Информация о газовых турбинах | Kawasaki Heavy Industries
Принцип работы газовой турбины
Как и дизельный или бензиновый двигатель, газовая турбина — это двигатель внутреннего сгорания с рабочим циклом впуск-сжатие-сгорание (расширение)-выпуск. Но, существенно отличается основное движение. Рабочий орган газовой турбины вращается, а в поршневом двигателе движется возвратно-поступательно.
Принцип работы газовой турбины показан на рисунке ниже. Сначала, воздух сжимается компрессором, затем сжатый воздух подается в камеру сгорания. Здесь, топливо, непрерывно сгорая, производит газы с высокой температурой и давлением. Из камеры сгорания газ, расширяясь в турбине, давит на лопатки и вращает ротор турбины (вал с крыльчатками в виде дисков, несущих рабочие лопатки), который в свою очередь опять вращает вал компрессора. Оставшаяся энергия снимается через рабочий вал.
Особенности газовых турбин
Типы газовых турбин по конструкции и назначению
Самый основной тип газовой турбины — создающий тягу реактивной струей, он же самый простой по конструкции.
Этот двигатель подходит для самолетов, летающих на высокой скорости, и используется в сверхзвуковых самолетах и реактивных истребителях.
У этого типа есть отдельная турбина за турбореактивным двигателем, которая вращает большой вентилятор впереди. Этот вентилятор увеличивает поток воздуха и тягу.
Этот тип малошумен и экономичен на дозвуковых скоростях, поэтому газовые турбины именно этого типа используются для двигателей пассажирских самолётов.
Эта газовая турбина выдает мощность как крутящий момент, причем у турбины и компрессора общий вал. Часть полезной мощности турбины идет на вращение вала компрессора, а остальная энергия передается на рабочий вал.
Этот тип используют, когда нужна постоянная скорость вращения, например — как привод генератора.
В этом типе вторая турбина размещается после турбины с газогенератором, и вращательное усилие передается на нее реактивной струей. Эту заднюю турбину называют силовой. Поскольку валы силовой турбины и компрессора не связаны механически, скорость вращения рабочего вала свободно регулируется.
Этот тип широко используется в винтовых самолетах и вертолетах, а также в таких установках, как приводы насоса/компрессора, главные судовые двигатели, приводы генератора и т.п.
Что такое газовая турбина серии GREEN?
Принцип, которому Kawasaki следует в газотурбинном бизнесе, начиная с разработки в 1972 году нашей первой ГТУ, позволил нам предлагать клиентам все более совершенное оборудование, т.е., более энергоэффективное и экологичное. Идеи, заложенные в наших продуктах, получили высокую оценку мирового рынка и позволили нам накопить референции на более, чем 10 000 турбин (на конец марта 2014 года) в составе резервных генераторов и когенерационных систем.
youtube.com/embed/IvkeCelHvME»/>Проект K: Создание газовой турбины с самым высоким КПД в мире
Внутри К: Подразделение газовых турбин, Акаси / завод Seishin
Контакты
Если вам нужна дополнительная информация о нашем бизнесе, пожалуйста, свяжитесь с нами.
Контакты2. Схема и принцип работы ступени турбины
Ступень газовой турбины
в ГТД состоит из неподвижного соплового аппарата(СА) и расположенного за ним вращающегосярабочего колеса(РК). Схема ступени неохлаждаемой газовой турбины ГТД с указанием обозначений характерных сечений ее проточной части дана на рис. 6.1. Пренебрегая (как и в ступени компрессора) отличием поверхностей тока от цилиндрических, рассечем ступень цилиндрической поверхностьюВВи развернем это сечение на плоскость. В результате получим сечение решеток
профилей СА и РК (рис. 6.2). Рассмотрим
характерную форму профилей, межлопаточных
каналов и течение газа через эти решетки. На входе в сопловой аппарат газ имеет
давление р0и температуруТ0.
Вектор скорости газа в этом сечениис0обычно направлен параллельно оси
вращения РК или под малым углом к ней.
Лопатки СА имеют большую кривизну.
Поэтому угол1,
под которым выходит газ из соплового
аппарата (см. рис. 6.2), обычно равен 20
… 30о, в результате чего поперечное
сечение каждой струи газа, прошедшего
через межлопаточный канал соплового
аппарата, на выходе из него оказывается
существенно меньше, чем на входе (f1af0). Поскольку
скоростьс0 существенно меньше скорости звука,
уменьшение площади сечения межлопаточного
канала приводит к значительному росту
скорости газового потока и, соответственно,
к падению его давления и температуры
(см.
Вектор скорости газа на входе в рабочие лопатки (в относительном движении) равен разности векторов скоростейи —см. треугольник скоростей перед рабочим колесом на рис. 6.2. Рабочие лопатки также имеют большую кривизну, причем их передние кромки (во избежание срыва потока) ориентируются по направлению вектора. ППри этом вектор относительной скорости газа реззначительно изменяет свое направление в рабочем колесе. Это изменение может быть различным. Ступени турбины принято разделять наактивные иреактивные.В рабочем колесе активной ступени турбины относительная скоростьw практически остается (по модулю) постоянной (так как давление газа перед и за РК одинаково). В реактивной же ступени (а именно такие ступени применяются в авиационных ГТД) давление газа в рабочем колесе падает () и, соответственно, относительная скорость газа растет (
рис. 6.1). Обычно течение газа в решетке
РК дозвуковое, и тогда для увеличения
скорости газа межлопаточные каналы РК
должны быть суживающимися (f2кf1к), как показано на рис. 6.2.Вектор абсолютной скорости газового потока за рабочим колесом определяется как сумма векторов относительной скоростии окружной скорости лопаток (см. рис. 6.2).Обычно выход газа из ступени турбины на расчетном режиме близок к осевому, т. е. угол2 близок к 90°.
При обтекании лопаток рабочего колеса
давление на корытце каждого профиля (в
результате воздействия вытекающей из
каждого межлопаточного канала СА струи
газа) оказывается существенно выше, чем
на спинке. Поэтому на каждой лопатке РК
возникает аэродинамическая сила Р,
которая в общем случае направленная
так, как показано на
рис. 6.2, может быть разложена на
окружнуюРuи осевуюРaсоставляющие и в конечном счете является
той силой, которая создает крутящий
момент на валу турбины.
Треугольники скоростей в сечениях1—1и2—2обычно совмещаются на одном чертеже (рис. 6.3), называемомтреугольником скоростей ступенитурбины.При этом в общем случае поверхность тока, для которой проводится построение такой фигуры, может отличаться от цилиндрической, и тогда значения окружных скоростей в сечениях1—1и2—2(т.е.и) будут различными. Кроме того, необходимо учитывать возможное изменение осевой составляющей скорости газа при его прохождении через рабочее колесо, зависящее от формы проточной частя ступени (изменения высоты лопаток по тракту) и соотношения плотностей газа перед и за колесом. Обычно осевая скорость газового потока несколько увеличивается по тракту турбины, т. е. .
Ступень газовой турбины — Энциклопедия по машиностроению XXL
Рабочее тело е параметрами состояния в точке 4 подается в первую ступень газовой турбины, где происходит адиабатный процесс расширения 44. Отработавшее в первой ступени рабочее тело вновь подается в камеру сгорания и подогревается (изобара 4 4″) при подводе количества теплоты q .
Во второй ступени газовой турбины рабочее тело расширяется (адиабата 4″5), после чего поступает в теплообменник-регенератор.
[c.68] Особенность паровой турбины ПТУ -ее работа при умеренной температуре свежего пара (Гп 810- -880 К), определяемой главным образом свойствами металлов турбин, котлов и пароперегревателей, и очень больших степенях понижения давления сОт = Рп/Рт 2 000 ч- 6000, определяемых высоким начальным (рп) и низким конечным (рт) давлением пара. Поэтому теплоперепад, срабатываемый в паровой турбине, в 2 — 3 раза больше, чем в газовой турбине, а число ступеней паровой турбины во много раз превосходит число ступеней газовой турбины. [c.199]
В реальном процессе расширения реагирующего газа в ступени газовой турбины, очевидно, будет иметь место кинетическое течение. Параметры газа на выходе из соплового аппарата в последнем случае, как следует из рассмотрения уравнений (4.
11) —(4.18), оказываются зави-
[c.168]
Компрессор газовой турбины забирает свежий воздух и сжимает его до рабочего давления 0,67 МПа (рис. 5.45). Нагретый при сжатии до 260°С воздух направляется в погруженные поверхности нагрева, расположенные в предтопке кипящего слоя, где его температура повышается до 730°С. Далее воздух поступает в камеру сгорания газовой турбины, где за счет сжигания дополнительного газа его температура может быть повышена до 820 С. Для выравнивания температур перед входом в первую ступень газовой турбины дежурные горелки в камере сгорания работают непрерывно.
Диафрагмы первых ступеней газовых турбин вследствие высокой температуры газа должны изготовляться из аустенитной стали, обладающей, как известно, плохой теплопроводностью и высокими значениями коэффициента линейного расширения. Это обстоятельство повышает вероятность коробления и появления трещин в диафрагмах во время пуска и остановки. Поэтому в газовых турбинах используются диафрагмы, конструкцией которых предусматривается свободное расширение направляющих лопаток.
Обычно это достигается устранением жестких связей лопаток по внутреннему контуру (телу).
[c.149]
Наибольшее количество золы отлагается на первых двух ступенях цилиндра высокого давления при низкой скорости газов (140—150 м/с) из-за пониженной температуры. Наибольшее отложение золы наблюдается на направляющих лопатках этих ступеней. Последние три ступени газовой турбины со степенью реактивности 50% практически не имели отложений ни на направляющих, ни на рабочих лопатках. [c.171]
В ступенях, в которых лопаточный аппарат обтекается потоком при сравнительно малых значениях числа Re (ступени цилиндра низкого давления конденсационных паровых турбин, а также ступени газовых турбин, работающих по открытой схеме), с аэродинамической точки зрения не требуется высокой чистоты поверхности лопаток. Так, выше было указано, что из условий требований аэродинамики направляющие и рабочие лопатки последних ступеней турбины типа К-300-240 достаточно обработать по 6-му классу чистоты.
При этом здесь имеется в виду выходная часть профиля лопаток, чистота остальной части поверхности этих лопаток может быть даже ниже. Однако в этом случае исходить при назначении класса чистоты только с точки зрения аэродинамики нельзя. Пониженные требования к чистоте поверхности этих лопаток могут оказать отрицательное влияние на их предел усталости.
[c.125]
Рабочие лопатки первых ступеней газовых турбин находятся в сложном напряженном состоянии. Они испытывают действие центробежных сил, газового усилия и работают при очень высоких температурах. Поэтому, естественно, что в последнее время их охлаждению уделяется особенно много внимания. [c.194]
Наиболее простыми по тепловой схеме конструкции и в эксплуатации, компактными и легкими (по массе) энергетическими установками являются, бесспорно, газотурбинные установки (ГТУ). Основные элементы ГТУ — газовая турбина и компрессор — позволяют получить большие мощности в одном агрегате. Кроме.
того, в последних ступенях газовой турбины удельные объемы рабочего газа (сечение для прохода и длины рабочих лопаток) значительно меньше, чем в паровой турбине.
[c.5]
ТЕОРИЯ СТУПЕНИ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ [c.141]
СХЕМА И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СТУПЕНИ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ [c.141]
На рис. 9.2 схематически показана ступень газовой турбины. Она состоит из соплового аппарата и рабочего колеса. Рассечем ее цилиндрической поверхностью а—б, ось которой совпадает с осью вращения ротора, а затем развернем это цилиндрическое сечение на плоскость. На рис. 9.3 показаны полученные таким образом сечения неподвижного ряда лопаток соплового аппарата и движущихся относительно него со скоростью и лопаток рабочего колеса. Поверхность а—б приближенно можно рассматривать как поверхность тока, хотя в общем случае поверхность тока представляет собой поверхность вращения с криволинейной образующей (см. гл. 2). [c.141]
Рис, 9.
2, Схема ступени газовой турбины
[c.142]
Ступенью газовой турбины в ГТД называется совокупность соплового аппарата и расположенного за ним рабочего колеса. [c.183]
Окружное и осевое усилия на лопатках рабочего колеса и соплового аппарата ступени газовой турбины могут быть вычислены с помощью тех же соотношений, которые были использованы применительно к ступени компрессора. Так, например, формула погонного окружного усилия, действующего на радиусе г на одну лопатку, для рабочего колеса турбины примет вид [c.186]
Степень понижения давления, работа расширения газа и КПД. На рис. 5.4 и 5.5 изображен процесс расширения газа в ступени газовой турбины в pv- и ts-координатах. Точка О, лежащая на изобаре соответствует состоянию газа на входе в сопловой аппарат. Линия О—2ая изображает идеальный (адиабатный) процесс расширения газа в неохлаждаемой ступени. В is-координатах эта линия представляет собой вертикальную прямую.
Действительный процесс расширения газа в ступени сопровождается гидравлическими потерями, приводящими к выделению тепла трения и увеличению энтропии, и может быть условно представлен политропой
[c.186]
Затраты мощности на прокачку охлаждающего воздуха обычно не относят к потерям в ступенях газовой турбины, а учитывают отдельно при определении параметров двигателя в целом. [c.207]
Назначение. Корпусные детали насосов, коллекторов, диски I и IV ступени газовых турбин, сварно-кованые конструкции рабочих колес гидротурбин, а также сосуды и аппараты, работающие при температуре минус 196 С, и другие детали криогенной техники. [c.312]
Лопатки первых ступеней газовой турбины должны иметь стойкие п антикоррозийные покрытия, удлиняющие срок их эксплуатации. [c.565]
Диаметры корневых сечений ступеней газовой турбины, как правило, выдерживаются постоянными для всех ступеней и определяются из условий прочности дисков и лопаток и технологии изготовления поковки дисков.
[c.405]
Ротор паровой турбины Диск первой ступени паровой турбины Бандажное кольцо генератора Диск первой ступени газовой турбины Диск второй ступени газовой турбины [c.73]
Для ступени газовой турбины полный располагаемый теплоперепад можно определять по формуле [c.190]
Примером использования газотурбинных двигателей в военной технике может также служить созданный в последнее время в Англии экспериментальный газотурбинный танк (без башни). Хотя сам танк особого интереса не представляет, однако некоторые данные его двигателя интересны. Двигатель этого танка мощностью в 1000 л. с. выполнен по двухвальной схеме. Газогенераторная секция состоит из одной ступени центробежного компрессора и одной аксиальной ступени газовой турбины. Температура рабочего газа 800° С эффективный коэффициент полезного действия 16%. Использование на танке газовой турбины взамен поршневого двигателя позволяет сократить объем моторного отделения, уменьшить число передач в трансмиссии до двух—трех, а также значительно упростить конструкцию коробки передач.
Вместе с тем серьезные трудности вызывает большой расход топлива, а также необходимость иметь дешевые жаростойкие материалы. Известные неудобства может представлять и значительный шум, возникающий при работе газовой турбины.
[c.387]
Подогрев происходит по изобаре 8-4 при подводе теплоты в количестве рабочего тела). Рабочее тело с параметрами точки 4 подается в первую ступень газовой турбины 13, где происходит адиабатный процесс расширения 4-4. Отработанное в первой ступени рабочее тело вновь подается в камеру сгорания 12 и по изобаре 4 -4″ подогре- [c.213]
Тепло, передаваемое воде в экономайзере П1 ступени газовой турбины, учитывается в балансе деаэратора 6 ат, аналогично тому как это делается при расчете тепловой схемы паровой ТЭЦ, с помощью формулы (3-25). Количеством этого тепла предварительно задаются с последующим уточнением по тепловому балансу экономайзеров газовой турбины. [c.85]
Основными элементами ГТД, определяющими интенсивность его теплового излучения, являются в первую очередь лопатки последней ступени газовой турбины, затем конструктивные элементы форсажной камеры и реактивного сопла, расположенные в газовом тракте, внутренние поверхности стенок форсажной камеры и реактивного сопла и, наконец, сама струя газа, выходящего из сопла.
В узком диапазоне малых длин волн, соответствующих максимальным значениям интенсивности излучения, излучательная способность зависит в основном от температуры поверхности тела в степени 8. .. 10.
[c.486]
Результаты исследования пятизубового елочного соединения лопаток первых ступеней газовой турбины приводятся в работе В. В. Матвеева [41]. Автор пришел к заключению, что рассеяние энергии колебаний ияти-зубового елочного замка повышается после наработки некоторого числа циклов (примерно ЫО ) он объясняет это износом первой пары зубцов, приводящим к их частичной разгрузке от растягивающего усилия. В работе [41] определено предельное значение отношения центробежной силы пера лопатки к амплитуде изгибающего момента в корневом сечения, определяющее границы работы елочного соединения. Им также установлено, что рассеяние энергии колебаний елочного замка увеличивается при следующих условиях [c.143]
В диссертации В. В. Матвеева [Л. 23] приводятся результаты исследования пятизубового елочного соединения лопаток первых ступеней газовой турбины.
[c.66]
Для того чтобы достигнуть в газовых турбинах значения коэффициента полезного действия того же порядка, что и в паровых, начальная температура газа должна быть на 100—150° выше, чем температура пара. Высокая температура, низкие давления, большие расходы и малое число ступеней придают конструкциям газовых турбин специфический характер. Как правило, облопачивание первых ступеней газовых турбин выполняется из жаропрочной стали аустенитного класса. Это относится как к рабочим, так и к направляющим лопаткам, так как при температуре 650—750°, характерной для современных газовых турбин, даже при сравнительно невысоких напряжениях в направляющих лопатках приходится выбирать окалиностойкие материалы. По тем же соображениям горячие газовпускные патрубки турбин, внутренние части камер сгорания и внутренние обечайки горячих газопроводов выполняются из жаростойкой аустенитной стали. [c.16]
Фиг.99.Сварные диафрагмы 1-й и 2-й ступеней газовой турбины ГТ-25-700ЛМЗ -t — ободья 2 — направляющие лопатки 3 — бандажные ленты с уплотнением.
|
Потер я в ступени газовой турбины ГТД складываются главным образом из потерь в лопаточных венцах соплового аппарата и рэбогего колеса и потерь с выходной скоростью. Потери в оешетках л паточных венцов при равномерном потоке газа на входе были подробно рассмотрены в подразд. 5.5 и 5.6. В действительности noTOh Hi входе в венец может быть неравномерным (например, при наличии перед турбиной трубчато-кольцевой камеры сгорания), но влияние этой неравномерности на КПД ступени невелико.
Дополнительные потери, связанные с наличием вязкостного трения диска и верхнего бандажа (если он установлен), с утечками (перетеканиями) в лабиринтах и т. д., в авиационных турбинах обычно также невелики. Если пренебречь этими дополнительными потерями, то гидравлические и волновые потери в ступени можно принять равными сумме потерь в сопловом аппарате AL и потерь в лопатках рабочего колеса (с учетом влияния радиального зазора) А1л- При этом условии, пренебрегая также влиянием теплообмена и возвратом тепла в ступени, уравнение Бернулли для ступени (5.11) можно записать в виде
[c.209]
Фирмой АВВ разработана и запущена в эксплуатацию мощная современная энергетическая ГТУ типа GT24 на 50 Гц с промежуточным перегревом газов после первой ступени газовой турбины в дополнительной КС. На рис. 8.68 приведен цикл Брайтона—Ренкина ПГУ с ГТУ типа GT24. Как видно из графика, такое решение эквивалентно дожиганию топлива перед КУ. Преимущество промежуточного перегрева газов состоит в том, что имеет
[c.
355]
Как прарило, ступени газовой турбины имеют переменный проф иль лопаток по бы-с()те. Пoэтo sy после 1)асчета по средним диаметрам проводится расчет каждой ступени с целью определе ния параметров потока и характеристик решеток по высоте лопаток. [c.408]
В качестве насосов БНА используются струйные (зжекторы) и чаще лопаточные (осевые, центробежные и шнекоцентробежные). Лопаточные БНА применяются в ЖРД большого суммарного импульса тяги. Привод ротора БНА может осуществляться от ТНА через зубчатую передачу (см. рис. 10.23,а), от отдельной ступени газовой турбины (см.рис. 10.23,в) или от гидравлической турбины (см. рис. 10.23,г). [c.224]
Энергетика. ТЭС и АЭС | Всё о тепловой и атомной энергетике
Энергетика США
Компаний, которые выступают в роли посредника, и открывают своим клиентам доступ к торговле на
Новости ТЭС
Как выбрать входную металлическую дверь? Советы профессионала Начинать ремонт в квартире, купленной на вторичном
Новости ТЭС
Почему не рекомендуется снимать жилье в Екатеренбурге https://etagiekb.
ru/realty_rent/ в новостройках. Новостройки— это свежий ремонт,
Галогенные лампы — универсальный источник света с большой яркостью и качественной цветопередачей. Сферы применения
Зарубежные ТЭС
Многие предприятия продолжают усердно работать над усовершенствованием разработки осовремененных приборов для диагностики. Так, например,
Новости
Сегодня интернет открывает невероятно огромные возможности своим пользователям в плане заработка. К примеру, совершать
Как выбрать лучший онлайн-курс английского Решили начать изучать английский онлайн? Хотите, чтобы все ваши
Трансформаторы – это устройства, которые преобразуют электрическую энергию и обычно устанавливаются в общественных зданиях,
ООО “Сервомеханизмы” предлагает технику линейного перемещения, а кроме того все сопутствующие товары – двигатели
Что нужно знать о ленточной библиотеке Объемы информационных данных возрастают в геометрической прогрессии ежеминутно.
Уже давно человечество ведёт поиск альтернативных источников энергии.
Одно из самых эффективных изобретений в
Большинство преимуществ Onecoin на фоне остальных криптовалют основаны на том, что их разработчики постарались
В последние годы наша страна активно развивается. Вместе с ней развиваются компании с мировым
Уже многие десятилетия электродуговая сварка остаётся оптимальным способом создания неразборных стальных конструкций. При этом
HangzhouHideaPowerMachineryCo., Ltd или сокращенно Hidea (Хайди) – это один из наибольших создателей моторов для
В сфере энергетики изменения не наступают мгновенно, однако замещение ископаемого топлива уже началось. В
Вроде на дворе уже давно как двадцать первый век, цивилизации развиваются, прогресс мчится паровозом
Благодаря появлению в жизни современного человека мобильного телефона теперь мы всегда можем оставаться на
Что такое бонг и для чего создан этот занимательнейший агрегат, объяснять, вероятно, необходимости
Исследования и опыты электроустановок напряжением до 1000 Вольт В современном мире преимущественное количество техники
Общеизвестным является факт высокой значимости бухгалтерии для успешной работы любой из коммерческих структур в
Свои первые кроссовки компания Найк создала в 1964 году.
Но стоит помнить, что задолго
Трубы из керамики представляются под видом глиняного изделия, которое обожжено как снаружи, так и
Что же такое психология? Срочная публикация (журнал ИТпортал) Психология призвана изучать и исследовать определенные
Строительство дома связано сегодня с необходимостью планирования экономичного метода его отопления, все чаще инвесторы
Для того, чтобы начать рисовать нужно купить синтетические кисти. Масляные краски состоят из олифы, которая
Электричество дает большую пользу и удобства в жизни и деятельности человека. Свет – это
Статьи
Много лет назад ученые много думали над тем, каким способом добыть недорогую электроэнергию. И
Статьи
Большой бизнес, который занимается сырьем в крупных объемах, оперирует с таким количеством и объемом
Без рубрики
Электричество является одним очень важным фактором осуществления нашей жизнедеятельности. Подача электроэнергии позволяет многим предметам,
Газовая турбина: назначение и области применения
Газовые турбины являются приводом генераторов, превращая энергию
входящего воздуха в механическую работу вала.
Они очень надежны и
высокопроизводительны, за счет чего их доля в структуре мировой энергетики
растет стремительными темпами.
Назначение и принцип действия
Газовая турбина является лопаточной установкой, необходимой для обеспечения движения электрогенератора.
Ее основными частями являются ротор и статор с лопатками.
Лопатка – это металлическая деталь, представляющая собой пластину с хвостовиком, прикрепляющуюся к диску. Как правило, ширина этой пластины составляет четверть от ее длины.
Ротор – подвижный вал, на котором установлены диски с лопатками. Один диск называется ступенью ротора. Количество ступеней и размер лопаток на каждой из них зависит от особенностей работы и требуемой мощности агрегата.
Статор – неподвижный элемент турбины, представляющий собой лопатки другой формы, закрепленные в корпусе вокруг ротора. Он служит для направления газа на пластины ротора под нужным углом.
Благодаря этому повышается КПД и надежность работы, а также предотвращается нарушение потока вещества.
Вместе с камерой сгорания газовая турбина представляет собой газотурбинную установку.
Рис. 1. Газотурбинная установка
Процесс работы
С помощью турбокомпрессора входящий воздух сжимается и подается в камеру сгорания. Там он нагревается и расширяется.
Продукты сгорания под давлением подаются на лопатки турбины, чем приводят в движение ротор, который является приводом электрогенератора.
Отличительные особенности
Главной особенностью газового устройства по сравнению с паровыми и парогазовыми турбинами является неизменность агрегатного состояния входящего вещества на протяжении всего рабочего процесса. Это позволяет им функционировать при более высоких температурах и увеличивать КПД.
При одинаковой мощности с паровыми газовые установки имеют меньший вес и габариты, быстрее вводятся в эксплуатацию, проще в обслуживании.
В отличие от двигателя внутреннего сгорания, в газовой турбине меньшее количество движущихся элементов и низкая вибрация при работе, более высокое соотношение мощности к габаритам, малое количество вредных выбросов, а также низкие требования к используемому топливу.
Применение газовых турбин связано и с некоторыми недостатками. Среди них высокая стоимость за счет сложности производства деталей, высокое потребление электроэнергии, медленный пуск по сравнению с ДВС, низкий КПД при малых нагрузках.
Сервис газовых турбин
Газовые турбины функционируют при экстремальных температурах и нагрузках, поэтому их элементы должны иметь высокую жаропрочность, жаростойкость и удельную прочность.
Ресурс деталей существенно снижается во время пусков и остановок агрегата, поэтому необходимо использовать материалы, способные защищать узлы как при высоких, так и при низких нагрузках.
С этой целью конструкторы применяют инновационные смазочные материалы, которые обеспечивают долговременную защиту механизмов от коррозии и износа, обладают высокой несущей способностью и устойчивостью к экстремальным температурам.
Для облегчения сборки и демонтажа лопаток турбин, а также защиты от фреттинг-коррозии на их хвостовики наносят материал MODENGY 1001.
Рис. 2. Лопатки турбин до и после нанесения защитного покрытия на хвостовики
Для подшипников скольжения газовых турбин применяют MODENGY 1001 и MODENGY 1002, прессовых посадок – MODENGY 1005, ходовых винтов – MODENGY 1001, конденсатоотводчиков – MODENGY 1001, крепежных деталей – MODENGY 1014.
На лепестковые газодинамические подшипники микротурбин наносят высокотемпературное покрытие MODENGY 2560.
Данные составы применяются на этапе производства элементов и не требуют обновления весь период функционирования газотурбинных установок.
Виды газовых турбин
Газовые турбины делятся на два вида:
- Промышленные – крупногабаритные установки с высоким КПД, применяемые на различного вида электростанциях
- Микротурбины – используются для обеспечения автономного энергоснабжения. Они производят экологически чистую энергию и могут являться аварийным источником питания
Рис. 3. Устройство микротурбины
Области применения
Газовые турбины часто устанавливаются в ракеты на жидком топливе, мощные компрессорные установки, системы хладоснабжения.
Наибольшую популярность получило применение газовых турбин на электростанциях за их высокую мощность при сниженных габаритах. Они могут обеспечить население теплом, светом и другой энергией в больших количествах.
Микротурбины производят электричество для торговых комплексов, строительных площадок, оборудования утилизирующей промышленности, аграрного сектора.
Они эффективно работают в экстремальных условиях окружающей среды, например, на Крайнем Севере.
Газовые турбины
Сегодня на территории Российской Федерации свыше 30 ГВт генерирующих мощностей работают в парогазовом цикле. Доля оборудования иностранных компаний в суммарной установленной мощности введенных в эксплуатацию ПГУ и ГТУ составляет более 70%.
В 2018 году Правительством России в целях обеспечения энергобезопасности и энергонезависимости принято решение о воссоздании в стране отечественного производства газовых турбин.
В это же время «Силовые машины», с учетом достижений в традиционной для предприятия области паровых турбин, значительным опытом в освоении новых видов продукции и накопленным опытом по созданию газотурбинных установок в прошлом, начали программу освоения производства современных отечественных энергетических газовых турбин класса ГТЭ-65 и ГТЭ-170.
В 2019 году «Силовые машины» одержали победу в конкурсе Министерства промышленности и торговли РФ на право получения субсидии на проведение научно-исследовательских, опытно-конструкторских и технологических работ в рамках производства газовых турбин большой мощности.
В настоящее время при поддержке Минпромторга России «Силовые машины» проводят комплекс НИОКР в партнерстве с ключевыми научно-исследовательскими и промышленными организациями страны — Сибирским отделением РАН, НПО ЦКТИ, ЦИАМ, ВТИ, ЦНИИТМАШ и многими другими.
Благодаря этой работе «Силовые машины» смогут в краткосрочной перспективе предложить рынку две полностью российские газовые турбины — 65 МВт и 170 МВт.
К концу 2019 года на предприятии было воссоздано конструкторское бюро газотурбинных установок, реализуется масштабный комплекс научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, определены отечественные поставщики критически важных комплектующих и заготовок, ведется модернизация собственной производственной и экспериментально-исследовательской базы. Первые образцы ГТЭ-170 будут запущены в опытно-промышленную эксплуатацию в 2022–2023 годах, а ГТЭ-65 — с 2024-го.
Газовые турбины ГТЭ-65 и ГТЭ-170 могут использоваться в составе парогазовых установок как в моноблоке с индивидуальной паровой турбиной, так и в дубль-блоке с общей, на две ГТУ, паровой турбиной.
Успешное освоение технологии производства газовых турбин российской компанией позволит снизить зависимость отечественной энергетики от импорта данного типа оборудования, обеспечит энергетическую и технологическую безопасность государства.
Подробнее
О турбинах, авиационных и не только…
Здравствуйте, уважаемые читатели!
«Турбинная» тема настолько же сложна, насколько и обширна. Поэтому о полном ее раскрытии говорить, конечно, не приходится. Займемся, как всегда, «общим знакомством» и «отдельными интересными моментами»…
При этом история турбины авиационной совсем коротка по сравнению с историей турбины вообще. Значит не обойтись без некоего теоретически-исторического экскурса, содержание которого по большей части к авиации не относится, но является базой для рассказа об использования газовой турбины в авиационных двигателях.
Про гул и грохот…
Начнем несколько нетрадиционно и вспомним о «гуле турбин». Это довольно распространенное словосочетание, используемое обычно неискушенными авторами в СМИ при описании работы мощной авиационной техники. Сюда же можно присоединить «грохот, свист» и прочие громкие определения для все тех же «самолетных турбин».
Достаточно привычные слова для многих. Однако, людям понимающим хорошо известно, что на самом деле все эти «звуковые» эпитеты чаще всего характеризуют работу реактивных двигателей в целом или его частей, имеющих к турбинам, как таковым, крайне малое отношение (за исключением, конечно, взаимовлияния при их совместной работе в общем цикле ТРД).
Более того, в турбореактивном двигателе (как раз такие являются объектом восторженных отзывов), как двигателе прямой реакции, создающем тягу путем использования реакции газовой струи, турбина всего лишь его часть и к «грохочущего реву» имеет скорее косвенное отношение.
А на тех двигателях, где она, как узел, играет, в некотором роде, главенствующую роль ( это двигатели непрямой реакции, и они не зря зовутся газотурбинными), уже нет столь впечатляющего звука, или он создается совсем иными частями силовой установки летательного аппарата, например, воздушным винтом.
То есть ни гул, ни грохот, как таковые, к авиационной турбине на самом деле не относятся. Однако, несмотря на такую звуковую неэффектность, она является сложным и очень важным агрегатом современного ТРД (ГТД), зачастую определяющим его главные эксплуатационные характеристики. Ни один ГТД без турбины просто по определению обойтись не может.
Поэтому и разговор, конечно, не о впечатляющих звуках и некорректном использовании определений русского языка, а об интересном агрегате и его отношении к авиации, хотя это и далеко не единственная область его применения. Как техническое устройство турбина появилась задолго до возникновения самого понятия «летательный аппарат» (или аэроплан) и уж тем более газотурбинного двигателя для него.
История + немного теории…
И даже очень задолго. С тех самых пор, когда были изобретены механизмы, преобразующие энергию сил природы в полезное действие. Наиболее простыми в этом плане и поэтому одними из первых появившихся стали так называемые ротационные двигатели.
Само это определение, конечно, появилось только в наши дни. Однако, смысл его как раз и определяет простоту двигателя. Природная энергия непосредственно, без каких-либо промежуточных устройств превращается в механическую мощность вращательного движения основного силового элемента такого двигателя – вала.
Турбина – типичный представитель ротационного двигателя. Забегая вперед, можно сказать, что, например, в поршневом двигателе внутреннего сгорания (ДВС) основной элемент – это поршень. Он совершает возвратно-поступательное движение, и для получения вращения выходного вала нужно иметь дополнительный кривошипно-шатунный механизм, что, естественно, усложняет и утяжеляет конструкцию. Турбина в этом плане значительно выгодней.
Для ДВС ротационного типа, как теплового двигателя, коим, кстати, является и двигатель турбореактивный, употребляется обычно название «роторный».
Турбинное колесо водяной мельницы
Одними из самых известных и самых древних применений турбины являются большие механические мельницы, используемые человеком с незапамятных времен для различных хозяйственных нужд (не только для помола зерна).
К ним относятся как водяные, так и ветряные механизмы.
На протяжении длительного периода древней истории (первые упоминания примерно со 2-го века до н.э.) и истории средних веков это были фактически единственные механизмы, используемые человеком для практических целей. Возможность их применения при всей примитивности технических обстоятельств заключалась в простоте трансформации энергии используемого рабочего тела (воды, воздуха).
Ветряная мельница — пример турбинного колеса.
В этих, по сути дела, настоящих ротационных двигателях энергия водяного или воздушного потока превращается в мощность на валу и, в конечном итоге, полезную работу. Происходит это при взаимодействии потока с рабочими же поверхностями, коими являются лопатки водяного колеса или крылья ветряной мельницы. И то и другое, по сути дела – прообраз лопаток современных лопаточных машин, которыми и являются используемые ныне турбины (и компрессоры, кстати, тоже).
Известен еще один тип турбины, впервые документально упомянутый (по-видимому и изобретенный) древнегреческим ученым, механиком, математиком и естествоиспытателем Героном Александрийским (Heron ho Alexandreus, 1-ый век н.
э.) в его трактате «Пневматика». Описанное им изобретение получило название эолипил, что в переводе с греческого означает «шар Эола» (бог ветра, Αἴολος – Эол (греч.), pila – шар (лат.)).
Эолипил Герона.
В нем шар был снабжен двумя противоположно направленными трубками-соплами. Из сопел выходил пар, поступавший в шар по трубам из расположенного ниже котла и заставлявший тем самым шар вращаться. Действие понятно из приведенного рисунка. Это была так называемая обращенная турбина, вращающаяся в сторону, обратную стороне выхода пара. Турбины такого типа имеют специальное название – реактивные (подробнее – ниже).
Интересно, что сам Герон вряд ли представлял себе, что является рабочим телом в его машине. В ту эпоху пар отождествляли с воздухом, об этом свидетельствует даже название, ведь Эол повелевает ветром, то есть воздухом.
Эолипил представлял из себя, в общем-то, полноценную тепловую машину, превращавшую энергию сжигаемого топлива в механическую энергию вращения на валу.
Возможно это была одна из первых в истории тепловых машин. Правда полноценность ее была все же «не полной», так как полезной работы изобретение не совершало.
Эолипил в числе других известных в то время механизмов входил в комплект так называемого «театра автоматов», имевшего большую популярность в последующие века, и был фактически просто интересной игрушкой с непонятным будущим.
От момента его создания и вообще от той эпохи, когда люди в своих первых механизмах использовали только «явно проявляющие себя» силы природы (сила ветра или сила тяжести падающей воды) до начала уверенного использования тепловой энергии топлива во вновь созданных тепловых машинах прошла не одна сотня лет.
Первыми такими агрегатами стали паровые машины. Настоящие действующие экземпляры были изобретены и построены в Англии только к концу 17-го века и использовались для откачки воды из угольных копей. Позже появились паровые машины с поршневым механизмом.
В дальнейшем, по мере развития технических знаний, «на сцену вышли» поршневые двигатели внутреннего сгорания различных конструкций, более совершенные и обладающие более высоким КПД механизмы.
Они уже использовали в качестве рабочего тела газ (продукты сгорания) и не требовали для его подогрева громоздких паровых котлов.
Турбины в качестве главных узлов тепловых машин, также прошли в своем развитии похожий путь. И хотя отдельные упоминания о некоторых экземплярах имеются в истории, но заслуживающие внимания и к тому же документально отмеченные, в том числе и запатентованные, агрегаты появились только во второй половине 19-го века.
Началось все с пара…
Именно с использованием этого рабочего тела были отработаны практически все базовые принципы устройства турбины (в дальнейшем и газовой), как важной части тепловой машины.
Реактивная турбина, запатентованная Лавалем.
Достаточно характерными в этом плане стали разработки талантливого шведского инженера и изобретателя Густава де Лаваля (Karl Gustaf Patrik de Laval). Его тогдашние исследования были связаны с идеей разработки нового молочного сепаратора с повышенными оборотами привода, что позволяло значительно повысить производительность.
Получить большую частоту вращения (обороты) путем использования уже традиционного тогда (впрочем и единственно существовавшего) поршневого парового двигателя не представлялось возможным из-за большой инерционности самого главного элемента – поршня. Понимая это, Лаваль решил попробовать отказаться от использования поршня.
Рассказывают, что сама идея возникла у него при наблюдении за работой пескоструйных аппаратов. В 1883 году он получил свой первый патент (английский патент №1622) в этой области. Запатентованное устройство носило название «Турбина, работающая паром и водой».
Оно представляло из себя S-образную трубку, на концах которой были выполнены сужающиеся сопла. Трубка была насажена на полый вал, через который к соплам подавался пар. Принципиально все это ничем не отличалось от эолипила Герона Александрийского.
Изготовленное устройство работало достаточно надежно с большими для техники того времени оборотами – 42000 об/мин. Скорость вращения достигала 200 м/с.
Но при столь хороших параметрах турбина обладала чрезвычайно низким КПД. И попытки его увеличения при существовавшем уровне техники ни к чему не привели. Почему же так получилось?
——————-
Немного теории… Чуть подробней об особенностях….
Упомянутый КПД (для современных авиационных турбин это так называемый мощностной или эффективный КПД) характеризует эффективность использования затраченной энергии (располагаемой) для приведения в движение вала турбины. То есть какая часть этой энергии была потрачена полезно на вращение вала, а какая «вылетела в трубу».
Именно вылетела. Для описанного типа турбины, называемого реактивным, это выражение как раз подходит. Такое устройство получает вращательное движение на валу под действием силы реакции выходящей струи газа (или в данном случае пара).
Турбина, как динамическая расширительная машина, в отличие от объемных машин (поршневых) требует для своей работы не только сжатия и нагрева рабочего тела (газа, пара), но и его разгона.
Здесь расширение (увеличение удельного объема) и падение давления происходит вследствие разгона, в частности в сопле. В поршневом двигателе это имеет место из-за увеличения объема камеры цилиндра.
В итоге, та большая потенциальная энергия рабочего тела, которая образовалась в результате подвода к нему тепловой энергии сгоревшего топлива, превращается в кинетическую (минус различные потери, конечно). А кинетическая (в реактивной турбине) посредством сил реакции – в механическую работу на валу.
И вот о том, насколько полно кинетическая энергия переходит в механическую в данной ситуации и говорит нам КПД. Чем он выше, тем меньшей кинетической энергией обладает поток, выходящий из сопла в окружающую среду. Эта оставшаяся энергия называется «потерями с выходной скоростью», и она прямо пропорциональна квадрату скорости выходящего потока (все наверняка помнят mС2/2).
Принцип работы реактивной турбины.
Здесь речь идет о так называемой абсолютной скорости С.
Ведь выходящий поток, точнее говоря каждая его частица, участвует в сложном движении: прямолинейное плюс вращательное. Таким образом, абсолютная скорость С (относительно неподвижной системы координат) равна сумме скорости вращения турбины U и относительной скорости потока W (скорость относительно сопла). Сумма конечно векторная, показана на рисунке.
Сегнерово колесо.
Минимальные потери (и максимальный КПД) соответствуют минимальной скорости С, в идеале, она должна быть равна нулю. А это возможно только в случае равенства W и U (видно из рисунка). Окружная скорость (U) в этом случае называется оптимальной.
Такое равенство несложно было бы обеспечить на гидравлических турбинах (типа сегнерова колеса), так как скорость истечения жидкости из сопел для них ( аналогичная скорости W) относительно невелика.
Но эта же самая скорость W для газа или пара из-за большой разницы плотностей жидкости и газа значительно больше. Так, при относительно небольшом давлении всего 5 атм.
гидравлическая турбина может дать скорость истечения всего 31 м/с, а паровая — 455 м/с. То есть получается, что уже при достаточно низких давлениях (всего-то 5 атм.) реактивная турбина Лаваля должна была из соображений обеспечения высокого КПД иметь окружную скорость выше 450 м/с.
Для тогдашнего уровня развития техники это было просто невозможно. Нельзя было сделать надежную конструкцию с такими параметрами. Уменьшать же оптимальную окружную скорость путем уменьшения относительной (W) тоже смысла не имело, так как это можно сделать лишь уменьшая температуру и давление, а значит и общую эффективность.
Активная турбина Лаваля…
Дальнейшему совершенствованию реактивная турбина Лаваля не поддавалась. Несмотря на предпринятые попытки, дела зашли в тупик. Тогда инженер пошел по другому пути. В 1889 году им была запатентована турбина другого типа, получившая впоследствии название активной. За рубежом (в английском) она сейчас носит название impulse turbine, то есть импульсная.
Заявленное в патенте устройство состояло из одного или нескольких неподвижных сопел, подводящих пар к ковшеобразным лопаткам, укрепленным на ободе подвижного рабочего турбинного колеса (или диска).
Активная одноступенчатая паровая турбина, запатентованная Лавалем.
Рабочий процесс в такой турбине имеет следующий вид. Пар разгоняется в соплах с ростом кинетической энергии и падением давления и попадает на рабочие лопатки, на их вогнутую часть. В результате воздействия на лопатки рабочего колеса оно начинает вращаться. Или еще можно сказать, что вращение возникает из-за импульсного воздействия струи. Отсюда и английское название impulse turbine.
При этом в межлопаточных каналах, имеющих практически постоянное поперечное сечение, поток свою скорость (W) и давление не меняет, но меняет направление, то есть разворачивается на большие углы (вплоть до 180°). То есть имеем при выходе из сопла и на входе в межлопаточный канал: абсолютная скорость С1, относительная W1, окружная скорость U.
На выходе соответственно С2, W2, и такая же U. При этом W1= W2, С2< С1 – из-за того, что часть кинетической энергии входящего потока превращается в механическую на валу турбины (импульсное воздействие) и абсолютная скорость падает.
Принципиально этот процесс показан на упрощенном рисунке. Также для упрощения объяснения процесса здесь принято, что вектора абсолютных и окружных скоростей практически параллельны, поток меняет направление в рабочем колесе на 180°.
Течение пара (газа) в ступени активной турбины.
Если рассматривать скорости в абсолютных величинах, то видно, что W1= С1 – U, а C2 = W2 — U. Таким образом, исходя из сказанного, для оптимального режима, когда КПД принимает максимальные значения, и потери с выходной скорости стремятся к минимуму (то есть С2=0) имеем С1=2U или U=C1/2.
Получаем, что для активной турбины оптимальная окружная скорость вдвое меньше скорости истечения из сопла, то есть такая турбина по сравнению с реактивной вдвое менее нагружена и задача получения более высокого КПД облегчается.
Поэтому в дальнейшем Лаваль продолжал развивать именно такой тип турбины. Однако, несмотря на снижение требуемой окружной скорости, она все же оставалась достаточно большой, что повлекло за собой столь же большие центробежные и вибрационные нагрузки.
Принцип работы активной турбины.
Следствием этого стали конструктивные и прочностные проблемы, а также проблемы устранения дисбаланса, решаемые часто с большим трудом. Кроме того оставались и другие нерешенные и нерешаемые в тогдашних условиях факторы, в итоге снизившие КПД этой турбины.
К ним относились, например, несовершенство аэродинамики лопаток, вызывающее увеличенные гидравлические потери, а так же пульсационное воздействие отдельных струй пара. Фактически активными лопатками, воспринимающими действие этих струй (или струи) одномоментно могли быть только несколько или даже одна лопатка. Остальные при этом двигались вхолостую, создавая дополнительное сопротивление (в паровой атмосфере).
У такой турбины не было возможностей к увеличению мощности за счет роста температуры и давления пара, так как это привело бы к росту окружной скорости, что было абсолютно неприемлемо из-за все тех же конструктивных проблем.
Кроме того, рост мощности (с ростом окружной скорости) был нецелесообразен еще и по другой причине. Потребителями энергии турбины были малооборотистые по сравнению с ней устройства (планировались к этому электрогенераторы). Поэтому Лавалю пришлось разрабатывать специальные редукторы для кинематического соединения вала турбины с валом потребителя.
Соотношение масс и размеров активной турбины Лаваля и редуктора к ней.
Из-за большой разницы в оборотах этих валов редукторы были крайне громоздки и по размерам и массе зачастую значительно превосходили саму турбину. Увеличение же ее мощности повлекло бы за собой еще больший рост размеров таких устройств.
В итоге активная турбина Лаваля представляла из себя относительно маломощный агрегат (работающие экземпляры до 350 л.с.), к тому же дорогой (из-за большого комплекса усовершенствований), а в комплекте с редуктором еще и достаточно громоздкий. Все это делало его неконкурентноспособным и исключало массовое применение.
Любопытен факт того, что конструктивный принцип активной турбины Лаваля на самом деле был изобретен не им. Еще за 250 лет до появления его исследований в Риме в 1629 году была опубликована книга итальянского инженера и архитектора Джованни Бранка (Giovanni Branca) под названием «Le Machine» («Машины»).
В ней среди прочих механизмов было помещено описание «парового колеса», содержавшее все основные узлы, построенные Лавалем: паровой котел, трубка для подачи пара (сопло), рабочее колесо активной турбины и даже редуктор. Таким образом задолго до Лаваля все эти элементы уже были известны, и его заслуга заключалась в том, что он заставил их всех вместе реально работать и занимался крайне сложными вопросами совершенствования механизма в целом.
Паровая активная турбина Джованни Бранка.
Интересно, что одной из наиболее известных особенностей его турбины стала конструкция сопла (она отдельно упоминалась в том же патенте), подающего пар на рабочие лопатки. Здесь сопло из обычного сужающегося, как было в реактивной турбине, стало сужающе-расширяющимся.
Впоследствии такого типа сопла стали называться соплами Лаваля. Они позволяют разогнать поток газа (пара) до сверхзвука с достаточно малыми потерями. О них рассказано здесь.
Таким образом, главной проблемой, с которой боролся Лаваль, разрабатывая свои турбины, и с которой так и не смог справиться, была большая окружная скорость. Однако, достаточно действенное решение этой проблемы было уже предложено и даже, как это ни странно, самим Лавалем.
Многоступенчатость….
В том же году (1889 г.), когда была запатентована вышеописанная активная турбина, инженером была разработана активная турбина с двумя параллельными рядами рабочих лопаток, укрепленных на одном рабочем колесе (диске). Это была так называемая двухступенчатая турбина.
На рабочие лопатки так же, как и в одноступенчатой, через сопло подавался пар. Между двумя рядами рабочих лопаток был установлен ряд лопаток неподвижных, которые перенаправляли поток, выходящий из лопаток первой ступени на рабочие лопатки второй.
Если использовать предложенный выше упрощенный принцип определения окружной скорости для одноступенчатой реактивной турбины (Лаваля), то выяснится, что для двухступенчатой турбины скорость вращения меньше скорости истечения из сопла уже не в два, а в четыре раза.
Принцип колеса Кертиса и изменение параметров в нем.
Это и есть то самое действенное решение проблемы низкой оптимальной окружной скорости, которое предложил, но не использовал Лаваль и которое активно применяется в современных турбинах, как паровых, так и газовых. Многоступенчатость…
Она означает, что большая располагаемая энергия, приходящаяся на всю турбину может быть некоторым образом поделена на части по числу ступеней, и каждая такая часть срабатывается в отдельной ступени. Чем меньше эта энергия, тем меньше скорость рабочего тела (пара, газа) поступающего на рабочие лопатки и, следовательно, меньше оптимальная окружная скорость.
То есть, изменяя количество ступеней турбины, можно изменять частоту вращения ее вала и, соответственно, менять нагрузку на него.
Кроме того многоступенчатость позволяет срабатывать на турбине большие перепады энергии, то есть увеличивать ее мощность, и при этом сохранять высокие показатели КПД.
Лаваль свою двухступенчатую турбину не запатентовал, хотя опытный экземпляр и был изготовлен, поэтому она носит имя американского инженера Ч.Кертиса (колесо (или диск) Кертиса), который в 1896 году получил патент на аналогичное устройство.
Однако, уже гораздо раньше, в 1884 году, английский инженер Чарлз Парсонс (Charles Algernon Parsons) разработал и запатентовал первую настоящую многоступенчатую паровую турбину. Высказываний различных ученых и инженеров по поводу полезности разделения располагаемой энергии по ступеням было много и до него, но он первый воплотил идею в «железо».
Многоступенчатая активно-реактивная турбина Парсонса (разобрана).
При этом его турбина имела особенность, приближавшую ее к современным устройствам. В ней пар расширялся и разгонялся не только в соплах, образованных неподвижными лопатками, но и частично в каналах, образованных специально спрофилированными рабочими лопатками.
Такого типа турбину принято называть реактивной, хотя название это достаточно условно. На самом деле она занимает промежуточное положение между чисто реактивной турбиной Герона-Лаваля и чисто активной Лаваля-Бранка. Рабочие лопатки благодаря своей конструкции совмещают активный и реактивный принципы в общем процессе. Поэтому такую турбину правильней было бы называть активно-реактивной, что часто и делается.
Схема многоступенчатой турбины Парсонса.
Парсонс работал над различными типами многоступенчатых турбин. Среди его конструкций были не только вышеописанные осевые (рабочее тело перемещается вдоль оси вращения), но и радиальные (пар перемещается в радиальном направлении). Достаточно хорошо известна его трехступенчатая чисто активная турбина «Герон», в которой применены так называемые колеса Герона (суть та же, что и у эолипила).
Реактивная турбина «Герон».
В дальнейшем, с начала 1900-х годов паровое турбостроение быстро набирало темпы и Парсонс был в его авангарде.
Его многоступенчатыми турбинами оснащались морские суда, сначала опытные (судно «Турбиния», 1896 год, водоизмещение 44 т, скорость 60км/ч – невиданная для того времени), потом военные (пример – броненосец «Дредноут», 18000 т, скорость 40 км/ч, мощность турбоустановки 24700 л.с.) и пассажирские ( пример – однотипные «Мавритания» и «Лузитания», 40000 т, скорость 48 км/ч, мощность турбоустановки 70000 л.с.). Одновременно с этим началось и стационарное турбостроение, например путем установки турбин в качестве приводов на электростанциях ( «Компания Эдисона» в Чикаго).
О газовых турбинах…
Однако, вернемся к нашей основной теме – авиационной и отметим одну достаточно очевидную вещь: столь явно обозначившийся успех в эксплуатации паровых турбин мог иметь для авиации, быстро прогрессирующей своем развитии как раз в то же время, только конструктивно-принципиальное значение.
Применение паровой турбины в качестве силовой установки на летательных аппаратах по понятным причинам было крайне сомнительным.
Авиационной турбиной могла стать только принципиально аналогичная, но гораздо более выгодная турбина газовая. Однако, не все было так просто…
По словам Льва Гумилевского, автора популярной в 60-х книги «Создатели двигателей», однажды, в 1902 году , в период начала бурного развития парового турбостроения, Чарлзу Парсонсу, фактически одному из главных тогдашних идеологов этого дела, был задан, в общем-то, шутливый вопрос: «Можно ли «парсонизировать» газовую машину?» (подразумевалась турбина).
Ответ был высказан в абсолютно решительной форме: «Я думаю, что газовую турбину никогда создать не удастся. Об этом не может быть двух мнений.» Пророком инженеру стать не удалось, но основания так говорить у него несомненно были.
Использование газовой турбины, особенно если иметь в виду применение ее в авиации вместо паровой, конечно было соблазнительным, потому что положительные стороны ее очевидны. При всех своих мощностных возможностях она для работы не нуждается в огромных, громоздких устройствах создания пара – котлах и также не менее больших устройствах и системах его охлаждения –конденсаторах, градирнях, прудах охлаждения и т.
п.
Нагревателем для газотурбинного двигателя служит небольшая, компактная камера сгорания, расположенная внутри двигателя и сжигающая топливо прямо в потоке воздуха. А холодильника у него просто нет. Или вернее сказать, что он есть, но существует как бы виртуально, потому что отработанный газ отводится в атмосферу, которая и является холодильником. То есть имеется все необходимое для тепловой машины, но при этом все компактно и просто.
Правда, паротурбинная установка тоже может обойтись без «реального холодильника» (без конденсатора) и выпускать пар прямо в атмосферу, но тогда об экономичности можно забыть. Пример тому паровоз – реальный КПД около 6%, 90% энергии у него вылетает в трубу.
Но при таких ощутимых плюсах есть и существенные недостатки, которые, в целом, и стали почвой для категорического ответа Парсонса.
Сжатие рабочего тела для последующего осуществления рабочего цикла в т.ч. и в турбине…
В рабочем цикле паротурбинной установки (цикл Ренкина) работа сжатия воды невелика и требования к осуществляющему эту функцию насосу и его экономичности поэтому также небольшие.
В цикле же ГТД, где сжимается воздух, эта работа наоборот очень внушительна, и на нее расходуется больша́я часть располагаемой энергии турбины.
Это уменьшает долю полезной работы, для которой может быть предназначена турбина. Поэтому требования к агрегату сжатия воздуха в плане его эффективности и экономичности очень высоки. Компрессоры в современных авиационных ГТД (в основном осевые) также, как и в стационарных агрегатах наряду с турбинами представляют из себя сложные и дорогие устройства. О них рассказано здесь.
Температура…
Это главная беда для газовой турбины, в том числе авиационной. Дело в том, что если в паротурбинной установке температура рабочего тела после процесса расширения близка к температуре охлаждающей воды, то в газовой турбине она достигает величины нескольких сотен градусов.
Это значит, что в атмосферу (как в холодильник) выбрасывается большое количество энергии, что, конечно, отрицательно сказывается на эффективности всего рабочего цикла, который характеризуется термическим КПД: ηт = Q1 – Q2 / Q1.
Здесь Q2 – та самая отводимая в атмосферу энергия. Q1 – энергия подводимая в процесс от нагревателя (в камере сгорания).
Для того, чтобы этот КПД повысить, нужно увеличить Q1 , что равносильно увеличению температуры перед турбиной (то есть в камере сгорания). Но в том-то и дело, что поднять эту температуру можно далеко не всегда. Максимальная величина ее лимитируется самой турбиной и главным условием здесь становится прочность. Турбина работает в очень тяжелых условиях, когда высокая температура сочетается с большими центробежными нагрузками.
Именно этот фактор всегда ограничивал мощностные и тяговые возможности газотурбинных двигателей (во многом зависящие от температуры) и часто становился причиной усложнения и удорожания турбин. Такая ситуация сохранилась и в наше время.
А во времена Парсонса ни металлургическая промышленность, ни аэродинамическая наука пока еще не могли обеспечить решение проблем создания эффективного и экономичного компрессора и высокотемпературной турбины.
Не было как соответствующей теории, так и необходимых жаропрочных и жаростойких материалов.
И все-таки попытки были…
Тем не менее, как обычно это бывает, нашлись люди, не боящиеся (или может быть не понимающие :-)) возможных трудностей. Попытки создания газовой турбины не прекращались.
Причем интересно, что и сам Парсонс на заре своей «турбинной» деятельности в своем первом патенте на многоступенчатую турбину отметил возможность ее работы кроме пара также и на продуктах сгорания топлива. Там же рассматривался возможный вариант газотурбинного двигателя, работающего на жидком топливе с компрессором, камерой сгорания и турбиной.
Дымовой вертел.
Примеры использования газовых турбин без подведения под это какой-либо теории известны давно. По-видимому, еще Герон в «театре автоматов» использовал принцип воздушной реактивной турбины. Достаточно широко известны так называемые «дымовые вертелы».
А в уже упомянутой книге итальянца (инженер, архитектор, Giovanni Branca, Le Machine) Джованни Бранка есть рисунок «Oгненного колеса».
В нем турбинное колесо вращается продуктами сгорания от костра (или очага). Интересно, что сам Бранка бо́льшую часть своих машин не строил, а только высказывал идеи их создания.
«Огненное колесо» Джованни Бранка.
Во всех этих «дымовых и огненных колесах» не было стадии сжатия воздуха (газа), и компрессор, как таковой, отсутствовал. Превращение потенциальной энергии, то есть подведенной тепловой энергии сгорания топлива, в кинетическую (разгон) для вращения газовой турбины происходил только за счет действия силы тяжести, когда теплые массы поднимались вверх. То есть использовалось явление конвекции.
Конечно, такие «агрегаты» для реальных машин, например, для привода транспортных средств использованы быть не могли. Однако в 1791 году англичанин Джон Барбер (John Barber) запатентовал «машину для безлошадных перевозок», одним их важнейших узлов которой стала газовая турбина. Это был первый в истории официально зарегистрированный патент на газовую турбину.
Двигатель Джона Барбера с газовой турбиной.
Машина использовала газ, получаемый из древесины, угля или нефти, нагреваемых в специальных газогенераторах (ретортах), который после охлаждения поступал в поршневой компрессор, где сжимался вместе с воздухом. Далее смесь подавалась в камеру сгорания, и после уже продукты сгорания вращали турбину. Для охлаждения камер сгорания использовалась вода, и пар, получавшийся в результате, также направлялся на турбину.
Уровень развития тогдашних технологий не позволил воплотить идею в жизнь. Действующая модель машины Барбера с газовой турбиной была построена только в 1972 году фирмой «Kraftwerk-Union AG» для Ганноверской промышленной выставки.
В течение всего 19-го века развитие концепции газовой турбины по вышеописанным причинам продвигалось крайне медленно. Образцов, заслуживающих внимания было мало. Компрессор и высокая температура оставались непреодолимым камнем преткновения. Были попытки использования вентилятора для сжатия воздуха, а также применения воды и воздуха для охлаждения элементов конструкции.
Двигатель Ф.Штольце. 1 — осевой компрессор, 2 — осевая турбина, 3 — теплообменник.
Известен пример газотурбинного двигателя немецкого инженера Франца Штольце, запатентованный в 1872 году и очень похожего по схеме на современные ГТД. В нем многоступенчатый осевой компрессор и многоступенчатая осевая турбина располагались на одном валу.
Воздух после прохождения регенеративного теплообменника делился на две части. Одна поступала в камеру сгорания, вторая подмешивалась к продуктам сгорания перед поступлением их в турбину, снижая их температуру. Это так называемый вторичный воздух, и его использование – прием, широко применяемый в современный ГТД.
Двигатель Штольце испытывался в 1900-1904 годах, однако оказался крайне неэффективен из-за низкого качества компрессора и невысокой температуры перед турбиной.
Бо́льшую часть первой половины 20-го века газовая турбина так и не смогла активно конкурировать с паровой или стать частью ГТД, который бы смог достойно заменить поршневой ДВС.
Применение ее на двигателях было в основном вспомогательным. Например, в качестве агрегатов наддува в поршневых двигателях, в том числе и авиационных.
Но с начала 40-х положение стало быстро меняться. Наконец-то были созданы новые жаропрочные сплавы, позволившие радикально поднять температуру газа перед турбиной (до 800˚С и выше), появились достаточно экономичные осевые компрессоры с высоким КПД.
Это не только позволило строить эффективные газотурбинные двигатели, но и, благодаря сочетанию их мощности с относительной легкостью и компактностью, применять их на летательных аппаратах. Началась эпоха реактивной авиации и авиационных газотурбинных двигателей.
Турбины в авиационных ГТД…
Итак… Основная область применения турбин в авиации – это ГТД. Турбина здесь совершает тяжелую работу — вращает компрессор. При этом в ГТД, как и во всяком тепловом двигателе, работа расширения больше работы сжатия.
А турбина как раз и есть расширительная машина, и на компрессор она расходует только часть располагаемой энергии газового потока.
Оставшаяся часть (иногда ее называют свободной энергией) может быть использована в полезных целях в зависимости от типа и конструкции двигателя.
Схема ТвАД Мakila 1a1 со свободной турбиной.
Турбовальный двигатель AMAKILA 1A1.
Для двигателей непрямой реакции, таких, как турбовальный двигатель (вертолетный ГТД) она расходуется на вращение воздушного винта. В этом случае турбина чаще всего разделена на две части. Первая – это турбина компрессора. Вторая, приводящая винт,- это так называемая свободная турбина. Она вращается самостоятельно и с турбиной компрессора связана только газодинамически.
В двигателях прямой реакции (реактивные двигатели или ВРД) турбина используется только для привода компрессора. Оставшаяся свободная энергия, которая в ТвАД вращает свободную турбину, срабатывается в сопле, превращаясь в кинетическую энергию для получения реактивной тяги.
Посередине между этими крайностями располагаются турбовинтовые двигатели. У них часть свободной энергии расходуется для привода воздушного винта, и некоторая часть формирует реактивную тягу в выходном устройстве (сопле).
Правда доля ее в общей тяге двигателя невелика.
Схема одновального ТВД DART RDa6. Турбина на общем валу двигателя.
Турбовинтовой одновальный двигатель Rolls-Royce DART RDa6.
По конструкции ТВД могут быть одновальными, в которых свободная турбина не выделена конструктивно и, являясь одним агрегатом, приводит сразу и компрессор и воздушный винт. Пример ТВД Rolls-Royce DART RDa6, а также наш известный ТВД АИ-20.
Могут быть также ТВД с отдельной свободной турбиной, приводящей винт и механически не связанной с остальными узлами двигателя (газодинамическая связь). Пример – двигатель PW127 различных модификаций (самолеты семейства ATR), или ТВД Pratt & Whitney Canada PT6A.
Схема ТВД Pratt & Whitney Canada PT6A сосвободной турбиной.
Двигатель Pratt & Whitney Canada PT6A .
Схема ТВД PW127 со свободной турбиной.
ТВД PW127.
Конечно же, во всех типах ГТД к полезной нагрузке относятся и агрегаты, обеспечивающие работу двигателя и самолетных систем.
Это обычно насосы, топливные и гидро-, электрогенераторы и т.п. Все эти устройства приводятся чаще всего от вала турбокомпрессора.
О типах турбин.
Типов на самом деле немало. Только для примера некоторые названия: осевые, радиальные, диагональные, радиально-осевые, поворотно-лопастные и др. В авиации используются только первые две, причем радиальная – достаточно редко. Обе эти турбины получили названия в соответствии с характером движения газового потока в них.
Радиальная.
В радиальной он течет по радиусу. Причем в радиальной авиационной турбине используется центростремительное направление потока, обеспечивающее более высокий КПД (в неавиационной практике есть и центробежное).
Ступень радиальной турбины состоит из рабочего колеса и неподвижных лопаток, формирующих поток на входе в него. Лопатки спрофилированы так, чтобы межлопаточные каналы имели сужающуюся конфигурацию, то есть представляли из себя сопла. Все эти лопатки вместе с элементами корпуса, на которых они смонтированы называются сопловым аппаратом.
Схема радиальной центростремительной турбины (с пояснениями).
Рабочее колесо представляет из себя крыльчатку со специально спрофилированными лопатками. Раскрутка рабочего колеса происходит при прохождении газа в сужающихся каналах между лопатками и воздействии на лопатки.
Рабочее колесо радиальной центростремительной турбины.
Радиальные турбины достаточно просты, их рабочие колеса имеют малое количество лопаток. Возможные окружные скорости радиальной турбины при одинаковых напряжениях в рабочем колесе, больше, чем у осевой, поэтому на ней могут срабатываться бо́льшие количества энергии (теплоперепады).
Однако, эти турбины имеют малое проходное сечение и не обеспечивают достаточный расход газа при одинаковых размерах по сравнению с осевыми турбинами. Другими словами, они обладают слишком большими относительными диаметральными размерами, что усложняет их компоновку в едином двигателе.
Кроме того затруднено создание многоступенчатых радиальных турбин из-за больших гидравлических потерь, что ограничивает степень расширения газа в них.
Также затруднено осуществление охлаждения таких турбин, что снижает величину возможных максимальных температур газа.
Поэтому применение радиальных турбин в авиации ограничено. Они, в основном, используются в маломощных агрегатах с небольшим расходом газа, чаще всего во вспомогательных механизмах и системах или в двигателях авиамоделей и небольших беспилотных самолетов.
Первый реактивный самолет Heinkel He 178.
ТРД Heinkel HeS3 с радиальной турбиной.
Один из немногих примеров использования радиальной турбины в качестве узла маршевого авиационного ВРД — это двигатель первого настоящего реактивного самолета Heinkel He 178 турбореактивный Heinkel HeS 3. На фото хорошо просматриваются элементы ступени такой турбины. Параметры этого двигателя вполне соответствовали возможности ее использования.
Осевая авиационная турбина.
Это единственный тип турбины, применяемый сейчас в маршевых авиационных ГТД. Главным источником механической работы на валу, получаемой от такой турбины в двигателе являются рабочие колеса или точнее рабочие лопатки (РЛ), установленные на этих колесах и взаимодействующие с энергетически заряженным газовым потоком (сжатым и нагретым).
Венцы неподвижных лопаток, установленных перед рабочими, организуют правильное направление потока и участвуют в превращении потенциальной энергии газа в кинетическую, то есть разгоняют его в процессе расширения с падением давления.
Эти лопатки в комплекте с элементами корпуса, на которых они смонтированы, называются сопловым аппаратом (СА). Сопловой аппарат в комплекте с рабочими лопатками составляет ступень турбины.
Суть процесса… Обобщение сказанного…
В процессе вышеупомянутого взаимодействия с рабочими лопатками происходит превращение кинетической энергии потока в механическую, вращающую вал двигателя.Такое превращение в осевой турбине может происходить двумя способами:
Пример одноступенчатой активной турбины. Показано изменение параметров по тракту.
1. Без изменения давления, а значит и величины относительной скорости потока (ощутимо меняется только ее направление – поворот потока) в ступени турбины; 2. С падением давления, ростом относительной скорости потока и некоторым изменением ее направления в ступени.
Турбины, работающие по первому способу называются активными. Газовый поток активно (импульсно) воздействует на лопатки из-за изменения своего направления при их обтекании. При втором способе – реактивные турбины. Здесь помимо импульсного воздействия поток воздействует на рабочие лопатки еще и опосредованно (упрощенно говоря), при помощи реактивной силы, что увеличивает мощность турбины. Дополнительное реактивное воздействие достигается за счет специальной профилировки рабочих лопаток.
О понятиях активности и реактивности в общем, для всех турбин (не только авиационных) упоминалось выше. Однако, в современных авиационных ГТД используются только осевые реактивные турбины.
Изменение параметров в ступени осевой газовой турбины.
Так как силовое воздействие на РЛ двойное, то такие осевые турбины еще называют активно-реактивными, что пожалуй более правильно. Такого типа турбина более выгодны в аэродинамическом плане.
Входящие в состав ступени такой турбины неподвижные лопатки соплового аппарата имеют большую кривизну, благодаря чему поперечное сечение межлопаточного канала уменьшается от входа к выходу, то есть сечение f1 меньше сечения f0 .
Получается профиль сужающегося реактивного сопла.
Следующие за ними рабочие лопатки также имеют большую кривизну. Кроме того по отношению к набегающему потоку (вектор W1 ) они расположены так, чтобы избежать его срыва и обеспечить правильное обтекание лопатки. На определенных радиусах РЛ также образуют сужающиеся межлопаточные каналы.
Работа ступени авиационной турбины.
Газ подходит к сопловому аппарату с направлением движения, близким к осевому и скоростью С0 (дозвуковая). Давление в потоке Р0 , температура Т0 . Проходя межлопаточный канал поток разгоняется до скорости С1 с поворотом до угла α1 = 20°- 30°. При этом давление и температура падают до величин Р1 и Т1 соответственно. Часть потенциальной энергии потока превращается в кинетическую.
Картина движения газового потока в ступени осевой турбины.
Так как рабочие лопатки перемещаются с окружной скоростью U, то в межлопаточный канал РЛ поток входит уже с относительной скоростью W1 , которая определяется разностью С1 и U (векторно).
Проходя по каналу, поток взаимодействует с лопатками, создавая на них аэродинамические силы Р, окружная составляющая которой Рu и заставляет турбину вращаться.
Из-за сужения канала между лопатками поток разгоняется до скорости W2 (реактивный принцип), при этом также происходит ее поворот (активный принцип). Абсолютная скорость потока С1 уменьшается до С2 — кинетическая энергия потока превращается в механическую на валу турбины. Давление и температура падают до величин Р2 и Т2 соответственно.
Абсолютная скорость потока при прохождении ступени несколько увеличивается от С0 до осевой проекции скорости С2 . В современных турбинах эта проекция имеет величину 200 — 360 м/с для ступени.
Ступень профилируется так, чтобы угол α2 был близок к 90°. Отличие обычно составляет 5-10°. Это делается для того, чтобы величина С2 была минимальной. Особенно это важно для последней ступени турбины (на первой или средних ступенях допускается отклонение от прямого угла до 25°).
Причина тому – потери с выходной скоростью, которые как раз и зависят от величины скорости С2 .
Это те самые потери, которые в свое время так и не дали Лавалю возможности поднять КПД своей первой турбины. Если двигатель реактивный, то оставшаяся энергия может быть сработана в сопле. А вот, например, для вертолетного двигателя, который не использует реактивную тягу, важно, чтобы скорость потока за последней ступенью турбины была как можно меньше.
Таким образом в ступени активно-реактивной турбины расширение газа (снижение давления и температуры), превращение и срабатывание энергии (теплоперепада) происходит не только в СА, но и в рабочем колесе. Распределение этих функций между РК и СА характеризует параметр теории двигателей, называемый степенью реактивности ρ.
Он равен отношению теплоперепада в рабочем колесе к теплоперепаду во всей ступени. Если ρ = 0, то ступень (или вся турбина) – активная. Если же ρ > 0, то ступень реактивная или точнее для нашего случая активно-реактивная.
Так как профилировка рабочих лопаток меняется по радиусу, то параметр этот (как впрочем и некоторые другие) вычисляется по среднему радиусу (сечение В-В на рисунке изменения параметров в ступени).
Конфигурация пера рабочей лопатки активно-реактивной турбины.
Изменение давления по длине пера РЛ активно-реактивной турбины.
Для современных ГТД степень реактивности турбин находится в пределах 0,3-0,4. Это значит, что только 30-40% общего теплоперепада ступени (или турбины) срабатывается в рабочем колесе. 60-70% срабатывается в сопловом аппарате.
Кое-что о потерях.
Как уже было сказано, любая турбина (или ее ступень) превращает подведенную к ней энергию потока в механическую работу. Однако, в реальном агрегате этот процесс может обладать различной эффективностью. Часть располагаемой энергии обязательно расходуется «впустую», то есть превращается в потери, которые надо учитывать и принимать меры к их минимизации для повышения эффективности работы турбины, то есть увеличения ее КПД.
Потери складываются из гидравлических и потерь с выходной скоростью. Гидравлические потери включают в себя профильные и концевые. Профильные — это, по сути дела, потери на трение, так как газ, обладая определенной вязкостью, взаимодействует с поверхностями турбины.
Обычно такие потери в рабочем колесе составляют около 2-3%, а в сопловом аппарате — 3-4%. Меры по уменьшению потерь заключаются в «облагораживании» проточной части расчетным и экспериментальным путем, а также корректного расчета треугольников скоростей для потока в ступени турбины, точнее говоря выбора наивыгоднейшей окружной скорости U при заданной скорости С1 . Эти действия обычно характеризуются параметром U/C1 . Окружная скорость на среднем радиусе в ТРД равна 270 – 370 м/с.
Гидравлическое совершенство проточной части ступени турбины учитывает такой параметр, как адиабатический КПД. Иногда его еще называют лопаточным, потому что он учитывает потери на трение в лопатках ступени (СА и РЛ).
Есть еще один КПД для турбины, характеризующий ее именно как агрегат для получения мощности, то есть степень использования располагаемой энергии для создания работы на валу.
Это так называемый мощностной (или эффективный) КПД. Он равен отношению работы на валу к располагаемому теплоперепаду. Этот КПД учитывает потери с выходной скоростью. Они обычно составляют для ТРД около 10-12% (в современных ТРД С0 = 100 -180 м/с, С1 = 500-600 м/с, С2 = 200-360 м/с).
Для турбин современных ГТД величина адиабатического КПД составляет около 0,9 — 0,92 для неохлаждаемых турбин. В случае, если турбина охлаждаемая, то этот КПД может быть ниже на 3-4%. Мощностной КПД равен обычно 0,78 — 0,83. Он меньше адиабатического на величину потерь с выходной скоростью.
Что касается концевых потерь, то это так называемые «потери на перетекание». Проточную часть невозможно абсолютно изолировать от остальных частей двигателя из-за присутствия вращающихся узлов в комплексе с неподвижными (корпуса + ротор).
Поэтому газ из областей с повышенным давлением стремится перетечь в области с пониженным давлением. В частности, например, из области перед рабочей лопаткой в область за ней через радиальный зазор между пером лопатки и корпусом турбины.
Такой газ не участвует в процессе преобразования энергии потока в механическую, потому что не взаимодействует с лопатками в этом плане, то есть возникают концевые потери (или потери в радиальном зазоре). Они составляют около 2-3% и отрицательно влияют как на адиабатический, так и на мощностной КПД, уменьшают экономичность ГТД, причем довольно ощутимо.
Известно, например, что увеличение радиального зазора с 1 мм до 5 мм в турбине диаметром 1 м, может привести к увеличению удельного расхода топлива в двигателе более, чем на 10%.
Понятно, что совсем избавиться от радиального зазора невозможно, но его стараются минимизировать. Это достаточно трудно, потому что авиационная турбина – агрегат сильно нагруженный. Точный учет всех факторов, влияющих на величину зазора достаточно труден.
Режимы работы двигателя часто меняются, а значит меняется величина деформаций рабочих лопаток, дисков, на которых они закреплены, корпусов турбины в результате изменения величин температуры, давления и центробежных сил.
Лабиринтное уплотнение.
Здесь же необходимо учитывать величину остаточной деформации при длительной эксплуатации двигателя. Плюс к этому эволюции, выполняемые самолетом, влияют на деформацию ротора, что тоже меняет величину зазоров.
Обычно зазор оценивается после останова прогретого двигателя. В этом случае тонкий внешний корпус остывает быстрее массивных дисков и вала и, уменьшаясь в диаметре, задевает за лопатки. Иногда величина радиального зазора просто выбирается в пределах 1,5-3% от от длины пера лопатки.
Принцип сотового уплотнения.
Для того, чтобы избежать повреждения лопаток, в случае касания их о корпус турбины, в нем часто размещают специальные вставки из материала более мягкого, нежели материал лопаток (например, металлокерамика).
Кроме того используются бесконтактные уплотнения. Обычно это лабиринтные или сотовые лабиринтные уплотнения.
В этом случае рабочие лопатки бандажируются на концах пера и на бандажных полках уже размещаются уплотнения или клинья (для сот). В сотовых уплотнениях из-за тонких стенок сот площадь контакта очень мала (в 10 раз меньше обычного лабиринта), поэтому сборка узла ведется без зазора. После приработки величина зазора обеспечивается около 0,2 мм.
Применение сотового уплотнения. Сравнение потерь при использовании сот (1) и гладкого кольца (2).
Аналогичные способы уплотнений зазоров используются для уменьшения утечки газа из проточной части (например, в междисковое пространство).
САУРЗ…
Это так называемые пассивные методы управления радиальным зазором. Кроме этого на многих ГТД, разработанных (и разрабатываемых) с конца 80-х годов, устанавливаются так называемые «системы активного регулирования радиальных зазоров» (САУРЗ — активный метод).
Это автоматические системы, и суть их работы заключается в управлении тепловой инерционностью корпуса (статора) авиационной турбины.
Ротор и статор (внешний корпус) турбины отличаются друг от друга по материалу и по «массивности». Поэтому на переходных режимах они расширяются по разному. Например, при переходе двигателя с пониженного режима работы на повышенный, высокотемпературный, тонкостенный корпус быстрее (чем массивный ротор с дисками)) прогревается и расширяется, увеличивая радиальный зазор между собой и лопатками. Плюс к этому перемены давления в тракте и эволюции самолета.
Чтобы этого избежать, автоматическая система (обычно главный регулятор типа FADEC) организует подачу охлаждающего воздуха на корпус турбины в необходимых количествах. Нагрев корпуса, таким образом, стабилизируется в необходимых пределах, а значит меняется величина его линейного расширения и, соответственно, величина радиальных зазоров.
Все это позволяет экономить топливо, что очень важно для современной гражданской авиации.
Наиболее эффективно системы САУРЗ применяются в турбинах низкого давления на ТВРД типа GE90, CFM56, Trent 900, ПС-90А и некоторых других.
Значительно реже, однако достаточно эффективно для синхронизации темпов прогрева ротора и статора применяется принудительный обдув дисков турбины (а не корпуса). Такие системы применяются на двигателях CF6-80 и PW4000.
———————-
В турбине регламентируются также и осевые зазоры. Например между выходными кромками СА и входными РЛ обычно зазор в пределах 0,1-0,4 от хорды РЛ на среднем радиусе лопаток. Чем меньше этот зазор, тем меньше потери энергии потока за СА (на трение и выравнивание поля скоростей за СА). Но при этом растет вибрация РЛ из-за попеременного попадания из областей за корпусами лопаток СА в межлопаточные области.
Немного общего о конструкции…
Осевые авиационные турбины современных ГТД в конструктивном плане могут иметь различную форму проточной части.
Dср = (Dвн+Dн) /2
1.
Форма с постоянным диаметром корпуса (Dн). Здесь внутренний и средний диаметры по тракту уменьшаются.
Постоянный наружный диаметр.
Такая схема хорошо вписывается в габариты двигателя (и фюзеляжа самолета). Обладает хорошим распределением работы по ступеням, особенно для двухвальных ТРД.
Однако, в этой схеме велик так называемый угол раструба, что чревато отрывом потока от внутренних стенок корпуса и, следовательно, гидравлическими потерями.
Постоянный внутренний диаметр.
При проектировании стараются не допускать величину угла раструба более 20°.
2. Форма с постоянным внутренним диаметром(Dв).
Средний диаметр и диаметр корпуса увеличиваются по тракту. Такая схема плохо вписывается в габариты двигателя. В ТРД из-за «разбежки» потока от внутреннего корпуса, необходимо его доворачивать на СА, что влечет за собой гидравлические потери.
Постоянный средний диаметр.
Схема более целесообразна к применению в ТРДД.
3.
Форма с постоянным средним диаметром(Dср). Диаметр корпуса увеличивается, внутренний – уменьшается.
Схема обладает недостатками двух предыдущих. Но при этом расчет такой турбины достаточно прост.
Современные авиационные турбины чаще всего многоступенчаты. Главная причина тому (как уже говорилось выше) – большая располагаемая энергия турбины в целом. Для обеспечения оптимальной сочетания окружной скорости U и скорости С1 (U/C1 – оптимальное), а значит высокого общего КПД и хорошей экономичности необходимо распределение всей имеющейся энергии по ступеням.
Пример трехступенчатой турбины ТРД.
При этом, правда, сама турбина конструктивно усложняется и утяжеляется. Из-за небольшого температурного перепада на каждой ступени (он распределен на все ступени) бо́льшее количество первых ступеней подвергается действию высоких температур и часто требует дополнительного охлаждения.
Четырехступенчатая осевая турбина ТВД.
В зависимости от типа двигателя количество ступеней может быть разным. Для ТРД обычно до трех, для двухконтурных двигателей до 5-8 ступеней. Обычно, если двигатель многовальный, турбовентиляторный, то турбина имеет несколько (по числу валов) каскадов, каждый из которых приводит свой агрегат и сам может быть многоступенчатым (в зависимости от степени двухконтурности).
Двухвальная осевая авиационная турбина.
Например в трехвальном двигателе Rolls-Royce Trent 900 турбина имеет три каскада: одноступенчатый для привода компрессора высокого давления, одноступенчатый для привода промежуточного компрессора и пятиступенчатый для привода вентилятора. Совместная работа каскадов и определение необходимого числа ступеней в каскадах описывается в «теории двигателей» отдельно.
Сама авиационная турбина, упрощенно говоря, представляет собой конструкцию, состоящую из ротора, статора и различных вспомогательных элементов конструкции. Статор состоит из внешнего корпуса, корпусов сопловых аппаратов и корпусов подшипников ротора.
Ротор обычно представляет из себя дисковую конструкцию в котором диски соединены с ротором и между собой с использованием различных дополнительных элементов и способов крепления.
Пример одноступенчатой турбины ТРД. 1 — вал, 2 — лопатки СА, 3 — диск рабочего колеса, 4 — рабочие лопатки.
На каждом диске, как основе рабочего колеса расположены рабочие лопатки. При конструировании лопатки стараются выполнять с меньшей хордой из соображения меньшей ширины обода диска, на котором они установлены, что уменьшает его массу. Но при этом для сохранения параметров турбины приходится увеличивать длину пера, что может повлечь за собой бандажирование лопаток для увеличения прочности.
Возможные типы замков крепления рабочих лопаток в диске турбины.
Лопатка крепится в диске с помощью замкового соединения. Такое соединение – это одно из самых нагруженных элементов конструкции в ГТД. Все нагрузки, воспринимаемые лопаткой, передаются на диск через замок и достигают очень больших значений, тем более, что из-за разности материалов, диск и лопатки обладают различными коэффициентами линейного расширения, да к тому же из-за неравномерности поля температур нагреваются по разному.
С целью оценки возможности уменьшения нагрузки в замковом соединении и увеличения, тем самым, надежности и срока службы турбины, проводятся исследовательские работы, среди которых достаточно перспективными считаются эксперименты по биметаллическим лопаткам или применению в турбинах рабочих колес-блисков.
При использовании биметаллических лопаток уменьшаются нагрузки в замках их крепления на диске за счет изготовления замковой части лопатки из материала, аналогичного материалу диска (или близкого по параметрам). Перо лопатки изготавливается из другого металла, после чего они соединяются с применением спецтехнологий (получается биметалл).
Блиски, то есть рабочие колеса, в которых лопатки выполнены за одно целое с диском, вообще исключают наличие замкового соединения, а значит и лишних напряжений в материале рабочего колеса. Такого типа узлы уже применяются в компрессорах современных ТРДД. Однако, для них значительно усложняется вопрос ремонта и уменьшаются возможности высокотемпературного использования и охлаждения в авиационной турбине.
Пример крепления рабочих лопаток в диске с помощью замков «елочка».
Наиболее распространенный способ крепления лопаток в тяжело нагруженных дисках турбин – это так называемая «елочка». Если же нагрузки умеренные, то могут быть применены и другие типы замков, которые более просты в конструктивном отношении, например цилиндрические или Т-образные.
Контроль…
Так как условия работы авиационной турбины крайне тяжелые, а вопрос надежности, как важнейшего узла летательного аппарата имеет первостепенный приоритет, то проблема контроля состояния элементов конструкции стоит в наземной эксплуатации на первом месте. В особенности это касается контроля внутренних полостей турбины, где как раз и располагаются наиболее нагруженные элементы.
Осмотр этих полостей конечно невозможен без использования современной аппаратуры дистанционного визуального контроля. Для авиационных газотурбинных двигателей в этом качестве выступают различного вида эндоскопы (бороскопы).
Современные устройства такого типа достаточно совершенны и обладают большими возможностями.
Осмотр газовоздушного тракта ТВРД с помощью эндоскопа Vucam XO.
Ярким примером может служить портативный измерительный видеоэндоскоп Vucam XO немецкой компании ViZaar AG. Обладая небольшими размерами и массой (менее 1,5 кг), этот аппарат тем не менее очень функционален и располагает внушительными возможностями как осмотра, так и обработки получаемой информации.
Vucam XO абсолютно мобилен. Весь его комплект располагается в небольшом пластмассовом кейсе. Видеозонд с большим количеством легкосменяемых оптических адаптеров обладает полноценной артикуляцией в 360°, диаметром 6,0 мми может иметь различную длину (2,2м; 3,3м; 6,6м).
Бороскопический осмотр двигателя вертолета с помощью эндоскопа Vucam XO.
Бороскопические проверки с использованием подобных эндоскопов предусмотрены в регламентных правилах для всех современных авиадвигателей.
В турбинах обычно осматривается проточная часть. Зонд эндоскопа проникает во внутренние полости авиационной турбины через специальные контрольные порты.
Порты бороскопического контроля на корпусе турбины ТВРД CFM56.
Они представляют из себя отверстия в корпусе турбины, закрытые герметичными пробками (обычно резьбовыми, иногда подпружиненными). В зависимости от возможностей эндоскопа (длина зонда) может понадобиться проворачивание вала двигателя. Лопатки (СА и РЛ) первой ступени турбины могут осматриваться через окна на корпусе камеры сгорания, а последней ступени — через сопло двигателя.
Что позволит поднять температуру…
Одно из генеральных направлений развития ГТД всех схем – увеличение температуры газа перед турбиной. Это позволяет ощутимо увеличивать тягу без увеличения расхода воздуха, что может привести к уменьшению лобовой площади двигателя и росту удельной лобовой тяги.
В современных двигателях температура газа (после факела) на выходе из камеры сгорания может достигать 1650°С (с тенденцией к росту), поэтому для нормальной работы турбины при столь больших термических нагрузках необходимо принятие специальных, часто предохранительных мер.
Первое (и самое простоев этой ситуации) – использование жаропрочных и жаростойких материалов, как металлических сплавов, так и (в перспективе) специальных композитных и керамических материалов, которые используются для изготовления самых нагруженных деталей турбины – сопловых и рабочих лопаток, а также дисков. Самые нагруженные из них – это, пожалуй, рабочие лопатки.
Металлические сплавы – это в основном сплавы на основе никеля (температура плавления — 1455°С) с различными легирующими добавками. В современные жаропрочные и жаростойкие сплавы для получения максимальных высокотемпературных характеристик добавляют до 16-ти наименований различных легирующих элементов.
Химическая экзотика…
В их числе, например, хром, марганец, кобальт, вольфрам, алюминий , титан, тантал, висмут и даже рений или вместо него рутений и другие. Особенно перспективен в этом плане рений (Re – рений, применяется в России), используемый сейчас вместо карбидов, но он чрезвычайно дорог и запасы его невелики.
Также перспективным считается использование силицида ниобия.
Кроме того поверхность лопатки часто покрывается нанесенным по особой технологии специальным теплозащитным слоем (антитермальное покрытие — thermal-barrier coating или ТВС), значительно уменьшающим величину теплопотока в тело лопатки (термобарьерные функции) и предохраняющим ее от газовой коррозии (жаростойкие функции).
Пример термозащитного покрытия. Показан характер изменения температуры по сечению лопатки.
На рисунке (микрофото) показан теплозащитный слой на лопатке турбины высокого давления современного ТРДД. Здесь TGO (Thermally Grown Oxide) – термически растущий оксид; Substrate – основной материал лопатки; Bond coat – переходный слой. В состав ТВС сейчас входят никель, хром, алюминий, иттрий и др. Также проводятся опытные работы по использованию керамических покрытий на основе оксида циркония, стабилизированного оксидом циркония (разработки ВИАМ).
Для примера…
Достаточно широкой известностью в двигателестроении, начиная с послевоенного периода и в настоящее время пользуются жаропрочные никелевые сплавы компании Special Metals Corporation – США, содержащие не менее 50% никеля и 20% хрома, а также титан, алюминий и немало других составляющих, добавляемых в небольших количествах.
В зависимости от профильного предназначения (РЛ, СА, диски турбин, элементы проточной части, сопла, компрессора и др., а также неавиационные области применения), своего состава и свойств они объединены в группы, каждая из которых включает различные варианты сплавов.
Лопатки турбины двигателя Rolls-Royce Nene, изготовленные из сплава Nimonic 80A.
Некоторые из этих групп: Nimonic, Inconel, Incoloy, Udimet/Udimar, Monel и другие. Например, сплав Nimonic 90, разработанный еще в 1945 году и применявшийся для изготовления элементов авиационных турбин ( в основном лопатки), сопел и частей летательных аппаратов, имеет состав: никель – 54%минимум, хром – 18-21%, кобальт – 15-21%, титан – 2-3%, алюминий – 1-2%, марганец – 1%, цирконий -0,15% и другие легирующие элементы (в малых количества). Этот сплав производится и по сей день.
В России (СССР) разработкой такого типа сплавов и других важных материалов для ГТД занимался и успешно занимается ВИАМ (Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов).
В послевоенное время институт разрабатывал деформируемые сплавы (типа ЭИ437Б), с начала 60-х создал целую серию высококачественных литьевых сплавов (об этом ниже).
————-
Однако, практически все жаропрочные металлические материалы выдерживают без охлаждения температуры примерно до ≈ 1050°С .
Поэтому:
Вторая, широко используемая мера, это применение различных систем охлаждения лопаток и других конструктивных элементов авиационных турбин. Без охлаждения в современных ГТД обойтись пока нельзя, несмотря на применение новых высокотемпературных жаропрочных сплавов и специальных способов изготовления элементов.
Среди систем охлаждения выделяют два направления: системы открытые и замкнутые. Замкнутые системы могут использовать принудительную циркуляцию жидкого теплоносителя в системе лопатки — радиатор или же использовать принцип «термосифонного эффекта».
В последнем способе движение теплоносителя происходит под действием гравитационных сил, когда более теплые слои вытесняют более холодные.
В качестве теплоносителя здесь может быть использован, например, натрий или сплав натрия и калия.
Однако, замкнутые системы из-за большого количества трудно решаемых проблем в авиационной практике не применяются и находятся в стадии экспериментальных исследований.
Примерная схема охлаждения многоступенчатой турбины ТРД. Показаны уплотнения между СА и ротором. А — решетка профилей для закрутки воздуха с целью его предварительного охлаждения.
Зато в широком практическом применении находятся открытые системы охлаждения. Хладагентом здесь служит воздух, подаваемый обычно под различным давлением из-за различных же ступеней компрессора внутрь лопаток турбины. В зависимости от максимальной величины температуры газа, при которой целесообразно применение этих систем, их можно разделить на три вида: конвективный, конвективно-пленочный (или заградительный) и пористый.
При конвективном охлаждении воздух подается внутрь лопатки по специальным каналам и, омывая внутри нее наиболее нагретые участки, выходит наружу в поток в области с более низким давлением.
При этом могут быть использованы различные схемы организации течения воздуха в лопатках зависимости от формы каналов для него: продольная, поперечная или петлеобразная (смешанная или усложненная).
Типы охлаждения: 1 — конвективный с дефлектором, 2 — конвективно-пленочный, 3 — пористый. Лопатка 4 — теплозащитное покрытие.
Наиболее простая схема с продольными каналами вдоль пера. Здесь выход воздуха организуется обычно в верхней части лопатки через бандажную полку. В такой схеме имеет место довольно большая неравномерность температуры вдоль пера лопатки – до 150-250˚, что неблагоприятно влияет на прочностные свойства лопатки. Схема используется на двигателях с температурой газа до ≈ 1130ºС.
Еще один способ конвективного охлаждения (1) подразумевает наличие внутри пера специального дефлектора (тонкостенная оболочка – вставляется внутрь пера), который способствует подводу охлаждающего воздуха сначала на наиболее нагретые участки. Дефлектор образует своего рода сопло, выдувающее воздух в переднюю часть лопатки.
Получается струйное охлаждение наиболее нагретой части. Далее воздух, омывая остальные поверхности выходит через продольные узкие отверстия в пере.
Рабочая лопатка турбины двигателя CFM56.
В такой схеме температурная неравномерность значительно ниже, кроме того сам дефлектор, который вставляется в лопатку под натягом по нескольким центрирующим поперечным пояскам, благодаря своей упругости, служит в роли демпфера и гасит колебания лопаток. Такая схема используется при максимальной температуре газа ≈ 1230°С.
Так называемая полупетлевая схема позволяет добиться относительно равномерного поля температур в лопатке. Это достигается экспериментальным подбором расположения различных ребер и штырьков, направляющих потоки воздуха, внутри тела лопатки. Эта схема допускает максимальную температуру газа до 1330°С.
Сопловые лопатки конвективно охлаждаются аналогично рабочим. Они обычно выполняются двухполостными с дополнительными ребрами и штырьками для интенсификации процесса охлаждения.
В переднюю полость у передней кромки подается воздух более высокого давления, чем в заднюю (из-за разных ступеней компрессора) и выпускается в различные зоны тракта с целью поддержания минимально необходимой разности давлений для обеспечения требуемой скорости движения воздуха в каналах охлаждения.
Примеры возможных способов охлаждения рабочих лопаток. 1 — конвективное, 2 — конвективно-пленочное, 3 конвективно-пленочное с усложненными петлевыми каналами в лопатке.
Конвективно-пленочное охлаждение (2) применяется при еще более высокой температуре газа – до 1380°С. При этом способе часть охлаждающего воздуха через специальные отверстия в лопатке выпускается на ее наружную поверхность, создавая тем самым своего рода заградительную пленку, которая защищает лопатку от соприкосновения с горячим потоком газа. Этот способ используется как для рабочих, так и для сопловых лопаток.
Третий способ – пористое охлаждение (3). В этом случае силовой стержень лопатки с продольными каналами покрывается специальным пористым материалом, который позволяет осуществить равномерный и дозированный выпуск охладителя на всю поверхность лопатки, омываемую газовым потоком.
Это пока перспективный способ, в массовой практике использования ГТД не применяющийся из-за сложностей с подбором пористого материала и большой вероятностью достаточно быстрого засорения пор. Однако, в случае решения этих проблем предположительно возможная температура газа при таком типе охлаждения может достигать 1650°С.
Диски турбины и корпуса СА также охлаждаются воздухом из-за различных ступеней компрессора при его прохождении по внутренним полостям двигателя с омыванием охлаждаемых деталей и последующим выпуском в проточную часть.
Из-за достаточно большой степени повышения давления в компрессорах современных двигателей сам охлаждающий воздух может иметь довольно высокую температуру. Поэтому для повышения эффективности охлаждения применяют мероприятия по предварительному снижению этой температуры.
Для этого воздух перед подачей в турбину на лопатки и диски может пропускаться через специальные решетки профилей, аналогичные СА турбины, где воздух подкручивается в направлении вращения рабочего колеса, расширяясь и охлаждаясь при этом.
Величина охлаждения может составить 90-160°.
Для такого же охлаждения могут быть использованы воздухо-воздушные радиаторы, охлаждаемые воздухом второго контура. На двигателе АЛ-31Ф такой радиатор дает понижение температуры до 220° в полете и 150° на земле.
На нужды охлаждения авиационной турбины от компрессора забирается достаточно большое количество воздуха. На различных двигателях – до 15-20%. Это существенно увеличивает потери, которые учитываются при термогазодинамическом расчете двигателя. На некоторых двигателях установлены системы, снижающие подачу воздуха на охлаждение (или вообще ее закрывающие) при пониженных режимах работы двигателя, что положительно влияет на экономичность.
Схема охлаждения 1-й ступени турбины ТРДД НК-56. Показаны также сотовые уплотнения и лента отключения охлаждения на пониженных режимах работы двигателя.
При оценке эффективности системы охлаждения обычно учитывается и дополнительные гидравлические потери на лопатках вследствие изменения их формы при выпуске охлаждающего воздуха.
КПД реальной охлаждаемой турбины примерно на 3-4% ниже, чем неохлаждаемой.
Кое-что об изготовлении лопаток…
На реактивных двигателях первого поколения турбинные лопатки в основном изготавливались методом штамповки с последующей длительной обработкой. Однако, в 50-х годах специалисты ВИАМ убедительно доказали, что перспективу повышения уровня жаропрочности лопаток открывают именно литейные а не деформируемые сплавы. Постепенно был осуществлен переход на это новое направление (в том числе и на Западе).
В настоящее время в производстве используется технология точного безотходного литья, что позволяет выполнять лопатки со специально профилированными внутренними полостями, которые используются для работы системы охлаждения (так называемая технология литья по выплавляемым моделям).
Это, по сути дела единственный сейчас способ получения охлаждаемых лопаток. Он тоже совершенствовался с течением времени. На первых этапах при литьевой технологии изготавливали лопатки с разноразмерными зернами кристаллизации, которые ненадежно сцеплялись между собой, что значительно уменьшало прочность и ресурс изделия.
В дальнейшем, с применением специальных модификаторов, начали изготавливать литые охлаждаемые лопатки с однородными, равноосными, мелкими структурными зернами. Для этого ВИАМ в 60-х годах разработал первые серийные отечественные жаропрочные сплавы для литья ЖС6, ЖС6К, ЖС6У, ВЖЛ12У.
Их рабочая температура была на 200° выше, чем у рапространенного тогда деформируемого (штамповка) сплава ЭИ437А/Б (ХН77ТЮ/ЮР). Лопатки, изготавливаемые из этих материалов работали минимум по 500 часов без визуально видимых признаком разрушения. Такого типа технология изготовления используется и сейчас. Тем не менее межзеренные границы остаются слабым местом структуры лопатки, и именно по ним начинается ее разрушение.
Поэтому с ростом нагрузочных характеристик работы современных авиационных турбин (давление, температура, центробежные нагрузки) появилась необходимость разработки новых технологий изготовления лопаток, потому что многозеренная структура уже во многом не удовлетворяла утяжеленным условиям эксплуатации.
Примеры структуры жаропрочного материала рабочих лопаток. 1 — равноосная зернистость, 2 — направленная кристаллизация, 3 — монокристалл.
Так появился «метод направленной кристаллизации». При таком методе в застывающей отливке лопатки образуются не отдельные равноосные зерна металла, а длинные столбчатые кристаллы, вытянутые строго вдоль оси лопатки. Подобного рода структура значительно увеличивает сопротивление лопатки излому. Это похоже на веник, который сломать очень трудно, хотя каждый из составляющих его прутиков ломается без проблем.
Такая технология была впоследствии доработана до еще более прогрессивного «метода монокристаллического литья», когда одна лопатка представляет из себя практически один целый кристалл. Этого типа лопатки сейчас также устанавливаются в современных авиационных турбинах. Для их изготовления используются специальные, в том числе так называемые ренийсодержащие сплавы.
В 70-х и 80-х годах в ВИАМе были разработаны сплавы для литья турбинных лопаток с направленной кристаллизацией: ЖС26, ЖС30, ЖС32, ЖС36, ЖС40, ВКЛС-20, ВКЛС-20Р; а в 90-х – коррозионно-стойкие сплавы длительного ресурса: ЖСКС1 и ЖСКС2.
Далее, работая в этом направлении, ВИАМ с начала 2000 года по настоящее время создал высокорениевые жаропрочные сплавы третьего поколения: ВЖМ1 (9,3%Re), ВЖМ2 (12%Re), ЖС55 (9%Re) и ВЖМ5 (4%Re). Для еще большего совершенствования характеристик за последние 10 лет были проведены экспериментальные исследования, результатом которых стали рений-рутенийсодержащие сплавы четвертого – ВЖМ4 и пятого поколений ВЖМ6.
В качестве помощников…
Как уже говорилось ранее, в ГТД применяются только реактивные (или активно-реактивные) турбины. Однако, в заключении стоит вспомнить, что среди используемых авиационных турбин есть и активные. Они, в основном, выполняют второстепенные задачи и в работе маршевых двигателей участия не принимают.
И тем не менее роль их часто бывает очень важна. В этом случае речь о воздушных стартерах, используемых для запуска ТРДД. Существуют различные виды стартерных устройств, применяемых для раскрутки роторов газотурбинных двигателей.
Воздушный стартер занимает среди них, пожалуй, самое видное место.
Воздушный стартер ТРДД.
Агрегат этот, на самом деле, несмотря на важность функций, принципиально достаточно прост. Основным узлом здесь является одно- или двухступенчатая активная турбина, которая вращает через редуктор и коробку приводов ротор двигателя (в ТРДД обычно ротор низкого давления).
Расположение воздушного стартера и его рабочей магистрали на ТРДД,
Сама турбина раскручивается потоком воздуха, поступающего от наземного источника, либо бортовой ВСУ, либо от другого, уже запущенного двигателя самолета. На определенном этапе цикла запуска, стартер автоматически отключается.
В подобного рода агрегатах в зависимости от требуемых выходных параметров могут также использоваться и радиальные турбины. Они же могут применяться в системах кондиционирования воздуха в салонах самолетов в качестве элемента турбохолодильника, в котором эффект расширения и снижения температуры воздуха на турбине используется для охлаждения воздуха, поступающего в салоны.
Кроме того, как активные осевые, так и радиальные турбины применяются в системах турбонаддува поршневых авиационных двигателей. Такая практика началась еще до превращения турбины в важнейший узел ГТД и продолжается по сей день.
Пример использования радиальной и осевой турбин во вспомогательных устройствах.
Аналогичные системы с использованием турбокомпрессоров находят применение в автомобилях и вообще в различных системах подачи сжатого воздуха.
Таким образом авиационная турбина и во вспомогательном смысле отлично служит людям.
———————————
Ну вот, пожалуй, и все на сегодня. На самом деле здесь еще много о чем можно написать и в плане дополнительных сведений, и в плане более полного описания уже сказанного. Тема ведь очень обширная. Однако, нельзя объять необъятное :-). Для общего ознакомления, пожалуй, достаточно. Спасибо, что дочитали до конца.
До новых встреч…
В завершение картинки, » невместившиеся» в текст.
Пример одноступенчатой турбины ТРД.
Модель эолипила Герона в Калужском музее космонавтики.
Артикуляция видеозонда эндоскопа Vucam XO.
Экран многофункционального эндоскопа Vucam XO.
Эндоскоп Vucam XO.
Пример термозащитного покрытия на лопатках СА двигателя GP7200.
Сотовые пластины, используемые для уплотнений.
Возможные варианты элементов лабиринтного уплотнения.
Лабиринтное сотовое уплотнение.
62B-104 БАЗОВЫЙ ГАЗОВЫЙ ТУРБИН
62B-104 БАЗОВЫЙ ГАЗОВЫЙ ТУРБИНИнженерное обучение
ЛИСТ НАЗНАЧЕНИЯ
ДВИГАТЕЛИ С БАЗОВЫМИ ГАЗОТУРБИНАМИ
Передаточный лист 60B-104
ВВЕДЕНИЕ
С увеличением количества судов с газотурбинными двигателями становится важным понимать основы конструкции и работы газотурбинного завода. Офицер наземных войск должен также понимать последствия эксплуатации этих двигателей в морской среде.
ТЕМА УРОКА ЦЕЛИ ОБУЧЕНИЯ
Терминал Цель:
7.0 ОПИСАТЬ принципы, конструкцию, функции, компоненты, системы управления и контроля, а также работу газотурбинной силовой установки и связанных вспомогательных систем поддержки. (JTI: A)
Обеспечивающие цели:
7.1 ОПИСАТЬ следующие применения газовых турбин и указать тип газовых турбин, связанных с каждым из них:
а. Двигательная установка
г. Электроэнергетика
7.2 Имея график, представляющий соотношение давления и объема идеального цикла Брайтона, НАМЕРИТЕ пять фаз и объясните процесс преобразования энергии, происходящий в каждой.
а. 2 копеек
г. Сжатие
г. Горение
г. Расширение
e. Выхлоп
7.3 ОПРЕДЕЛИТЕ следующее применительно к газотурбинным двигателям, включая их преимущества и недостатки, если это применимо.
а. Двигатель с разъемным валом
г. Одновальный двигатель
г.Кольцевая камера сгорания
г. Канализационная камера сгорания
e. Осевой поток
ф. Коробка отбора мощности
7.4 ОПИСАТЬ и указать их функции:
а. Компрессор
г. Камера сгорания
г. Турбина высокого давления / турбина газогенератора
г. Турбина низкого давления / силовая турбина
e. Подшипник / рама газовой турбины
ф. Дополнительный привод в сборе
г. Входные направляющие лопатки
ч.Лопатки регулируемого статора компрессора
я. Коллекторы для удаления воздуха из двигателя
Дж. Коллектор для удаления воздуха заказчика
к. Муфта быстроходная эластичная
л. Впуск / выпуск
7.5 ОБСУЖДЕНИЕ Источник и использование отбираемого клиентом воздуха.
7.6 СОСТОЯНИЕ Функция системы впуска и выпуска воздуха газовой турбины.
7.7 ОПИСАТЬ путь воздуха от влагоотделителей к эжекторам выхлопных газов.
7.8 ОПИСАТЬ влияние следующих факторов на газотурбинные двигатели и меры предосторожности, принимаемые с учетом окружающей среды, включая:
а.Солевой спрей
г. Льдообразование / температура наружного воздуха
г. Повреждение посторонним предметом
г. Чистота компрессора
e. Киоски / скачки
ф. Пусков / остановок
7.9 ОПИСАТЬ следующие системы двигателя:
а. Система обнаружения льда
г. Система обнаружения и пожаротушения
г. Система зажигания
г. Система промывки водой
7.10 НЕ НАЗНАЧЕН; зарезервировано для использования в будущем
7.11 НЕ НАЗНАЧЕН; зарезервировано для использования в будущем
7.12 НЕ НАЗНАЧЕН; зарезервировано для использования в будущем
НАЗНАЧЕНИЕ НА ИЗУЧЕНИЕ
- Прочтите информационный лист 60B-104.
- Краткий информационный лист 60B-104, используя вспомогательные цели урока 60B-104 в качестве руководства.
- Сценарии изучения ответов.
СЦЕНАРИИ ИЗУЧЕНИЯ:
Изучая для вас предстоящую доску SWO, вы изучаете другие типы морских силовых установок. Вы задаете себе несколько вопросов по газотурбинным двигателям.
1. Зная, что газотурбинный двигатель представляет собой открытый термодинамический цикл, как двигатель преобразует энергию, запасенную в топливе и воздухе, в полезную работу в виде вращающегося пропеллера?
После изучения вы явитесь на мостик для промежуточной стражи как JOOD. Здесь тихо, поэтому вы просматриваете доску чтения сообщений OOD. Вