспечить путем их предварительной газификации (перегонки), вследствие чего в схеме его ГТУ, кроме воздушного, имелся и газотопливный компрессор. Что же касается предотвращения перегрева турбины от действия высоких температур, то с этой целью изобретатель предусмотрел охлаждение продуктов сгорания впрыском воды в камеру сгорания.

Последующее изобретение и бурное развитие паровых турбин несколько затормозило развитие газовых турбин, однако не остановило его, причиной чего явился вполне очевидный ряд преимуществ газотурбинных установок перед паротурбинными. Паротурбинная установка – сложный агрегат, состоящий из котельной установки, паровой турбины, конденсатора, большого количества вспомогательного оборудования, требующий большого количества охлаждающей воды. Газотурбинная установка не нуждается в воде, она отличается меньшим количеством механизмов, большей простотой, заметно меньшими габаритами и массой.

Рис. 3.11. Газовая турбина Джона Барбера. Английский патент 1791 г.: 1 – турбина; 2 – газовый и воздушный компрессоры; 3 – камера сгорания; 4 – ресивер; 5 – генератор газа

 

Рис. 3.12. ГТУ Штольце с горением при постоянном давлении (непрерывного горения): 1 – компрессор; 2 – нагреватель; 3 – реактивная турбина; 4 – газогенератор

В 1872 году в Германии инженером Штольце был получен патент на газовую турбину, названную им «огненной турбиной», которая содержала практически все основные узлы современной газовой турбины с непрерывным процессом горения топлива в камере сгорания: осевой воздушный компрессор, воздухоподогреватель, совмещенный с камерой сгорания, и турбину. ГТУ (рис. 3.12) была создана и рассчитана на получение мощности 200 л.с. при числе оборотов 2000 об./мин. Однако ее испытания не были успешными и вместо 200 л.с. было получено только 20 л.с.

Рис. 3.13. Газотурбинная установка В.В. Кароводина с горением при постоянном объеме (прерывистого горения): 1 – камера сгорания; 2 – всасывающий клапан; 3 – пружина; 4 – регулирующий винт хода клапана; 5 – свеча; 6 – газоход; 7 – сопло; 8 – колесо турбины

В 1906 году французскими инженерами Арманго и Лемалем с участием профессора Рато была построена газовая турбина с подводом теплоты при постоянном давлении мощностью 400 л.с. (294 кВт). Установка имела 2-ступенчатый центробежный компрессор. Направляющие лопатки турбины имели водяное охлаждение, а вода из системы охлаждения подавалась в продукты сгорания керосина, снижая их температуру до 560°С. Турбина развивала мощность, немногим превышающую мощность компрессора, поэтому компрессор приводился от постороннего двигателя.

Созданием различного типа газотурбинных установок занимались такие талантливые российские инженеры и изобретатели, как П.Д. Кузьминский (см. подраздел 3.8), В.В. Кароводин, Н.В. Герасимов, А.П. Горохов, М.Н. Никольский, А.Н. Шелест и др. Так, в 1906 году русским инженером В.В. Кароводиным была изобретена, а в 1908 году построена во Франции газотурбинная установка прерывистого горения или со сгоранием при постоянном объеме (рис. 3.13). Мощность, затрачиваемая на сжатие воздуха в таких установках, существенно ниже, чем у газотурбинных установок постоянного давления. Турбина развивала мощность 1,6 л.с. (1,18 кВт) при 10000 об/мин, а эффективный к.п.д. достигал всего лишь 2%.

Определенный прогресс в развитии газовых турбин постоянного объема был обеспечен работами немецкого инженера Карла Гольцварта, который в 1908 году предложил оригинальную конструкцию газовой турбины прерывистого горения. В 1910 году швейцарской фирмой «Броун–Бовери» эта установка была построена. Камера сгорания, сопла и колесо турбины охлаждались водой. Центробежный компрессор приводился в действие паровой турбиной, пар для которой получался как за счет охлаждения камеры сгорания, так и за счет теплоты выхлопных газов турбины. По сути, установка Гольцварта была одной из первых действующих парогазовых установок (см. раздел 3.8). В этой установке компрессор не имеет такого большого значения, как в газотурбинной установке непрерывного горения, так как горение происходит при постоянном объеме (при закрытых клапанах на входе и выходе из камеры сгорания) и поэтому давление в камере повышается сверх давления, развиваемого компрессором. Однако в целом установка получилась более сложной и дорогой, чем ГТУ непрерывного горения, поскольку для ее работы требовались сложные клапанные устройства и паровая турбина с конденсатором. На этой установке была достигнута мощность 200 л.с. (147 кВт) при к.п.д. порядка 14%.

По проектам Гольцварта были построены несколько ГТУ прерывистого горения (одна из них показана на рис. 3.14). Поскольку в первые десятилетия прошлого века реализация таких ГТУ осуществлялась более успешно, чем ГТУ непрерывного горения, был накоплен положительный опыт, сыгравший благотворную роль в прогрессе газотурбостроения вообще. Так, в 1928 году швейцарская фирма «Броун–Бовери» возобновляет постройку ГТУ конструкции Гольцварта. Вскоре фирма получает заказ на разработку, а в 1939 году приступает к изготовлению этих установок. К.п.д. таких установок, работавших по двухтактному циклу, оценивался на уровне 18–20%, максимальная мощность составляла 5000 л.с. Это время можно считать временем рождения первой промышленной стационарной газотурбинной установки. На основе накопленного опыта фирма «Броун–Бовери» разработала и начала производство котлов типа «Велокс», горение в которых осуществлялось под давлением. Воздух в топку подавался компрессором, а приводила его в движение газовая турбина, работавшая на уходящих газах котла. Было выпущено большое количество таких котлов.

Маковский Владимир Матвеевич (1870–1941) – создатель отечественной школы газотурбиностроения и первой в СССР кафедры турбиностроения при Харьковском механико-машиностроительном институте (1930 г.), которую он возглавлял до 1941 года. Еще в 1925 году Маковский В.М. в своей монографии «Опыт исследования турбин внутреннего сгорания» вопреки распространенным в то время представлениям обосновал перспективность цикла газовых турбин с постоянным давлением сгорания. Обоснованность этого вывода подтвердила вся дальнейшая история развития мирового газотурбостроения. Он – автор 5 монографий и двух учебников по воздуходувным машинам, термодинамике, паровым и газовым турбинам. 

Рис. 3.14. ГТУ прерывистого горения Гольцварта (с горением при постоянном объеме), конструктивная схема: 1 – клапан подачи воздуха от компрессора; 2 – клапан подачи топлива; 3 – камера сгорания; 4 – клапан подачи продуктов сгорания к соплам; 5 – сопла; 6 – колесо турбины

В то время как в Европе 20–30-е годы прошлого века прошли под знаком развития ГТУ прерывистого горения, в Харьковском политехническом институте в газотурбинной лаборатории, организованной еще в начале 20-х годов профессором В.М. Маковским, создавались научные основы газовых турбин постоянного действия. Маковский был убежденным сторонником развития газотурбостроения по пути использования ГТУ непрерывного горения. В 1925 г. была опубликована его монография «Опыт исследования турбин внутреннего сгорания». Этой работой В.М.Маковский активизировал деятельность отечественных исследователей и конструкторов по решению проблем создания ГТД, работающих по циклу р = const.

Теоретические и экспериментальные исследования, выполненные В.М. Маковским и его учениками в газотурбинной лаборатории, позволили создать проект ГТУ непрерывного горения с использованием газообразного топлива. В 1936 году проект был готов, а в 1940 году Харьковским турбогенераторным заводом была изготовлена экспериментальная установка мощностью 735 кВт с начальной температурой газа 850°С. На рис. 3.15 показан продольный разрез газовой турбины данной установки. Турбина имела две ступени скорости. Рабочие лопатки приварены к диску. Корпус и ротор турбины охлаждались водой. Охлаждающая ротор вода специальным насосом подавалась через один конец полого вала, проходила через радиальные сверления и кольцевую полость в диске, а также через сообщающиеся между собой радиальные каналы в рабочих лопатках и отводилась через другой конец полого вала.

Газотурбинная установка Маковского была установлена на руднике в Горловке (1941 г.). Топливом служил подземный газ, который подавался в камеру сгорания поршневым компрессором. Сюда же, в камеру сгорания, подавался необходимый для сгорания воздух при давлении 3-4 ата. Испытания показали, что газовая турбина может надежно работать длительное время с начальной температурой газа 815°С при включенном охлаждении и с начальной температурой газа 600°С – при отключенном охлаждении. Создание установки В.М. Маковского дало много ценного материала для последующего строительства газотурбинных установок.

Первая советская газовая турбина, установленная на шахте «Подземгаз» в Горловке

 

Рис. 3.15. Газовая турбина В.М. Маковского: 1 – нижняя половина корпуса; 2 – опорно-упорный подшипник; 3 – корпус уплотнения; 4 – рабочее колесо турбины; 5 – сопловый аппарат; 6 – верхняя половина корпуса; 7 – экран; 8 – опорный подшипник; 9 – муфта Первая советская газовая турбина, установленная на шахте «Подземгаз» в Горловке

Примерно с этого времени газотурбинные установки непрерывного горения становятся основным направлением развития газотурбостроения. Они начинают применяться на нефтеперерабатывающих заводах, предпринимаются попытки применения их на судах и локомотивах, а также на электростанциях. Однако в отличие от паровых турбин добиться приемлемой экономичности газотурбинных установок в это время не удавалось. В двадцатые годы прошлого столетия многие специалисты считали крайне ограниченной возможность развития газотурбинных установок или отрицали их вообще.

Если провести сравнение схем газотурбинных установок первых изобретателей, по которым были созданы опытные образцы, не показавшие положительных результатов, с современными газотурбинными установками, то можно увидеть, что принципиальных различий в них нет. Главные причины неудач в создании работоспособного и эффективного газотурбинного двигателя были связаны с аэродинамическим несовершенством компрессоров и турбин, а также отсутствием в то время жаропрочных сталей, способных работать длительное время в условиях высоких температур. Сыграло роль и отсутствие опыта создания систем охлаждения основных деталей и узлов газотурбинных установок.

Указанные проблемы можно было решить только путем создания методов аэродинамических расчетов течения и теплообмена в лопаточных аппаратах турбин и компрессоров, совершенствования термодинамических, тепловых методов расчетов рабочих процессов ГТУ, методов расчетов теплового и термонапряженного состояния основных деталей и узлов ГТУ, расчетов их систем охлаждения, для чего предстояло выполнить обширные теоретические и экспериментальные исследования на моделях и натурных установках. Предстояло также решить серьезные металловедческие задачи по созданию новых жаропрочных и жаростойких сплавов.

Фундамент развития теории турбомашин, составной частью которой является теория газовых турбин, был заложен еще в XVII–XIX веках. Краеугольным камнем теории является термодинамика рабочих процессов в газотурбинных установках. В основе ее лежат основные постулаты и законы термодинамики, предложенные Карно, Майером, Гельмгольцем, Клаузиусом, Больцманом, Бойлем, ГейЛюссаком, Клапейроном, Томсоном и др. Труды Эйлера, Бернулли и др. легли в основу газодинамических и гидравлических расчетов турбомашин.

Рис. 3.16. Схема первой энергетической ГТУ фирмы «Броун-Бовери» в Невшателе: 1 – газовая турбина; 2 – воздушный компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – топливный насос; 5 – электрогенератор; 6 – пусковой электродвигатель; 7 – привод топливного насоса; 8 – топливная форсунка

 

Существенный вклад в теорию аэродинамики лопаточных аппаратов турбин и компрессоров был внесен Н.Е. Жуковским, которого по праву можно считать одним из основателей теории турбомашин. В своих работах «О реакции вытекающей и втекающей жидкости» (1882–1886 гг.) и «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды» (1908 г.) он разработал основы теории реактивных двигателей, а в работах, посвященных вихревой теории гребных винтов и осевых вентиляторов (1912–1918 гг.), заложил основы современной теории турбомашин.

Тридцатые–сороковые годы ХХ века характеризуются серьезными достижениями в области аэродинамики турбин и компрессоров. Для турбин задача создания высокоэффективных лопаточных профилей и проточной части решалась заметно легче, чем для компрессоров, что связано с различиями характера течения в турбинных и компрессорных ступенях. Если к началу 40-х годов ХХ века внутренний к.п.д. турбины достиг 86–88% во многом благодаря опыту создания паровых турбин, то аэродинамический к.п.д. компрессоров находился на уровне 74–75%, что не давало возможности создать эффективную газотурбинную установку с к.п.д. выше 15–18%.

Пожалуй, первые серьезные достижения в создании эффективной экономичной ГТУ были получены в Венгрии инженером Яндрассиком. На созданной ГТУ мощностью 100 л.с. с регенератором, 10-ступенчатым осевым компрессором и 7-ступенчатой турбиной, ротор которой охлаждался воздухом, был достигнут эффективный к.п.д. установки 21,2 %.

Серьезный шаг в повышении экономичности и эффективности ГТУ связан с именем выдающегося ученого-турбиниста А. Стодолы (см. подраздел 3.1), который внес огромный вклад в развитие теории турбомашин. В 1940 году были опубликованы результаты испытаний ГТУ, созданной фирмой «Броун–Бовери» с участием Стодолы. Эта ГТУ была выполнена по простейшей схеме (рис. 3.16) и при температуре газа перед турбиной 550°С развивала мощность 4000 кВт с к.п.д., равным 18%. Она была испытана на заводе-изготовителе под руководством А. Стодолы в 1939 г., а в 1940 г. введена в эксплуатацию на подземной электростанции в г. Невшателе (Швейцария).

Уваров Владимир Васильевич (1899– 1977). В 1935 г. вышла в свет книга профессора В.В. Уварова «Газовые турбины», в которой была широко освещена теория газовых турбин и оригинально разработан ряд проблем газотурбостроения. В дальнейшем В.В. Уваров опубликовал ряд основополагающих теоретических исследований, из которых особо следует выделить работы по профилированию лопаток (1945 г.) и по характеристикам авиационного ГТД (1946 г.). 

Это достижение открыло путь дальнейшему заметному прогрессу в области решения задач аэродинамического совершенствования лопаточных аппаратов компрессоров и турбин. В это время достигнуты определенные успехи и в получении жаропрочных сплавов, которые позволили работать основным деталям ГТУ при температуре газа до 550°С без охлаждения.

Стечкин Борис Сергеевич (1891–1969) – академик АН СССР, Герой Социалистического Труда, создатель теории воздушно-реактивных двигателей и методов их расчета, создатель теории теплового расчета авиационных газотурбинных двигателей. В феврале 1929 г. в журнале «Техника воздушного флота» появляется его работа «Теория воздушно-реактивных двигателей». Она определила более чем на два десятилетия развитие авиационной науки, явилась теоретической базой и положила начало научному подходу к созданию нового типа летательных аппаратов и развитию реактивной авиации. Б.С. Стечкин впервые вывел формулу для определения силы тяги реактивного двигателя при движении его в сжимаемой среде. Кроме того, в работе впервые изложены основные понятия и выведены формулы к.п.д. воздушно-реактивных двигателей. Эта теория развита в дальнейших работах академика Б.С. Стечкина, а также в работах ряда других авторов. 

 

Зотиков Григорий Иванович (1898–1970). Начиная с 1930 г. вопросами использования газовой турбины в качестве главного корабельного двигателя начал глубоко заниматься Григорий Иванович Зотиков, впоследствии доктор технических наук, профессор. В его монографии «Проблема турбины внутреннего сгорания. Турбина равного давления» (1933 г.) и ряде статей изложен новый теоретический подход к сравнительной оценке циклов газотурбинных двигателей, разработаны вопросы эффективного охлаждения основных элементов газовой турбины, рациональной конструкции проточной части и целесообразных схем ГТУ. В 1935–1941 гг. под руководством Г.И. Зотикова начались работы по созданию опытной турбины – корабельного ГТД с промежуточным охлаждением и регенерацией мощностью 2570 кВт. Однако война прервала эту работу.

Успехи и позитивный опыт эксплуатации стационарных ГТУ и турбонадувных агрегатов, впервые установленных в 1923 году на судовых дизелях, предопределили дальнейшее расширение области использования газовых турбин. И здесь нельзя не отметить выдающиеся достижения в разработке и создании авиационных газотурбинных двигателей.

В 20-е годы прошлого века в курсах лекций по общей теории авиационного двигателя рассматривались только поршневые моторы, а теория лопаточных машин, ставшая основой расчета газотурбинных двигателей, была еще новинкой. Создавал ее ученик Н.Е. Жуковского Борис Сергеевич Стечкин: он читал курс лекций и одновременно строил новую теорию.

Работы по авиационным газотурбинным двигателям начались в середине 30-х годов ХХ столетия.

Теоретическое обоснование применения газовой турбины в авиации было дано известным ученым-турбинистом В.В. Уваровым. Им же был разработан проект авиационной газовой турбины, в котором газовая турбина являлась приводом воздушного винта самолета.

Однако, по крайней мере на первом этапе, авиационное газотурбостроение пошло по другому пути – по пути создания турбореактивных двигателей (ТРД).

Уже в 1930 году английский инженер Уиттл запатентовал воздушно-реактивный двигатель (ВРД), а с 1936 года такие двигатели начинают разрабатываться в Англии и Германии. Практически в это же время царствования поршневого мотора молодой, никому не известный в авиационных кругах, инженер А.М. Люлька родом из села Саварка на Киевщине взял на себя смелость утверждать, что дни этого мотора сочтены. В 1936–1937 гг. с группой энтузиастов Харьковского авиационного института он начинает разработку своего турбореактивного двигателя.

Первый опытный образец авиационного газотурбинного двигателя (HеS-1) был изготовлен в Германии фирмой «Хейнкель» в 1937 году. Это был турбореактивный двигатель с одноступенчатым центробежным компрессором и центростремительной турбиной с камерой сгорания испарительного типа. Наиболее термонапряженные детали двигателя изготавливались из высоколегированных дорогих сплавов. В 1939 году впервые в мире самолет Hе-178 с помощью турбореактивного двигателя ЮМО поднялся в воздух и совершил полет. Через два года совершил первый полет английский самолет с газотурбинным двигателем Франка Уиттла, а в 1942 году были осуществлены первые полеты реактивных самолетов в США. К середине 1944 года в Германии реактивные самолеты появились на вооружении «Люфтваффе».

Работы над рабочим проектом первого ТРД А.М. Люльки (РД-1) были закончены осенью 1940 года. Проект высоко оценил ученик Н.Е. Жуковского академик АН УССР Г.Ф. Проскура (1876–1958). Параллельно проводилась отработка основных узлов двигателя и к началу 1941 года он на 70% был уже реализован в металле.

После начала войны работы над двигателем были фактически законсервированы, хотя аналогичные работы в Англии и особенно в Германии проводились очень активно. К ним вернулись лишь в 1943 году.

Но уже в 1945 году был успешно испытан первый отечественный турбореактивный двигатель С-18 с тягой 1250 кгс, а в 1946–1947 гг. был разработан летный вариант первого отечественного турбореактивного двигателя ТР-1 с тягой 1360 кгс.

Двигатель ТР-1 устанавливался на самолетах: СУ-11 П.О.Сухого (первый полет состоялся 28 мая 1947 года), Ил-22 С.В.Ильюшина (первый полет – 27 июля 1947 года) и И-211 С.М.Алексеева (полеты проводились в 1947 году).

Начиная с 1945 г. в конструкторских разработках ГТД участвуют коллективы под руководством выдающихся конструкторов – пионера отечественного газотурбостроения А.М. Люльки, В.Я. Климова (1892–1962), А.А. Микулина (1895–1985), А.Г. Ивченко (1903–1968), С.Д. Колосова (1904–1975),

Н.Д. Кузнецова (1911–1995). Их трудом и знаниями создан мощный фундамент, позволивший каждому новому поколению газотурбинистов обновлять и укреплять этот фундамент в качестве надежной опоры для дальнейшего развития газотурбостроения.

После окончания второй мировой войны турбореактивные и турбовинтовые двигатели, основой которых являются газовые турбины, становятся базовыми двигателями современной реактивной и турбовинтовой авиации. С начала 60-х годов ХХ века стали применять двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД), предложенный А.М. Люлькой еще в конце 1939 года и на который в 1941 году он получил авторское свидетельство (рис. 3.17), обогнав на четверть века научно-техническую мысль в авиационном двигателестроении.

Большой вклад в создание и развитие авиационных газотурбинных двигателей в СССР внесли конструкторское бюро ЗМКБ «Прогресс» и завод «Мотор-Січ» (г. Запорожье). Созданное в 50-е годы ХХ века конструкторское бюро долгие годы возглавлял академик Ивченко А.Г., под руководством которого были созданы высокоэффективные надежные авиационные газотурбинные двигатели, отвечавшие мировому уровню развития техники того времени, для пассажирской и транспортной авиации, а также для вертолетов. Впоследствии конструкторское бюро и предприятие активно подключаются к конвертированию своих двигателей для нужд энергетики и перекачки газа.

Существенная часть проблем, связанных с термонапряженным состоянием, термоциклической и вибрационной прочностью основных деталей и узлов авиационных газотурбинных двигателей, была решена Р.С. Кинасошвили, И.А. Биргером. Результаты их исследований оказали существенное влияние на развитие газотурбостроения вообще, поскольку мощное и динамичное развитие авиационных двигателей, сопровождаемое ростом эффективности и надежности их работы, становится сильнейшим стимулом и базой для дальнейшего совершенствования стационарного газотурбостроения.

Большие перспективы открыли достижения авиационного двигателестроения и для широкого применения газотурбинных установок на судах гражданского и военно-морского флота благодаря весьма благоприятным массогабаритным показателям и высоким показателям удельной мощности.

Рождение корабельного и судового газотурбостроения в СССР связано с созданием 7 мая 1954 года конструкторского бюро «Машпроект» на Южнотурбинном заводе (ныне научно-производственный комплекс газотурбостроения ГП НПКГ «Зоря»–«Машпроект», г. Николаев) – базы для проектирования корабельных ГТУ и их серийного производства.

Люлька Архип Михайлович (1908–1984). – генеральный конструктор авиационных газотурбинных двигателей, академик АН СССР. После окончания в 1931 году Киевского политехнического института он первым в мировом двигателестроении, работая в Харьковском авиационном институте, разработал проект двухконтурного (оказавшегося наиболее перспективным и в настоящее время) турбореактивного двигателя (ТРД). В этом двигателе впервые применялась ставшая теперь классической прямоточная схема с осевым многоступенчатым компрессором и кольцевой камерой сгорания, характерные и для современных энергетических стационарных газотурбинных установок.

Главным конструктором специального конструкторского бюро газотурбинных установок (СКБ ГУ) был назначен С.Д. Колосов. Было положено начало новой отрасли промышленности – корабельного и судового газотурбостроения, а лауреат Ленинской премии С.Д. Колосов по праву является его основателем и создателем.

Серьезным достоинством НПКГ «Зоря»–«Машпроект» явилось то, что предприятие не замкнулось на своих отраслевых интересах, а приняло непосредственное широкое участие в решении важных задач, стоявших перед народным хозяйством страны в области энергетики и газовой промышленности.

Имея целый ряд общих проблем и решений, стационарные газовые турбины имеют и заметные отличия от авиационных. Так, например, при общности аэродинамических задач создания высоконапорного и высоко-расходного компрессора конструирование его для стационарной ГТУ заметно легче, поскольку нет особых ограничений по габаритам и массе и поэтому они делаются с существенно большим количеством ступеней при заметно меньших скоростях потоков в сравнении с компрессором авиационного ГТД. Проектирование стационарных установок отличается от авиационных тем, что в них допустимо применение многоступенчатых турбин с небольшими осевыми скоростями газа, в то время как в авиационных газовых турбинах с небольшим количеством ступеней применяются высокие осевые скорости, что позволяет снизить высоту лопаток (и диаметр двигателя), а кинетическую энергию потока далее использовать в реактивном сопле.

Рис. 3.17. Авторское свидетельство А.М. Люльки на ДТРД: 1 – входной диффузор; 2 – вентилятор; 3 – компрессор; 4 – камера сгорания; 5 – газовая турбина; 6 – реактивное сопло

Условия работы основных деталей и узлов стационарных и авиационных турбин имеют заметные различия, что связано в первую очередь с разницей в ресурсах двигателей. Если в первом случае ресурсы находятся на уровне десятков тысяч часов (50–100 тыс.ч), то во втором это тысячи часов (3–20 тыс.ч). Поэтому в авиационных двигателях применяются, как правило, дорогие высоколегированные стали и сплавы на кобальтовой, молибденовой, хромовой и никелевой основах, чего не может позволить себе стационарное газотурбостроение, использующее менее дорогие стали и сплавы на основе никеля и хрома.

Ивченко Александр Георгиевич (1903– 1968) – известный украинский конструктор авиационных двигателей, академик АН УССР, создатель турбореактивных и турбовинтовых двигателей для самолетов многих типов. 

В стационарных газотурбинных установках в связи с меньшими ограничениями по массогабаритным требованиям гораздо легче осуществить более сложные термодинамические циклы, в частности регенеративный, циклы с промежуточным подогревом и охлаждением рабочего тела, газопаровые циклы с впрыском в проточную часть энергетического пара, получаемого в котле-утилизаторе за счет теплоты выхлопных газов, а также осуществлять работу газотурбинных установок по замкнутому циклу.

Названные выше достоинства и возможности стационарных газовых турбин, а также опыт, полученный при создании авиационных газотурбинных двигателей, инициировали бурное развитие стационарных газотурбинных установок после второй мировой войны. С пятидесятых годов ХХ века в мире начинается золотой век стационарного газотурбостроения. Газовые турбины энергично вторгаются в газовую промышленность и становятся основным видом приводных двигателей в газотранспортных системах (ГТС).

Большие успехи в создании стационарных газотурбинных установок для привода нагнетателей газа на компрессорных станциях (КС) магистральных газопроводов (МГ) были достигнуты и в СССР, так как многие основные положения теории и практики газовых турбин были успешно решены такими известными учеными России и Украины, как Щегляев А.В., Кириллов И.И., Жирицкий Г.С., Скубачевский Г.С., Костюк А.Г., Шерстюк А.Н., Селезнев К.П., Тырышкин В.Г., Дейч М.Е., Ольховский Г.Г., Копелев С.З., Швец И.Т., Дыбан Е.П., Шнеэ Я.И., Шубенко-Шубин Л.А., Христич В.А. и др. В 50–60-е годы ХХ века осваивается серийное производство приводных газотурбинных установок мощностью 4–6 МВт на Невском заводе (НЗЛ) в г. Ленинграде (Санкт-Петербурге) и 6–16 МВт на Турбомоторном заводе (ТМЗ) в г. Свердловске (Екатеринбурге). В Украине на Машиностроительном научнопроизводственном объединении (СМНПО) в г. Сумы начинается выпуск газоперекачивающих агрегатов (ГПА) мощностью от 6 до 16 МВт на базе судовых и авиационных газотурбинных двигателей, выпускаемых в Украине и России. Сегодня установленные мощности газотурбинных установок в газотранспортных системах мира составляют десятки миллионов киловатт, а единичные мощности газоперекачивающих агрегатов находятся в пределах от 4 до 25 МВт.

Колосов Сергей Дмитриевич (1904– 1975) – известный украинский конструктор авиационных и судовых двигателей, академик АН УССР, создатель турбореактивных и турбовинтовых двигателей для самолетов многих типов. Благодаря его трудам и трудам созданной им конструкторской школы город Николаев стал родиной отечественного корабельного и судового, а впоследствии – энергетического газотурбостроения.

В Украине на компрессорных станциях магистральных газопроводов в 2005 году установленная мощность приводных газотурбинных установок достигла 4,3 млн. кВт.

В СССР первые отечественные промышленные энергетические газотурбинные установки были выпущены в 1955–1956 гг. Эти установки ГТ-600-1,5, ГТ-700-4 (НЗЛ) и ГТ-12-(ЛМЗ) были спроектрированы на умеренные начальные температуры газов (600–700°С). Достигнутые к.п.д. этих установок из-за низких к.п.д. компрессоров и турбин, повышенных утечек воздуха из трактов высокого давления, недостаточной эффективности регенерации были, как правило, ниже проектных.

С учетом первого опыта, полученного на этих газотурбинных установках, начиная с 1960 года было выпущено несколько новых типов турбин – ГТ-700-12М (НЗЛ), ГТ-700-25-1 (ЛМЗ), ГТ-50 (ХТГЗ), представлявших следующий этап развития газотурбинной энергетики. Эти установки более быстроходны. При начальной температуре газов 700–800°С роторы и статоры турбин охлаждались воздухом.

Экономические показатели газотурбинных установок существенно улучшились, хотя в сложных по циклу и схемам установках и на этот раз не удалось получить проектные значения мощности и к.п.д. На Ленинградском металлическом заводе (ЛМЗ) были созданы энергетические газотурбинные установки мощностью от 9 до 150 МВт. Были выпущены более экономичные газотурбинные установки мощностью 100 МВт, работающие по сложному циклу с промежуточным охлаждением и подогревом рабочего тела. Первая в Украине энергетическая газотурбинная установка производства ЛМЗ мощностью 25 МВт была установлена в 50-е годы прошлого столетия на ГРЭС в г. Киеве. Позже на Симферопольской ГРЭС были установлены газотурбинные установки ЛМЗ мощностью по 100 МВт. В 90-е годы ХХ века на ЛМЗ были изготовлены энергетические газотурбинные установки мощностью 150 МВт.

История развития энергетического газотурбостроения в Украине, его успехи тесно связаны в первую очередь с деятельностью предприятий судового и авиационного газотурбинного двигателестроения, таких как государственное предприятие научно-производственный комплекс газотурбостроения (ГП НПКГ) «Зоря»–«Машпроект» (г. Николаев), возникший как его дочернее предприятие Криворожский турбинный завод «Восход» и конструкторское бюро «Энергия», а также Запорожское машиностроительное конструкторское бюро (ЗМКБ) «Прогресс» и завод «Мотор-Січ» (г. Запорожье). Вскоре после создания они становятся ведущими предприятиями страны в своих отраслях и достигают больших успехов и мировой известности. Они разрабатывают на базе своих двигателей газотурбинные установки для нужд газоперекачивающей промышленности и энергетики. Особых успехов достиг научно-производственный комплекс «Зоря»–«Машпроект», который стал одним из основных поставщиков газотурбинных установок мощностью от 10 до 25 МВт с к.п.д. 28,5–37% для газоперекачивающих агрегатов в газовой промышленности, а также для нужд энергетики России и Украины. Особенно перспективной для большой энергетики оказалась разработка одновальной энергетической газотурбинной установки мощностью 110 МВт с к.п.д. 36,5% (рис.3.18), выполненной по схеме простого цикла. Две такие установки в настоящее время проходят опытно-промышленную эксплуатацию в России и Украине.

Рис. 3.18. Энергоблок UGT 110000 на Ивановской ГРЭС в Комсомольске, Ивановской обл. (Россия)

Установки предназначены для работы как в автономном режиме, так и для работы в составе парогазовых установок, в частности в составе разработанной ПГУ-325 (2 х UGT 110000 + ПТУ-К-110-6,5), к.п.д. которой достигает 52%.

Использование конвертированных газотурбинных авиадвигателей предприятия «Мотор-Січ»–ЗМКБ «Прогресс» для нужд энергетики и газотранспортных систем характеризуется меньшими масштабами, чем у ГП НПКГ «Зоря»–«Машпроект». Однако оно тоже ощутимо. Предприятие выпускает энергетические газотурбинные установки мощностью 1,0–10 МВт и приводные газотурбинные установки мощностью 6,3 МВт с к.п.д. 24–34,5%.

В 50–60-е годы ХХ века на Харьковском турбогенераторном заводе была спроектирована, изготовлена и испытана стационарная энергетическая ГТУ мощностью 50 МВт. Впоследствии заводом было выпущено несколько стационарных энергетических ГТУ мощностью 45 и 35 МВт, установленных на электростанциях. Эти газовые турбины были использованы в 70-е годы ХХ века на одних из первых в мире парогазовых установках с высоконапорным и низконапорным парогенераторами на Невинномысской и Молдавской ГРЭС и до сих пор находятся в эксплуатации.

Послевоенные годы ознаменовались динамичным и интенсивным развитием стационарного энергетического газотурбостроения во всем мире, но особый прогресс был достигнут в США и Европе. Широкоизвестные ведущие американские и европейские фирмы «Дженерал электрик», «Вестингауз», «Солар», «Броун–Бовери», впоследствии АВВ, «Альстом», «Сименс», а также японские «Хитачи», «Мицубиси» создают совершенные и надежные высокоэкономичные стационарные энергетические газотурбинные установки. Начав выпуск с единичных мощностей установок 4–10 МВт с к.п.д. 24–26% и начальной температурой газа 700–800°С, они довели показатели современных серийно выпускаемых газотурбинных установок до единичных мощностей установок 260–280 МВт с к.п.д. 34–38% и температурой газа 1100–1300°С. Мощным стимулом для создания и выпуска стационарных энергетических газотурбинных установок стало развитие современной электроэнергетики в направлении всё возрастающего применения парогазовых технологий на электростанциях и теплоэлектроцентралях. Установленные мощности парогазовых установок в мире достигают многих сотен миллионов киловатт, а ежегодный ввод парогазовых установок в период 1997–2006 гг. достигал 25 ГВт. Единичные мощности парогазовых установок на таких электростанциях доходят до 600–800 МВт при к.п.д. 52–58%. Уже разработаны и созданы газотурбинные установки с начальной температурой газа 1300 и 1500°С с паровым охлаждением лопаток, что позволит поднять к.п.д. парогазовых установок до 58–60%. Такие установки, в частности, уже предлагают названные выше фирмы.

Анализ развития стационарного энергетического газотурбостроения показывает, что превалирующим направлением развития ГТУ в современных условиях являются установки простого цикла с горением при постоянном давлении. Сложные циклы с регенерацией теплоты уходящих газов, с промежуточным подогревом и охлаждением рабочего тела применяются реже. Однако в связи со сложностями дальнейшего повышения начальной температуры газа в последние годы наблюдается определенное повышение интереса к применению сложных циклов и ряд фирм разрабатывает ГТУ для работы по таким циклам.

Газотурбинный двигатель сделали в два раза быстрее обычного

Ученые Самарского национального исследовательского университета имени академика С.П. Королёва успешно провели испытания малоразмерного газотурбинного двигателя. Его спроектировали и изготовили по новой технологии, позволяющей примерно в два раза сократить традиционные сроки разработки и создания газотурбинных двигателей.

Испытанный образец – это прототип для создания серии двигателей, которые могут работать на экологически чистых видах альтернативного топлива, в том числе с добавлением водорода. Подобные МГТД могут применяться на беспилотных летательных аппаратах и в энергетике — на объектах энергоснабжения небольших населенных пунктов, микрорайонов, промышленных предприятий, торговых центров и больниц.

«В Институте двигателей и энергетических установок (ИДЭУ) Самарского университета прошли успешные испытания малоразмерного газотурбинного двигателя, спроектированного и изготовленного научными сотрудниками института. Разработанная здесь перспективная технология проектирования и производства МГТД позволит на основе математического моделирования и оптимизации конструкции и процессов производства деталей двигателя, в том числе благодаря широкому использованию аддитивных технологий, создавать новые малоразмерные газотурбинные двигатели всего за 1,5 года», — рассказал исполнительный директор ИДЭУ Виталий Смелов.

Обычно на создание подобного двигателя «с нуля» уходит не менее трех лет. Значительно ускорить процессы проектирования и производства нового изделия и сократить их в два раза, получилось за счет применения цифровых сопряженных двойников разрабатываемого продукта. Для отработки заданных характеристик  задействовали виртуальный испытательный полигон. Ученые смоделировали рациональные параметры рабочих процессов, особое внимание уделялось процессам, протекающим в камере сгорания.

«Задача проектирования именно малоразмерного газотурбинного двигателя является очень актуальной и противоречивой, так при уменьшении размеров самого двигателя уменьшаются величины КПД узлов, возрастают потери в проточной части. Поэтому создаваемые математические модели рабочих процессов двигателя должны корректироваться с учетом малоразмерности будущего изделия», — подчеркнул Виталий Смелов.

Детали двигателя были изготовлены на 3D-принтере с использованием отечественных металлических порошковых композиций. Для печати были разработаны специальные технологические режимы, учитывающие, как различные типы движения лазерного луча влияют на механические свойства синтезируемого материала.

 

ГТУ. Определения и термины. Схема газотурбинной электростанции комбинированного цикла



Определения и термины, используемые при описании газотурбинных установок. Схема газотурбинной электростанции комбинированного цикла

Газовая турбина (газотурбинный двигатель ) — Машина, предназначенная для преобразования тепловой энергии в механическую. Машина может состоять из одного или нескольких компрессоров, теплового устройства, в котором повышается температура рабочего тела, одной или нескольких газовых турбин, вала отбора мощности, системы управления и необходимого вспомогательного оборудования. Теплообменники в основном контуре рабочего тела, в которых реализуются процессы, влияющие на термодинамический цикл, являются частью газотурбинного двигателя.

Газотурбинная установка (ГТУ) — Газотурбинный двигатель и все основное оборудование, необходимое для генерирования энергии в полезной форме. Полезной формой энергии может быть — электрическая, механическая и другие.

Газовая турбина открытого цикла — Газотурбинный двигатель, в котором воздух поступает из атмосферы, а выхлопные газы отводятся в атмосферу.

Газовая турбина замкнутого цикла — Газотурбинный двигатель, в котором рабочее тело циркулирует по замкнутому контуру без связи с атмосферой

Газовая турбина полузамкнутого цикла — Газотурбинный двигатель, в котором используется горение в рабочем теле, частично рециркулирующем и частично заменяемым атмосферным воздухом

Газовая турбина простого цикла — Газотурбинный двигатель, термодинамический цикл которого состоит только из следующих друг за другом процессов сжатия, нагрева и расширения рабочего тела.

Газовая турбина регенеративного цикла — Газотурбинный двигатель, термодинамический цикл которого отличается наличием регенеративного охлаждения рабочего тела на выходе из газовой турбины и соответственно регенеративного подогрева воздуха за компрессором. Теплоту расширившегося в турбине газа используют для подогрева сжатого в компрессоре воздуха

Газовая турбина с циклом промежуточного охлаждения — Газотурбинный двигатель, термодинамический цикл которого включает охлаждение рабочего тела в процессе его сжатия.

Газовая турбина с циклом промежуточного подогрева — Газотурбинный двигатель, термодинамический цикл которого включает подогрев рабочего тела в процессе его расширения

Газотурбинная установка комбинированного цикла — Установка, термодинамический цикл которой включает комбинацию двух циклов, при которой теплота отработавших в газотурбинном двигателе газов в первом цикле используется для нагрева другого рабочего тела во втором цикле

Рис. Схема газотурбинной электростанции комбинированного цикла

Одновальный газотурбинный двигатель — Газотурбинный двигатель, в котором роторы компрессора и газовой турбины соединены и мощность отбирается непосредственно с выходного вала или через редуктор.

Многовальный газотурбинный двигатель — Газотурбинный двигатель, имеющий, по крайней мере, две газовые турбины, вращающиеся на независимых валах

Газовая турбина с отбором воздуха (газа) — Газотурбинный двигатель, в котором для внешнего использования предусмотрен отбор сжатого воздуха между ступенями компрессора и/или на выходе из компрессора (горячего газа на входе в турбину и/или между ступенями турбины)

Газогенератор — Комплекс компонентов газотурбинного двигателя, которые производят горячий газ под давлением для совершения какого-либо процесса или для привода силовой турбины. Генератор газа состоит из одного или более компрессоров, устройств(а) для повышения температуры рабочего тела, одной или более турбин, приводящих компрессор(ы), системы управления и необходимого вспомогательного оборудования

Компрессор — Компонент газотурбинного двигателя, повышающий давление рабочего тела

Турбина — Компонент газотурбинного двигателя, преобразующий потенциальную энергию нагретого рабочего тела под давлением в механическую работу

Силовая турбина — Турбина на отдельном валу, с которого отбирается выходная мощность

Камера сгорания основного (промежуточного) подогрева — Устройство газотурбинного двигателя для основного (промежуточного) подогрева рабочего тела

Подогреватель рабочего тела — Устройство для подогрева поступающего в него рабочего тела без смешивания его с продуктами сгорания топлива

Регенератор/рекуператор — Теплообменный аппарат, предназначенный для передачи теплоты отработавших в турбине газов рабочему телу. Передача теплоты рабочему телу или воздуху перед его поступлением в камеру сгорания ГТД

Предварительный охладитель — Теплообменный аппарат, предназначенный для охлаждения рабочего тела ГТД перед его первоначальным сжатием

Промежуточный охладитель — Теплообменный аппарат, предназначенный для охлаждения рабочего тела ГТД в процессе его сжатия

Устройство защиты от превышения частоты вращения ротора — Регулирующий или отключающий элемент, который при повышении частоты вращения ротора ГТД сверхустановленного предельно допустимого значения, приводит в действие систему защиты

Система управления газовой турбиной — Система, используемая для управления, защиты, контроля и отображения информации о состоянии промышленной газотурбинной установки (газотурбинного двигателя) на всех режимах работы. Она включает систему управления пуском, системы управления и регулирования подачи топлива и частоты вращения ротора, датчики, устройства контроля подачи электропитания и другие средства управления, необходимые для правильного пуска, устойчивой работы, останова, ограничения режима работы и/или выключения установки при условиях, отличных от заданных

Система регулирования — Элементы и устройства для автоматического регулирования параметров газотурбинной установки. К параметрам относятся частота вращения ротора, температура газов, давление, выходная мощность и другие параметры

Топливный регулирующий клапан — Регулирующий орган для изменения подачи топлива в газотурбинный двигатель. Возможны также устройства другого типа для регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель

Топливный стопорный клапан — Регулирующий орган для изменения подачи топлива в газотурбинный двигатель. Вместо топливного стопорного клапана может использоваться топливный отсечной клапан, перекрывающий магистраль подачи топлива в ГТД при срабатывании

Зона нечувствительности системы управления — Диапазон изменения входного сигнала, не связанный с корректирующим воздействием регулятора расхода топлива. Зона нечувствительности (применительно к частоте вращения) — это отношение частоты вращения к номинальной частоте вращения в процентах

Статизм регулирования системы управления — Изменение частоты вращения ротора силового вала на установившемся режиме работы газотурбинной установки, вызванное внешним воздействием, от нуля до номинальной, выраженное в процентах от номинальной частоты вращения

Датчик предельной температуры рабочего тела — Первичный чувствительный элемент системы управления ГТД, который непосредственно реагирует на изменение температуры и выходной сигнал которого воздействует через соответствующие усилители или преобразователи на систему защиты от предельного превышения температуры

Теплота сгорания топлива — Общее количество тепла, выделившегося при сгорании единицы массы топлива, кДж/кг

Удельный расход теплоты — Отношение теплоты сожженного в ГТД топлива за единицу времени к произведенной им мощности, кДж/кВт ч. Удельный расход теплоты рассчитывают по низшей теплоте сгорания топлива при нормальных условиях

Удельный расход топлива — Отношение массового расхода топлива к выходной мощности ГТУ (ГТД), кг/кВт ч

КПД Газовой турбины — Отношение выходной мощности к расходу теплоты топлива, подсчитанное по его низшей теплоте сгорания при нормальных условиях

Условная температура на входе в турбину — Условная средняя температура рабочего тела непосредственно перед сопловыми лопатками первой ступени.

Режим (частота вращения) «самоходности» — Режим (минимальная частота вращения выходного вала), при котором газотурбинный двигатель работает без использования мощности пускового устройства при наиболее неблагоприятных внешних условиях

Режим (частота вращения) холостого хода — Установленный изготовителем режим (частота вращения выходного вала), при котором газотурбинный двигатель может работать устойчиво и можно осуществлять нагружение или останов

Максимальная продолжительная частота вращения — Максимально допустимое при длительной эксплуатации значение частоты вращения выходного вала газотурбинного двигателя, с которого отбирается мощность

Номинальная частота вращения вала — Частота вращения выходного вала газотурбинного двигателя, при которой определены его расчетные показатели

Предельно допустимая частота вращения ротора — Частота вращения ротора ГТД, при которой срабатывает аварийное устройство защиты для отсечки подачи топлива в газотурбинный двигатель и останова двигателя

Система впрыска пара (воды) — Система, обеспечивающая впрыск пара (воды) в рабочее тело для увеличения мощности ГТД и/или уменьшения содержания оксидов азота (NOx) в отработавших газах

Удельная масса — Отношение полной сухой массы газотурбинного двигателя к его мощности, кг/кВт

Помпаж компрессора — Неустойчивый режим работы компрессора ГТД, характеризующийся сильными низкочастотными колебаниями массового расхода рабочего тела в компрессоре и соединительных каналах



Газовые турбины – обзор

II.A.2 Керамика в газотурбинном двигателе

Газовые турбины имеют много преимуществ, таких как малый вес, небольшие размеры, многотопливность, низкий уровень выбросов, низкий уровень шума и низкая вибрация. Однако недостатком является то, что их термический КПД снижается с уменьшением их выходной мощности. Тепловой КПД малогабаритных двигателей мощностью до 500 кВт составляет 15-20%. Для повышения теплового КПД необходимо увеличить температуру на входе в турбину. Однако существуют некоторые трудности с увеличением TIT при использовании металлических компонентов.Также трудно применять внутренние системы охлаждения для небольших металлических компонентов из-за их ограниченного размера. По этой причине керамика активно исследуется в качестве теплостойких компонентов газотурбинных двигателей для обеспечения высокого теплового КПД. В последние годы очень важным стало обеспечение стабильного снабжения и эффективного использования энергоресурсов, решение проблем загрязнения окружающей среды. В этом направлении керамическая газовая турбина также считается одним из наиболее перспективных кандидатов.

В 1960-х и 1970-х годах керамика на основе кремния получила дальнейшее развитие для применения в газотурбинных двигателях. Для карбида кремния основными процессами консолидации являются реакционное соединение, горячее прессование и спекание. Использование бора и углерода в качестве спекающих добавок было особенно важным достижением. Для нитрида кремния основными процессами консолидации были реакционная сварка и горячее прессование. Особый прогресс был достигнут с добавлением различных оксидов, таких как магнезия, оксид алюминия и иттрий, которые были необходимы для уплотнения в процессе горячего прессования.

В 1980-х и 1990-х годах процесс спекания нитрида кремния получил дальнейшее развитие для деталей сложной формы. Для изготовления компонентов газовой турбины были приняты процессы спекания под давлением газа и нормального давления. На рис. 55 показаны типичные компоненты из нитрида кремния для газотурбинного двигателя мощностью 300 кВт. Нитриды кремния обычно спекают с добавлением оксидов металлов, особенно оксидов редкоземельных элементов, для снижения температуры спекания. На границах зерен имеется множество различных типов кристаллических фаз.Механические и химические характеристики спеченных материалов нитрида кремния в значительной степени зависят от стабильности этих кристаллических фаз с границами зерен. Например, нитрид кремния с границей зерен оксидного типа, такой как дисиликат редкоземельных элементов, имеет более высокую стойкость к окислению, чем нитрид кремния с границей зерен оксинитридного типа, такой как YAM и волластенит. Что касается жаропрочности спеченного нитрида кремния, то существует тесная связь с температурой плавления зернограничной фазы.Было замечено, что как прочность на изгиб при 1400 °C, так и температура плавления дисиликата редкоземельного элемента увеличиваются по мере уменьшения ионного радиуса редкоземельного элемента. Эти результаты ясно указывают путь к получению высокотермостойкого материала, подходящего для применения в керамических газовых турбинах. На рис. 56 показано улучшение прочности на изгиб керамики из нитрида кремния за последние 20 лет.

РИСУНОК 55. Керамические детали газотурбинного двигателя класса 300 кВт.

РИСУНОК 56.Повышение прочности на изгиб керамики из нитрида кремния за последние 20 лет.

Конструкционные керамические компоненты для двигателей все еще находятся в стадии разработки, и свойства материалов неуклонно улучшаются. Они являются ключевыми компонентами для решения глобальной проблемы, такой как расход топлива, выбросы и шум.

Технология газовых турбин | Кавасаки Хэви Индастриз

Источник газовых турбин Кавасаки находится здесь.

Kawasaki разработала передовые технологии для постоянного совершенствования линейки газовых турбин Kawasaki.
Эти технологии реализовали «Эффективное использование энергии», «Экологичность» и «Надежный уход за изделием в течение всего жизненного цикла».

Газовые турбины Kawasaki обеспечивают клиентов чистой энергией в целях глобальной защиты окружающей среды.
Оксиды азота (NOx), содержащиеся в выхлопных газах, являются причиной фотохимического смога и кислотных дождей. Технологии сжигания с низким уровнем выбросов Kawasaki значительно сокращают выбросы NOx в выхлопных газах, что значительно снижает нагрузку на окружающую среду.

1) Метод сжигания DLE

NOx образуется при высоких температурах при сгорании*. Благодаря сгоранию Kawasaki DLE (сухое низкоэмиссионное топливо) производительность мирового класса с низким содержанием NOx ниже 10 частей на миллион (O2 = 15%) достигается за счет сочетания нашей собственной разработки систем «сгорание с обедненной смесью» и «дополнительное сгорание».
Метод сжигания предварительно смешанной смеси Кавасаки равномерно смешивает топливо с воздухом перед сгоранием. Эта система значительно снижает выбросы NOx за счет достижения равномерного распределения температуры без образования локальных областей с высокой температурой.
Метод дополнительного сгорания Kawasaki, отличительная черта камеры сгорания Kawasaki DLE, заключается в добавлении топлива после сжигания обедненной смеси. Регулировка количества дополнительного топлива регулирует выходную мощность, сохраняя при этом стабильное сгорание бедной смеси. В результате выбросы NOx стабильны и могут поддерживаться на низком уровне.

2) Метод подачи пара/воды

Метод впрыска пара/воды часто используется с топливом с более широким диапазоном теплотворной способности или состава.Метод впрыска пара/воды обеспечивает низкий уровень NOx, сочетая впрыск пара/воды с обычным диффузионным сжиганием. При таком традиционном подходе горение осуществляется путем непосредственного впрыска топлива в камеру сгорания без предварительного смешивания его с воздухом. Впрыскивая пар или воду вместе с топливом, можно снизить температуру горения и сократить выбросы NOx**.

*Существует два типа NOx: первый – это топливный NOx, который образуется из азота в топливе, а второй – тепловой NOx, который образуется, когда азот в воздухе связывается с кислородом при высоких температурах во время сгорания.Как правило, топливо, используемое в газовых турбинах, имеет низкое содержание азота, поэтому в основном упоминаются тепловые NOx. Технология DLE, представленная в этой колонке, эффективна для снижения тепловых NOx, вызванных высокой температурой во время сгорания.

** Метод впрыска пара/воды раньше был основной технологией сокращения NOx для газовых турбин. В качестве альтернативы этому методу сжигания DLE был разработан. «Сухой» в DLE (Dry Low Emission) означает, что вода не используется, в отличие от «мокрого» метода впрыска пара/воды, в котором используется вода.

Kawasaki работает над улучшением повседневной производительности и, таким образом, повышением прибыльности клиентов и защитой окружающей среды во всем мире.

Разработка газовой турбины Kawasaki

История разработки когенерационных газовых турбин Kawasaki
1989: M1A-13, газовая турбина мощностью 1,5 МВт.
1994: M7A-01, газовая турбина класса 6 МВт.
1998: M7A-02, газовая турбина класса 7 МВт за счет улучшения компрессора M7A-01 и увеличения количества воздуха.
2001: L20A, газовая турбина класса 18 МВт, увеличенная версия M7A-02.
2007: Применяются газовая турбина M7A-03, новейший CFD и повышение эффективности элемента.
2010 г.: M1A-17, газотурбинная установка мощностью 1,7 МВт, модернизированная версия M1A-13.
2012: L30A, газовая турбина класса 30 МВт, увеличенная версия L20A.

1) Технология анализа жидкости

В последние годы значительно улучшилась производительность компьютеров, что позволило выполнять более сложный и крупномасштабный анализ в области вычислительной гидродинамики (CFD).Kawasaki оптимизирует аэродинамические характеристики за счет многоступенчатого анализа всех ступеней компрессора. Анализ сопряженной теплопередачи используется для одновременного анализа теплопередачи потока жидкости и теплопередачи материала лопатки.

Анализ всех ступеней компрессора

2) Технология повышения температуры турбины

Повышение температуры на входе в турбину (TIT) эффективно для повышения производительности газовой турбины.Более высокие значения TIT делают необходимым использование технологии охлаждения внутренних лопаток и материалов турбины. Газовые турбины Kawasaki нацелены на оптимизацию характеристик охлаждения за счет применения новейшей технологии пленочного охлаждения и анализа сопряженной теплопередачи.

Анализ сопряженного теплообмена

Ссылка: ASME Turbo Expo 2012 GT2012-68679

Газовые турбины

Kawasaki могут работать на различных видах топлива.
В прошлом применение специальных видов топлива с такими характеристиками, как низкая теплотворная способность, было очень ограниченным, и такие виды топлива выбрасывались вместо того, чтобы эффективно использоваться.Газовые турбины Kawasaki могут использовать различные виды топлива в высокоэффективных системах когенерации, что способствует глобальному сохранению окружающей среды и значительному снижению затрат на энергию.
Газовые турбины Kawasaki могут использовать водород — главный кандидат в качестве чистого топлива следующего поколения.

Двухтопливная система, которую можно использовать
как для базовой нагрузки, так и для резервного использования

Доступно

Двойное сжигание топлива, при котором турбина может работать, переключаясь между двумя видами топлива.
Метод Duel Fuel «DLE + Liquid Standby Method» часто применяется к когенерационным и аварийным генераторным установкам двойного назначения. Этот метод заключается в использовании природного газа в качестве основного средства сжигания ДЛЭ и жидкого топлива для вторичных, аварийных ситуаций. В обычных условиях турбина работает по методу сжигания DLE с использованием газового топлива, благодаря чему достигается низкий уровень выбросов NOx и высокий КПД. В случае аварийной ситуации с отсутствием подачи газа газовая турбина может запуститься на жидком топливе или переключиться с газа на жидкое топливо, чтобы обеспечить быструю и непрерывную подачу электроэнергии.

Газовые турбины

Kawasaki оптимально спроектированы для выработки электроэнергии и могут стабильно обеспечивать высококачественную электроэнергию даже при больших колебаниях нагрузки. Газовая турбина Kawasaki также может работать в прерывистом режиме, требующем частых пусков и остановок в течение короткого промежутка времени.
Газовые турбины также могут способствовать стабилизации электроснабжения, комбинируя их с возобновляемыми источниками энергии, мощность которых часто меняется в зависимости от погоды, увеличивая или уменьшая нагрузку в соответствии с изменениями погоды или останавливая и перезапуская турбину по мере необходимости.

Kawasaki работает над созданием надежного газотурбинного генератора, который обеспечивает питание в различных ситуациях, а повторный запуск во время выбега является одной из последних разработок.
Резервный газотурбинный генератор используется для предотвращения перезапуска во время останова выбегом. Компания Kawasaki решила эту проблему и разработала новую систему запуска, которая позволяет быстро перезапускать газотурбинный генератор до того, как частота вращения вала упадет до низкой.
Эта новая система обеспечивает подачу питания в течение 40 секунд после команды перезапуска, даже если она находится в процессе выбега.Даже в таких ситуациях, когда запуск и остановка повторяются часто, а также при повторном отключении питания сразу после остановки, газотурбинный генератор Kawasaki быстро возобновляет подачу питания.
Эта система лучше всего подходит для насосной станции и важных объектов, таких как центр обработки данных, больница, которые должны справляться с вышеуказанными ситуациями соответственно.

Ссылки на отчеты о техническом обзоре Kawasaki

Контакт

Если вам нужна дополнительная информация о нашем бизнесе,
Пожалуйста, не стесняйтесь обращаться к нам.

КОНТАКТ

Mitsubishi Power разрабатывает газовую турбину, на 100 % работающую на аммиаке

Mitsubishi Power разрабатывает газовую турбину класса 40 МВт, которая может напрямую сжигать 100 % аммиака, в рамках инициативы, которая отвечает повышенным глобальным амбициям по обезуглероживанию, а также недавней дорожной карте Японии в отношении аммиачного топлива.

Компания по производству энергетического оборудования со штаб-квартирой в Иокогаме, дочерняя компания Mitsubishi Heavy Industries (MHI), 1 марта заявила, что нацелена на коммерциализацию новой газовой турбины, способной работать на аммиаке, которая будет производной от ее серии H-25, «в или около» 2025.

«Когда это будет сделано, это станет первой в мире коммерческой газовой турбиной, которая будет использовать исключительно аммиак в качестве топлива в системе такого масштаба», — заявили в компании. Газовая турбина «поможет в продвижении обезуглероживания малых и средних электростанций для промышленных применений [и] на отдаленных островах», говорится в сообщении.

Прямое сжигание аммиака в газовой турбине

Разработка представляет собой заметное новое направление для Mitsubishi Power. В рамках своей кампании «Change in Power» компания возглавляет разработку технологии обезуглероживания, специально предназначенную для ее флагманской линейки усовершенствованных газовых турбин, и на данный момент она добилась поразительных успехов.

В ответ на базовую водородную стратегию Японии компания в 2018 году приступила к разработке большой газовой турбины, способной сжигать 100 % водорода. В то время как Mitsubishi Power продолжает работу над пилотным проектом по переводу к 2023 году одного из трех агрегатов — газовой турбины M701F мощностью 440 МВт — электростанции комбинированного цикла Vattenfall мощностью 1,3 ГВт Magnum в Нидерландах на водород из возобновляемых источников, Mitsubishi, базирующаяся в Лейк-Мэри, Флорида, Подразделение Power Americas в марте 2020 года заключило свой первый контракт на поставку двух силовых агрегатов M501JAC, работающих на водороде, для замены построенных в 1986 году угольных агрегатов на Intermountain Power Project (IPP) мощностью 1800 МВт в штате Юта.

В сентябре 2020 года компания запустила два стандартных пакета интеграции водорода: «Hydaptive», ориентированный на интеграцию на площадке электростанции, от электролизеров до газовых турбин, и «Hystore», который развивает свойства хранения водорода. И в том же месяце она получила больше контрактов, связанных с ее водородными возможностями, от разработчиков предлагаемых газовых электростанций в Вирджинии, Огайо и Нью-Йорке, а также контракт на интеграцию водорода с Entergy Corp.В декабре канадский производитель электроэнергии Capital Power также заказал две турбины M501JAC для перевода своих блоков Genesee 1 и 2 в Альберте с угля на природный газ.

Mitsubishi Power заявила, что, поскольку ее модель газовой турбины M501JAC объединяет технологию камеры сгорания для устранения обратного воспламенения (обратного воспламенения), колебаний давления сгорания и выбросов оксидов азота (NO x ), модель серии J уже способна сжигать смесь. природного газа и до 30% водорода. Чтобы достичь 100-процентного использования водорода, разработчики технологий в настоящее время изучают технологию камеры сгорания, которая обеспечивает эффективное смешивание водорода и воздуха с помощью модернизированной конструкции сопла подачи топлива.Генеральный директор Mitsubishi Power Americas Пол Браунинг в феврале заявил POWER , что к 2025 году компания намерена разработать технологию 100% сжигания водорода.

Однако в тандеме Mitsubishi Power (и MHI) также изучали газотурбинные системы, использующие аммиак в качестве энергоносителя. С 2017 года в рамках Стратегической программы продвижения инноваций Кабинета министров Японии и Японской организации по развитию новых энергетических и промышленных технологий (NEDO) компания сосредоточила усилия на разработке системы термического крекинга с использованием отработанного тепла — аммиака (NH 3 ). ) в водород и азот, а затем сжигает этот водород в газовой турбине.

Документы компании

предполагают, что этот подход может лучше подходить для небольших газовых турбин из-за специфических характеристик, связанных со сжиганием аммиака. Например, поскольку аммиак имеет низкую скорость сгорания, для него требуется камера сгорания гораздо большего размера. А поскольку аммиак содержит азот, любая система, использующая его в качестве топлива, должна будет бороться с «топливным NO x », который он генерирует. Mitsubishi Power исследовала снижение NO x за счет двухступенчатого сгорания, но заявила, что более крупные газовые турбины создают «много технических проблем, таких как увеличение размеров и усложнение камеры сгорания.”

Однако на этой неделе было объявлено о разработке газовой турбины мощностью 40 МВт, работающей на аммиаке, однако предполагается, что Mitsubishi Power переосмысливает подход к многоступенчатому крекингу аммиака, чтобы исследовать «метод прямого сжигания аммиака».

Чтобы решить проблему производства NO x , которое вызвано окислением азотного компонента аммиака при его сжигании, коммерческая газотурбинная система компании будет сочетать селективное каталитическое восстановление (SCR) с «недавно разработанной камерой сгорания, которая снижает выбросы NO x , — сказал он.Затем эта система будет установлена ​​на газовых турбинах компании серии H-25 (рис. 1) — модели, которую Mitsubishi Power коммерчески продает коммунальным предприятиям и промышленным потребителям с 1988 года. 

1. Газовые турбины Mitsubishi Power серии H-25 представляют собой турбины для тяжелых условий эксплуатации, которые могут достигать высокой эффективности с парогенераторами-утилизаторами, такими как системы когенерации или электростанции с комбинированным циклом. Серия H-25 имеет мощность газовой турбины простого цикла 41 МВт и мощность комбинированного цикла около 60 МВт для конфигурации 1×1 и около 120 МВт для конфигурации 2×1.По словам Mitsubishi Power, при использовании когенерации они производят максимум около 70 метрических тонн пара в час. Предоставлено: Mitsubishi Power

Аммиак вызывает интерес в качестве топлива

Как отмечает Mitsubishi Power, коммерциализация газовой турбины, способной работать на аммиаке, «расширит» линейку «безуглеродных систем производства электроэнергии». Это предполагает, что рынок для этого продукта формируется: «Ожидается, что раннее внедрение оборудования для производства электроэнергии на основе аммиака в энергетических компаниях и независимых поставщиках электроэнергии (IPP) будет способствовать будущему использованию аммиака в качестве безуглеродного топлива», — говорится в сообщении.

Усилия основаны на недавнем возрождении интереса к пригодности аммиака в качестве обезуглероженного топлива, поскольку при его сгорании не образуется двуокись углерода, двуокись серы или сажа. Интерес к аммиаку также повышен в связи с его потенциалом в качестве эффективного энергоносителя, поскольку он имеет высокую плотность водорода (17,8 мас.%). Будучи вторым наиболее часто производимым химическим веществом (после серной кислоты) в мире, аммиак сегодня в основном используется в качестве сельскохозяйственного удобрения, а также в производстве продуктов питания, промышленных материалов, хладагентов и добавок, что означает, что он имеет хорошо налаженную глобальную дистрибьюторскую сеть.Он также обычно считается стабильным для длительного хранения и транспортировки.

Но хотя попытки использовать аммиак в энергетическом секторе предпринимались в течение нескольких десятилетий, получение энергии из аммиака было ограничено различными проблемами. «Одно из опасений заключается в том, что аммиак токсичен и легко воспламеняется», — отметили в MHI. «И хотя существуют существующие стандарты и процедуры, необходимые навыки обращения не известны за пределами секторов, которые уже используют аммиак и его производные.

Еще одна серьезная проблема заключается в том, что «производство зеленого водорода путем электролиза, работающего на возобновляемой электроэнергии, еще не соответствует масштабу, чтобы быть жизнеспособным по сравнению с обычным ископаемым сырьем, и, следовательно, производство зеленого аммиака является таким же», — говорится в сообщении компании. Однако, хотя большая часть аммиака сегодня производится из природного газа, в настоящее время реализуется несколько инициатив по производству «возобновляемого» аммиака путем преобразования зеленого водорода в аммиак.

MHI проявляет особую активность на этом фронте.В ноябре компания объявила об инвестициях в Hydrogen Utility (h3U), австралийского разработчика проектов зеленого водорода и аммиака, заявив, что поддержит предварительные инженерные и проектные исследования для проекта H3U на полуострове Эйр в Южной Австралии. планируется начать коммерческое производство зеленого водорода и аммиака в 2023 году.

В ноябре MHI также завершила капиталовложение в Monolith Materials, американскую фирму, которая может обеспечить производство водорода и технического углерода из метана.Компания Monolith Materials, которая уже эксплуатирует предприятие по производству технического углерода Olive Creek 1 в штате Небраска, планирует начать эксплуатацию второго предприятия по производству «бирюзового» водорода с помощью технологии пиролиза, использующей возобновляемые источники энергии в качестве источника тепла. Между тем, ранее в феврале этого года MHI объявила об еще одной инвестиции в пиролиз метана в раунде финансирования серии A для стартапа C-Zero.

Япония наращивает производство аммиака

Растущий интерес вызывает и то, как будет использоваться «зеленый аммиак».Несколько стран наметили планы по интеграции аммиака в свои будущие энергетические системы, в том числе в качестве топлива для топливных элементов и двигателей внутреннего сгорания. Япония, которая занимает видное место в этих усилиях, отводит значительную роль производству электроэнергии на аммиаке. Обновленный обзор стратегии «зеленого роста», опубликованный Министерством экономики, торговли и промышленности Японии (METI) в феврале этого года, например, предполагает, что к 2045 году можно будет продемонстрировать «полное производство электроэнергии на аммиаке». Соответствующая дорожная карта (рис. 2) также предусматривает обширное расширение цепочки поставок аммиака, которое превратит страну в регионального экспортера аммиачного топлива.

2. Дорожная карта Японии по топливному аммиаку. Источник: Министерство экономики, торговли и промышленности Японии (METI)

Совместное сжигание аммиака и угля уже было продемонстрировано в Японии, впервые компанией Chugoku Electric в июле 2017 г. топливной смеси, состоящей из аммиака от 0,6% до 0,8%, а затем компанией IHI Corp. в марте 2018 года на «установке для сжигания большой мощности» в городе Айой с топливной смесью, состоящей из 20% аммиака. Другая японская фирма, JERA, в ноябре объявила о планах закрыть все свои 2.2 ГВт сверхкритического угольного электростанций в Японии к 2030 году, а затем постепенно увеличивать отношение смешанного сжигания ископаемого топлива к аммиаку и водороду на ультрасверхкритических электростанциях.

Но хотя турбинное производство электроэнергии на аммиачном топливе было введено в середине 1960-х годов, а в 1990-х годах оно пережило относительное возрождение, оно практически не было принято в качестве единственного топлива для турбин. Прорыв в Японии произошел в 2016 году, когда исследовательская группа под руководством Хидэаки Кобаяши, профессора Института гидродинамики Университета Тохоку в Сендае, продемонстрировала сжигание аммиака в воздухе с использованием микрогазотурбинной системы мощностью 50 кВт в Национальном институте передовых промышленных технологий. Наука и технология.В камере сгорания группы используется газообразное топливо NH 3 и диффузионное горение для повышения стабильности пламени.

Между тем, хотя усилия Mitsubishi Power по коммерциализации газовой турбины, полностью работающей на аммиаке, примечательны, у компании уже есть конкуренты. Корпорация IHI в октябре 2020 года начала совместные испытания газовой турбины класса 2 МВт на своем заводе в Йокогаме (рис. 3), используя в качестве топлива «голубой» аммиак — аммиак, полученный из природного газа.

3. Испытательная установка газовых турбин с совместным сжиганием аммиака в IHI Corp.на заводе Yokohama Works. Предоставлено: IHI

Проект направлен на повышение коэффициента совместного сжигания аммиака до более чем 50% в пересчете на теплотворную способность. «Процесс производства аммиака из природного газа предполагает улавливание выбросов углекислого газа с их использованием для повышения нефтеотдачи, а также для улавливания и утилизации углерода», — сказали в IHI. Компания отметила, что проводит испытания газовых турбин в рамках программы, возглавляемой Японским институтом экономики энергетики и саудовской компанией Aramco Oil Co., целью которой является демонстрация осуществимости цепочки поставок голубого аммиака.

Сонал Патель — старший помощник редактора POWER ( @sonalcpatel , @POWERmagazine ).

Мицубиси Сила | Серия H-100

Газовые турбины серии H-100 были разработаны для коммунальных предприятий и промышленных потребителей в регионах с частотой 50 и 60 Гц. Первый агрегат был введен в промышленную эксплуатацию в 2010 году.

Затем Mitsubishi Power продолжила работу по совершенствованию конструкции газовых турбин серии H-100.Внедряя передовые элементные технологии и технологии материалов, проверенные на газовых турбинах серии H, мы постоянно работаем над улучшением производительности.

Обзор

Установки серии

H-100 — это двухвальные газовые турбины самой большой мощности в мире, основанные на большом опыте производства газовых турбин и достижениях в разработке серий H-25 и H-15.

Они достигают высокой эффективности в составе установок комбинированного цикла с котлами-утилизаторами, когенерационными установками или другими электростанциями комбинированного цикла.

Серия H-100 имеет мощность газовой турбины простого цикла от 105 МВт до 116 МВт и диапазон мощности от 150 МВт до 350 МВт в комбинированном цикле. В качестве двухвальных газовых турбин они подходят для механического привода.

Характеристики

  • Конструкция для тяжелых условий эксплуатации: тяжелая и высоконадежная конструкция, разработанная с учетом простоты обслуживания и длительной непрерывной работы
  • Высокая эффективность: Высокая производительность в различных циклах производства электроэнергии (простой, комбинированный и когенерационный)
  • Тип упаковки: Легко переносить и устанавливать
  • Серия применима не только для производства электроэнергии, но и для механического привода.

Конфигурация

H-100 60 Гц Н-100 50 Гц
Компрессор Количество ступеней 17 17
Камера сгорания Количество банок 10 10
Метод охлаждения С воздушным охлаждением С воздушным охлаждением
Турбина Количество ступеней л.с.: 2
л.с.: 2
л.с.: 2
л.с.: 2
Ротор Количество роторов 2 2
Выходной вал Горячая часть Горячая часть
Номинальная скорость л.с.: 4580 об/мин
НД: 3600 об/мин
л.с.: 4580 об/мин
НД: 3000 об/мин
Газовая турбина Прибл.Д × Ш × В 12,1 × 4,5 × 5,4 м 12,9 × 4,5 × 6,3 м
Прибл. Вес 175 тонн 216 тонн

Производительность простого цикла

H-100 60 Гц Н-100 50 Гц
Цикл 60 Гц 50 Гц
Базовый рейтинг ISO 105.7 МВт 116,4 МВт
Эффективность 38,2 % НТС 38,3 % НТС
Тепловая мощность LHV 9 421 кДж/кВтч 9 400 кДж/кВтч
8 930 БТЕ/кВтч 8 909 БТЕ/кВтч
Выпускной поток 293 кг/с 296 кг/с
646 фунтов/с 652 фунта/с
Температура выхлопных газов 534 °С 586 °С
993 °F 1087 °F
Эмиссия NOx 9 [электронная почта защищена]%O 2 9 [электронная почта защищена]%O 2
СО 9 [электронная почта защищена]%O 2 9 [электронная почта защищена]%O 2
Нагрузка вниз 50 % 50 %
Скорость линейного изменения (нормальная/быстрая) 8 МВт/мин / 26 МВт/мин 9 МВт/мин / 29 МВт/мин
Время начала (обычное/быстрое) 22 минуты / 10 минут 22 минуты / 10 минут

Производительность комбинированного цикла

H-100 60 Гц Н-100 50 Гц
1 на 1 Продукция завода 150.0 МВт 171,0 МВт
Эффективность установки 55,1 % LHV 57,4 % LHV
2 на 1 Продукция завода 305,7 МВт 346,0 МВт
Эффективность предприятия 56,1 % LHV 58,0 % НТС
Время начала 45 минут 45 минут

Характеристики механического привода

Н-100 — 3600 об/мин Н-100 — 3000 об/мин
Выход 144 350 л.с. 160 780 л.с.
107.7 МВт 119,9 МВт
Эффективность 38,9 % LHV 38,9 % LHV
Скорость нагрева 6,542 БТЕ/л.с.ч 6,549 БТЕ/л.с.ч
9 256 кДж/кВтч 9 266 кДж/кВтч
Поток выхлопных газов 293 кг/с 315 кг/с
646 фунтов/с 695 фунтов/с
Температура выхлопных газов 534 °С 552 °С
993 °F 1025 °F

Кривые коррекции производительности

  • Влияние температуры на входе компрессора на производительность газовой турбины (типичное значение)
  • Влияние атмосферного давления на характеристики газовой турбины (типичное значение)

Замена изношенных газовых турбин на турбины серии H-100 приведет к снижению выбросов оксидов азота (NOx) и углекислого газа (CO 2 ), а также к снижению расхода топлива после повышения эффективности установки.

Замена газовых турбин открывает путь к максимальному использованию существующего оборудования станции и применима не только к установкам с простым циклом, но и к установкам с комбинированным циклом.

Пример замены существующей системы комбинированного цикла

Основное существующее оборудование для повторного использования
  • Генераторы
  • Парогенератор-утилизатор тепла (HRSG)
  • Паровые турбины
  • Электрооборудование
Пример оценки повышения производительности за счет замены газовыми турбинами серии H-100
Товар Существующий 1 на 1
Комбинированный цикл
Комбинированный цикл H-100 1 на 1
60 Гц 50 Гц
Выход База +13% -3%
Эффективность База +7% +11%

Основные записи о доставке

Проект газотурбинной установки серии H-100 (Япония)

Последние заказы
Кол-во Год ввода в эксплуатацию Технические характеристики установки
Электростанция Шин-Оита, Kyushu Electric Power Co., Inc. (Япония) 6 2010~ Комбинированный цикл
Электростанция Янай, The Chugoku Electric Power Co., Inc. (Япония) 6 2011~2015 Комбинированный цикл
Osaki CoolGen Corporation (Япония) 1 2017 Комбинированный цикл комплексной газификации угля (IGCC) Производство электроэнергии (Япония)
Тепловая электростанция Futtsu, TEPCO Fuel & Power, Inc.(Япония) 7 2016~2019 Комбинированный цикл
Энергетический центр Торисима, Газ энд Пауэр Ко., Лтд. (Япония) 1 2018 Комбинированный цикл

4.3 Газовые турбины — UnderstandingCHP.com

Основными загрязнителями газовых турбин являются оксиды азота (NOx), монооксид углерода (CO) и летучие органические соединения (ЛОС). Другие загрязняющие вещества, такие как оксиды серы (SOx) и твердые частицы (PM), в первую очередь зависят от используемого топлива.Содержание серы в топливе определяет выбросы соединений серы, прежде всего SO2. Газовые турбины, работающие на десульфированном природном газе или дистиллятном масле, выделяют относительно незначительные уровни SOx. Как правило, выбросы SOx выше, когда в турбине сжигается мазут. Таким образом, контроль за выбросами SOx является вопросом покупки топлива, а не вопросом технологии газовых турбин. Твердые частицы являются незначительным загрязняющим веществом для газовых турбин, работающих на жидком топливе. Зола и металлические присадки в топливе могут способствовать образованию твердых частиц в выхлопных газах.

Важно отметить, что рабочая нагрузка газовой турбины оказывает значительное влияние на уровни выбросов основных загрязнителей NOx, CO и ЛОС. Газовые турбины обычно работают при высоких нагрузках. Следовательно, газовые турбины предназначены для достижения максимальной эффективности и оптимальных условий сгорания при высоких нагрузках. Одновременный контроль всех загрязняющих веществ при всех режимах нагрузки затруднен. При более высоких нагрузках происходят более высокие выбросы NOx из-за пиковых температур пламени. При более низких нагрузках происходит более низкая тепловая эффективность и более неполное сгорание, что приводит к более высоким выбросам CO и ЛОС.См. предыдущее обсуждение образования NOx в (раздел 4.2.3).

В последнее десятилетие усилия по контролю за выбросами NOx в турбинах и усовершенствованиям процесса сгорания были направлены на снижение температуры горячих точек пламени за счет использования обедненных топливно-воздушных смесей и предварительного сжигания смеси. Горение на обедненной смеси снижает соотношение топливо/воздух в зонах, где происходит образование NOx, так что пиковая температура пламени становится меньше стехиометрической адиабатической температуры пламени, тем самым подавляя термическое образование NOx.

Сгорание на обедненной смеси (DLN/DLE) предварительно смешивает газообразное топливо и сжатый воздух, чтобы не было локальных зон высоких температур или «горячих точек», где могли бы образовываться высокие уровни NOx.Сжигание предварительно смешанной смеси требует специальной конструкции смесительных камер и зон входа смеси, чтобы избежать обратного воспламенения пламени. Оптимизированное применение сжигания DLN требует комплексного подхода к конструкции камеры сгорания и турбины. Камера сгорания DLN становится неотъемлемой частью конструкции турбины, и для каждого применения турбины должны разрабатываться специальные конструкции камеры сгорания. В то время как уровни NOx на уровне 9 частей на миллион были достигнуты при сжигании обедненной смеси, лишь немногие турбины, оборудованные DLN, достигли уровня практической работы при таком уровне выбросов, необходимом для коммерциализации – способность поддерживать 9 частей на миллион в широком рабочем диапазоне от полной мощности до минимальной. нагрузка.Одна из проблем заключается в том, что пилотное пламя, представляющее собой небольшое диффузионное пламя и источник NOx, обычно используется для непрерывного внутреннего воспламенения и стабильности в камерах сгорания DLN и затрудняет поддержание полного результирующего снижения NOx
во всем диапазоне регулирования.

Шум также может быть проблемой в камерах сгорания с предварительным смешением обедненной смеси, поскольку акустические волны образуются из-за нестабильности горения при воспламенении предварительного смешения топлива и воздуха. Этот шум также проявляется в виде волн давления, которые могут повредить стенки камеры сгорания и ускорить необходимость замены камеры сгорания, тем самым увеличивая затраты на техническое обслуживание и снижая эксплуатационную готовность установки.

Все ведущие производители газовых турбин используют камеры сгорания DLN по крайней мере в некоторых частях своих производственных линий. Производители турбин обычно гарантируют выбросы NOx от 15 до 42 частей на миллион при использовании этой технологии. Выбросы NOx при сжигании дистиллятного масла обычно гарантируются на уровне 42 частей на миллион с DLN и/или в сочетании с впрыском воды. Несколько моделей (в основном мощностью более 40 МВт) имеют камеры сгорания, способные работать на 9 частей на миллион (при сжигании природного газа) в ожидаемом диапазоне работы.

Разработка готовых к продаже моделей турбин, оборудованных DLN, является дорогостоящим мероприятием из-за эксплуатационных трудностей, связанных с обеспечением надежной работы газовых турбин в широком диапазоне мощностей.Таким образом, выбор времени для применения DLN к нескольким линейкам турбин зависит от рыночных приоритетов и ограниченности ресурсов. Производители газовых турбин изначально разрабатывают камеры сгорания DLN для моделей газовых турбин, для которых они ожидают наибольших рыночных возможностей. С течением времени и накоплением опыта технология распространяется на дополнительные модели газовых турбин.

В настоящее время основным методом контроля выбросов NOx после сжигания является селективное каталитическое восстановление (SCR). Аммиак впрыскивается в дымовой газ и реагирует с NOx в присутствии катализатора с образованием N2 и h3O.Система SCR расположена на пути выхлопа, обычно внутри котла-утилизатора, где температура выхлопных газов соответствует рабочей температуре катализатора. Рабочая температура обычных систем SCR находится в диапазоне от 400 до 800°F. Стоимость обычных систем SCR со временем значительно снизилась — основной движущей силой стали инновации в области катализаторов, что привело к сокращению объема и стоимости катализатора на 20% без изменения производительности. .

Низкотемпературный SCR, работающий в диапазоне температур от 300 до 400 ° F, был запущен в промышленную эксплуатацию в 1995 году и в настоящее время используется примерно на двадцати газовых турбинах.Низкотемпературный СКВ идеально подходит для модернизации, когда он может быть расположен после котла-утилизатора, что позволяет избежать потенциально дорогостоящей модернизации котла-утилизатора для размещения катализатора в более горячей зоне котла-утилизатора.

Количество высокотемпературных установок SCR, работающих в диапазоне температур от 800 до 1100°F, за последние годы значительно увеличилось. Высокая рабочая температура позволяет размещать катализатор непосредственно за выпускным фланцем турбины. Высокотемпературная СКВ также используется на газовых турбинах простого цикла с пиковой мощностью и базовой нагрузкой, где нет котлов-утилизаторов.

SCR уменьшает от 80 до 90% NOx в выхлопе газовой турбины, в зависимости от степени однородности химических условий в выхлопе. При последовательном использовании с впрыском воды/пара или сжиганием DLN СКВ может привести к низким уровням NOx, выраженным однозначной цифрой (от 2 до 5 частей на миллион).

Системы

SCR дороги и существенно влияют на экономическую целесообразность небольших проектов газовых турбин. Для проекта мощностью 5 МВт затраты на производство электроэнергии увеличиваются примерно на полцента за кВтч.Кроме того, SCR требует хранения аммиака, опасного химического вещества, на месте. Наконец, аммиак может «проскочить» непрореагировавший процесс, вызывая проблемы со здоровьем окружающей среды.

Справочник по газовым турбинам | netl.doe.gov

Справочник по газовым турбинам | netl.doe.gov Перейти к основному содержанию

Справочник по газовым турбинам

СОДЕРЖАНИЕ
  • Благодарности
  • Обновлена ​​контактная информация автора
  • Введение  – Рич Деннис, менеджер по технологиям турбин
  • 1.1. Простой и комбинированный циклы  – Клэр Соарес
    • 1.1-1 Введение
    • 1.1-2 Приложения
    • 1.1-3 Универсальность применения
    • 1.1-4 История газовой турбины
    • 1.1-5 Газовая турбина, основные компоненты, модули и системы
    • 1.1-6 Разработка конструкции с газовыми турбинами
    • 1.1-7 Характеристики газовой турбины
    • 1.1-8 Комбинированные циклы
    • 1.1-9 Примечания
  • 1.2 Комбинированный цикл комплексной газификации угля (IGCC) — Массод Рамезан и Гэри Стигель
    • 1.2-1 Введение
    • 1.2-2 Процесс газификации
    • 1.2-3 Системы IGCC
    • 1.2-4 Усовершенствования газификатора
    • 1.2-5 Усовершенствования газоразделения
    • 1.2-6 Выводы
    • 1.2-7 Примечания
  • 1.2.1 Различные типы газификаторов и их интеграция с газовыми турбинами — Джеффри Филлипс
    • 1.2.1-1 Введение
    • 1.2.1-2 Общие типы газификаторов
    • 1.2.1-3 Другие варианты конструкции
    • 1.2.1-4 Интеграция с комбинированным циклом
    • 1.2.1-5 Коммерчески доступные крупномасштабные газификаторы
    • 1.2.1-6 Интересующие полукоммерческие газификаторы
    • 1.2.1-7 Выводы
    • 1.2.1-8 Примечания
  • 1.2.2 Последствия CO 2  Секвестрация для газовых турбин  – Ашок Рао
    • 1.2.2-1 Введение
    • 1.2.2-2 Последствия для газовых турбин
    • 1.2.2-3 Выводы
    • 1.2.2-4 Примечания
  • 1.3.1.1 Цикл Граца — электростанция с нулевым уровнем выбросов и высочайшей эффективностью — Франц Хейтмайр, Герберт Джериха, Вольфганг Санс
    • 1.3.1.1-1 Введение
    • 1.3.1.1-2 Конфигурация цикла и термодинамическая схема
    • 1.3.1.1-3 Проектирование турбомашин
    • 1.3.1.1-4 Экономическая оценка
    • 1.3.1.1-5 Выводы
    • 1.3.1.1-6 Сокращения и Приложение
    • 1.3.1.1-7 Примечания
  • 1.3.1.2 Системы экологически чистой энергии  – Фермин «Вик» Витери
    • 1.3.1.2-1 Введение
    • 1.3.1.2-2 Электростанция CES с нулевым уровнем выбросов
    • 1.3.1.2-3 Совместимость ВРУ и турбинного компрессора
    • 1.3.1.2-4 Влияние рабочих газов на рабочие параметры газовой турбины
    • 1.3.1.2-5 Влияние охлаждающей жидкости на температуру лопаток газовой турбины
    • 1.3.1.2-6 Работа газовой турбины на газах CES по сравнению с газами для дыхания
    • 1.3.1.2-7 Вопросы материалов турбины
    • 1.3.1.2-8 Концепции интегрированных установок
    • 1.3.1.2-9 Производительность
    • 1.3.1.2-10 Выводы
    • 1.3.1.2-11 Примечания
  • 1.3.1.3 Электроэнергетические системы, работающие на водороде  – Wen-Ching Yang
    • 1.3.1.3-1 Введение
    • 1.3.1.3-2 Энергосистема высокотемпературного парового цикла (HTSC)
    • 1.3.1.3-3 Новый цикл Ренкина
    • 1.3.1.3-4 Цикл Ренкина с подогревом и рекуперацией
    • 1.3.1.3-5 Требования к разработке
    • 1.3.1.3-6 Выводы
    • 1.3.1.3-7 Примечания
  • 1.3.2 Усовершенствованные циклы Брайтона — Ашок Рао
    • 1.3.2-1 Введение
    • 1.3.2-2 Технология газовых турбин
    • 1.3.2-3 Выводы
    • 1.3.2-4 Примечания
  • 1.3.3 Газотурбинные циклы частичного окисления (POGT) — Джозеф К. Рабовицер, к.т.н., Сергей Нестер, к.т.н.
    • 1.3.3-1 Введение
    • 1.3.3-2 Фон
    • 1.3.3-3 Обзор
    • 1.3.3-4 Приложения POGT
    • 1.3.3-5 Выводы
    • 1.3.3-6 Акронимы и сокращения
    • 1.3.3-7 Примечания
  • 1.4 Гибридные газотурбинные топливные элементы — Джек Брауэр
    • 1.4-1 Введение
    • 1.4-2 Фон
    • 1.4-3 Технология топливных элементов
    • 1.4-4 Концепция топливных элементов гибридной газовой турбины
    • 1.4-5 Ранние разработки топливных элементов для гибридных газовых турбин
    • 1.4-6 Динамическое моделирование гибридных систем
    • 1.4-7 Управление гибридной системой
    • 1.4-8 Потребности в исследованиях и разработках для гибридных систем топливных элементов для газовых турбин
    • 1.4-9 Благодарности
    • 1.4-10 Примечания
  • 2.0 Осевые компрессоры  – Мехерван П.Бойс
    • 2.0-1 Введение
    • 2.0-2 Номенклатура лопаток и каскадов
    • 2.0-3 Элементарная теория аэродинамического профиля
    • 2.0-4 Ламинарные аэродинамические поверхности
    • 2.0-5 Увеличение энергии
    • 2.0-6 Треугольники скорости
    • 2.0-7 Степень реакции
    • 2.0-8 Правило отклонения
    • 2.0-9 Рабочие характеристики компрессора
    • 2.0-10 Рабочие параметры компрессора
    • 2.0-11 Потери производительности в осевом компрессоре
    • 2.0-12 Новые разработки в осевых компрессорах
    • 2.0-13 Последние достижения и требования к исследованиям
    • 2.0-14 Материал лопатки компрессора
    • 2.0-15 Благодарности
    • 2.0-16 Библиография
  • 3.1 Ключевые вопросы сжигания, связанные с синтетическим газом и топливом с высоким содержанием водорода  – Винсент Макдонелл
    • 3.1-1 Ключевые вопросы сжигания, связанные с синтетическим газом и топливом с высоким содержанием водорода
    • 3.1-2 Примечания
  • 3.1.1 Статическая и динамическая стабильность горения  – Тимоти С. Лиувен
    • 3.1.2-1 Введение
    • 3.1.2-2 Статическая устойчивость
    • 3.1.2-3 Динамическая устойчивость
    • 3.1.2-4 Примечания
  • 3.2 Стратегии сжигания синтетического газа и топлива с высоким содержанием водорода  – Пит Стрейки, Нейт Вейланд, Гео Ричардс
    • 3.2-1 Введение
    • 3.2-2 Образование NOx
    • 3.2-3 Камера сгорания с диффузионным пламенем
    • 3.2-4 Постный прямой впрыск
    • 3.2-5 Пламенные диффузионные камеры с высокой нагрузкой
    • 3.2-6 Предварительно смешанное сжигание
    • 3.2-7 Настройка и управление камерой сгорания
    • 3.2-8 Кислородно-топливное сжигание
    • 3.2-9 Примечания
  • 3.2.1.1 Горение обычного типа  – Скотт Самуэльсен
    • 3.2.1.1-1 Введение
    • 3.2.1.1-2 Характеристики камеры сгорания
    • 3.2.1.1-3 Основная зона
    • 3.2.1.1-4 Вторичная зона
    • 3.2.1.1-5 Зона разбавления
    • 3.2.1.1-6 Теплообмен
    • 3.2.1.1-7 Конфигурации камеры сгорания
    • 3.2.1.1-8 Примечания
  • 3.2.1.2 Предварительно смешанное сжигание обедненной смеси  – Билл Бендер
    • 3.2.1.2-1 Введение
    • 3.2.1.2-2 Обзор выбросов
    • 3.2.1.2-3 Обзор нормативно-правовой базы
    • 3.2.1.2-4 Принципы сжигания
    • 3.2.1.2-5 Конструкции камеры сгорания
    • 3.2.1.2-6 Технологические проблемы LPM
    • 3.2.1.2-7 Будущие разработки LPM
    • 3.2.1.2-8 Работа на двух видах топлива
    • 3.2.1.2-9 Проблемы с изменчивостью топлива
    • 3.2.1.2-10 Исходная информация
    • 3.2.1.2-11 Образование оксидов азота
    • 3.2.1.2-12 Выводы
    • 3.2.1.2-13 Примечания
  • 3.2.1.3 Камера сгорания с обогащенным топливом, быстрым смешением, сжиганием обедненной смеси (RQL) — Скотт Самуэльсен
    • 3.2.1.3-1 Введение
    • 3.2.1.3-2 Зона быстрого смешивания
    • 3.2.1.3-3 Образование оксида азота
    • 3.2.1.3-4 Выводы
    • 3.2.1.3-5 Примечания
  • 3.2.1.4.1 Горение в замкнутом вихре  – Роберт Стил
    • 3.2.1.4.1-1 Горение в замкнутом вихре
    • 3.2.1.4.1-2 Проблемы сжигания газовых турбин IGCC
    • 3.2.1.4.1-3 Сжигание синтетического газа
    • 3.2.1.4.1-4 Турбинная программа DOE NETL IGCC
    • 3.2.1.4.1-5 Горение в захваченном вихре – передовая технология
    • 3.2.1.4.1-6 Разработка TVC
    • 3.2.1.4.1-7 Примечания
  • 3.2.1.4.2 Горение с низким вихрем  – Роберт К. Ченг
    • 3.2.1.4.3-1 Введение
    • 3.2.1.4.3-2 Принцип низковихревого сжигания и история передачи технологий
    • 3.2.1.4.3-3 Правила масштабирования и технические рекомендации
    • 3.2.1.4.3-4 Характеристики поля течения и их отношение к стабильности пламени
    • 3.2.1.4.3-5 Разработка маловихревых форсунок для газовых турбин
    • 3.2.1.4.3-6 Разработка БИС для IGCC
    • 3.2.1.4.3-7 Выводы
    • 3.2.1.4.3-8 Примечания
  • 3.2.2 Каталитическое сжигание  – д-р Лэнс Смит, д-р Хасан Карим, д-р Шахрох Этемад, д-р Уильям К. Пфефферле
    • 3.2.2-1 Введение
    • 3.2.2-2 Роль катализа в горении
    • 3.2.2-3 Каталитические материалы для сжигания топлива
    • 3.2.2-4 Системы каталитического сжигания
    • 3.2.2-5 Проблемы каталитического сжигания
    • 3.2.2-6 Выводы
    • 3.2.2-7 Примечания
  • 3.2.2.1 Каталитическое сжигание с высоким содержанием топлива  – д-р Лэнс Смит, д-р Хасан Карим, д-р Шахрох Этемад, д-р Уильям К. Пфефферле
    • 3.2.2.1-1 Введение
    • 3.2.2.1-2 Каталитические системы с высоким содержанием топлива
    • 3.2.2.1-3 Сжигание на обогащенной каталитической обедненной смеси (RCL®)
    • 3.2.2.1-4 Производительность и рабочие характеристики RCL® Combustion
    • 3.2.2.1-5 Полномасштабные испытания полным давлением на солнечных турбинах
    • 3.2.2.1-6 Данные испытаний субшкалы для углеводородного топлива
    • 3.2.2.1-7 Результаты испытаний двигателя
    • 3.2.2.1-8 Сжигание угольного синтез-газа и топлива с высоким содержанием водорода со сверхнизким содержанием NOx
    • 3.2.2.1-9 Данные субмасштабных испытаний для синтез-газа
    • 3.2.2.1-10 Данные субмасштабных испытаний для топлива с высоким содержанием водорода и низким содержанием британской теплотехнической единицы
    • 3.2.2.1-11 Состояние технологии и перспективы
    • 3.2.2.1-12 Выводы
    • 3.2.2.1-13 Примечания
  • 3.2.2.2 Каталитическое горение в крупногабаритных промышленных газовых турбинах  – Рэй Ластер
    • 3.2.2.2-1 Введение
    • 3.2.2.2-2 Конструкция с каталитическим сжиганием
    • 3.2.2.2-3 Обогащенное каталитическое сгорание в больших газотурбинных двигателях
    • 3.2.2.2-4 Выводы
    • 3.2.2.2-5 Примечания
  • 3.2.2.3 Горение со стабилизированной поверхностью  – Нил Макдугалд
    • 3.2.3-1 Введение
    • 3.2.3-2 Технология
    • 3.2.3-3 Экспериментальные результаты
    • 3.2.3-4 Выводы
    • 3.2.3-5 Примечания
  • 4.1 Анализ конструкции охлаждения турбины — Карен Тоул
  • 4.2.1 Анализ конструкции системы охлаждения — Рон С. Банкер
    • 4.2.1-1 Введение
    • 4.2.1-2 Уровень 0 – Предварительный анализ конструкции системы охлаждения
    • 4.2.1-3 Уровень 1 – Анализ концептуальной конструкции системы охлаждения
    • 4.2.1-4 Трехмерный анализ
    • 4.2.1-5 Уровень 2 – Детальный анализ конструкции компонентов и систем охлаждения
    • 4.2.1-6 Анализ вторичного контура охлаждения турбины
    • 4.2.1-7 Уровень 3 – Анализ проекта охлаждения в переходных режимах
    • 4.2.1-8 Примечания
  • 4.2.2.1 Пленочное охлаждение аэродинамического профиля — Дэвид Богард
    • 4.2.2.1-1 Введение
    • 4.2.2.1-2 Основы характеристик пленочного охлаждения
    • 4.2.2.1-3 Корреляции характеристик пленочного охлаждения
    • 4.2.2.1-4 Влияние геометрии и конфигурации отверстий на характеристики пленочного охлаждения
    • 4.2.2.1-5 Влияние поверхности аэродинамического профиля на характеристики пленочного охлаждения
    • 4.2.2.1-6 Влияние основного потока на характеристики пленочного охлаждения
    • 4.2.2.1-7 Пленочное охлаждение передней кромки аэродинамического профиля
    • 4.2.2.1-8 Примечания
  • 4.2.2.2 Улучшенное внутреннее охлаждение лопаток турбины  – Дже-Чин Хан и Лесли М.Райт
    • 4.2.2.2-1 Введение
    • 4.2.2.2-2 Улучшенное внутреннее охлаждение лопаток турбины
    • 4.2.2.2-3 Улучшенное внутреннее охлаждение лопаток турбины
    • 4.2.2.2-4 Заключительные замечания
    • 4.2.2.2-5 Примечания
  • 4.2.3 Теплообмен торцевой стенки аэродинамического профиля — Карен Тоул
    • 4.2.3-1 Введение
    • 4.2.3-2 Теоретическая разработка торцевых течений
    • 4.2.3-3 Теплообмен торцевой стенки
    • 4.2.3-4 Пленочное охлаждение торцевой стенки
    • 4.2.3-5 Модификации передней кромки
    • 4.2.3-6 Другие соответствующие исследования торца лопатки
    • 4.2.3-7 Теплопередача кончика лезвия
    • 4.2.3-8 Примечания
  • 4.3 Аэродинамика лопаток турбины  – Суманта Ачарья
    • 4.3-1 Введение
    • 4.3-2 Поле течения в средней части пролета
    • 4.3-3 Поле течения в области торцевой стенки
    • 4.3-4 Развитие и структура вторичных течений в проходе
    • 4.3-5 Потеря давления
    • 4.3-6 Аэродинамика двухмерного каскада лопастей
    • 4.3-7 Аэродинамика трехмерного каскада
    • 4.3-8 Аэродинамика с модификациями прохода
    • 4.3-9 Примечания
  • 4.4 Анализ теплопередачи  – Фрэнк Дж. Кунья
    • 4.4-1 Введение
    • 4.4-2 Требования к теплопередаче
    • 4.4-3 Газовый теплообмен
    • 4.4-4 Качество поперечного сечения температуры газа
    • 4.4-5 Термическая нагрузка на аэродинамический профиль
    • 4.4-6 Тепловая нагрузка передней кромки
    • 4.4-7 Теплообмен охлаждающей жидкости
    • 4.4-8 Пленочное охлаждение
    • 4.4-9 Полосы отключения или усилители турбулентности для охлаждающих каналов
    • 4.4-10 Ударное охлаждение для перекрестных отверстий и вставок
    • 4.4-11 Штифтовые ребра или пьедесталы для охлаждения задней кромки
    • 4.4-12 Массовая температура для охлаждающих каналов
    • 4.4-13 Тепломеханические аспекты долговечности
    • 4.4-14 Выводы
    • 4.4-15 Примечания
  • 4.4.1 Ведра и сопла  – Стивен Дж. Балсоне
    • 4.4.1-1 Введение
    • 4.4.1-2 Исходная информация
    • 4.4.1-3 Разработка процесса – литье по выплавляемым моделям сплавов DS и SX
    • 4.4.1-4 Разработка процесса – литье с высоким градиентом
    • 4.4.1-5 Разработка сплава – ковши
    • 4.4.1-6 Разработка сплава – сопла
    • 4.4.1-7 Характеристики материалов
    • 4.4.1-8 Выводы
    • 4.4.1-9 Примечания
  • 4.4.2 Защитные покрытия для газовых турбин  – Кан Н Ли
    • 4.4.2-1 Введение
    • 4.4.2-2a Покрытия для компонентов из суперсплавов
    • 4.4.2-2b Связующее покрытие
    • 4.4.2-2c Верхнее покрытие
    • 4.4.2-2d Механизмы отказа TBC
    • 4.4.2-3a Покрытия для керамических компонентов
    • 4.4.2-3b Обработка
    • 4.4.2-3c Тестирование
    • 4.4.2-3d связующее покрытие
    • 4.4.2-3e Верхнее покрытие
    • 4.4.2-4 Выводы
    • 4.4.2-5 Примечания
  • 5.0 Экономика турбинной системы и надежность, доступность и ремонтопригодность (ОЗУ)  – Бонни Марини
    • 5.0-1 Введение
    • 5.0-2 Драйверы рынка электроэнергии
    • 5.0-3 Экономика производства электроэнергии
    • 5.0-4 Стратегии работы и опции
    • 5.0-5 Выводы
    • 5.0-6 Примечания
  • 6.0.1 Турбинная программа Министерства энергетики США: общее описание программы — Ричард Деннис
  • 6.0.2 Исследование внутреннего сгорания и турбин NETL — Джордж Ричардс
  • 6.0.3 Программа университетских исследований турбинных систем (UTSR)  – Уильям Х. Дэй, Ричард А. Венгларц и Лоуренс П. Голан
    • 6.0.3-1 Введение
    • 6.0.3-2 Проблема синтетического топлива
    • 6.0.3-3 Промышленная стипендия по газовым турбинам
    • 6.0.3-4 Примечания

Газотурбинный двигатель

Эта страница предназначена для учащихся колледжа, старшей или средней школы.Для младших школьников более простое объяснение информации на этой странице доступно на Детская страница.

Тяга – это сила, которая перемещает любое самолетов по воздуху. Тяга создается за счет двигательная установка самолета. Различные двигательные установки развивают тягу в разными способами, но вся тяга создается за счет некоторых Применение третьего закона Ньютона движение.На каждое действие есть равное и противоположное противодействие. В любой двигательной установке используется рабочее тело . ускоряется системой и реакция на это ускорение создает силу в системе. А общий вывод уравнения тяги показывает, что величина создаваемой тяги зависит от массовый поток через двигатель и выходная скорость газа.

Во время Второй мировой войны был разработан новый тип авиационного двигателя. самостоятельно в Германии и в Англии.Этот двигатель назывался . двигатель газотурбинный . Мы иногда называем этот двигатель реактивным двигателем . двигатель . Ранние газотурбинные двигатели работали почти так же, как ракетный двигатель создание горячего выхлопного газа, который пропускается через сопло для создания тяги. Но в отличие от ракетного двигателя, который должен нести кислород для горения, газотурбинный двигатель получает кислород из окружающего воздуха. Турбинный двигатель не работает в космическом пространстве, потому что нет окружающего воздуха.Для газа двигатель газотурбинный, форсированный газ или рабочая жидкость , это реактивный выхлоп. Большинство масса реактивного выхлопа поступает из окружающей атмосферы. Самый современный, высокоскоростной пассажир и военный самолет питаются от газа турбинные двигатели. Потому что газотурбинные двигатели так важны для современного жизни, мы будем предоставлять много информации о газотурбинных двигателях и их эксплуатация.

Турбинные двигатели бывают самых разных типов. форм и размеров из-за множества различных задач самолетов.Все газотурбинные двигатели имеют некоторые детали в общее, однако. На слайде мы видим изображения четырех разных самолеты с газотурбинными двигателями. У каждого самолета есть уникальная миссия и, следовательно, уникальное требование к двигательной установке. В вверху слева — авиалайнер DC-8. Его задача — перевозить большие грузы. пассажиров или груза на большое расстояние на высокой скорости. Он тратит большую часть своей жизни на высокой скорости круиз. Внизу слева F-14. истребитель.Его задача — сбивать другие самолеты в воздушный бой. Он проводит большую часть своей жизни в круизе, но нуждается высокое ускорение когда в бою. Внизу справа грузовой С-130. самолет. Как и DC-8, он перевозит грузы на большие расстояния, но не требует высокой скорости DC-8. В верхней справа — учебно-тренировочный Т-38. Он используется для обучения пилотов управлению реактивным самолетом. самолет и не имеет требований к ускорению F-14. DC-8 оснащен четырьмя ТРДД с большой степенью двухконтурности. двигатели F-14 на двух форсажных ТРДД малой двухконтурности, у С-130 четыре ТРД двигателями, а Т-38 двумя ТРД двигатели.

EngineSim интерактивный Java-апплет, позволяющий изучать различные типы реактивных двигателей. Вы можете изучить основы газотурбинного двигателя движение с помощью симулятора EngineSim. RangeGames представляет собой интерактивный Java-апплет, который позволяет вам изучать, насколько разные типы самолетов используют разные типы двигателей для выполнения своей миссии.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован.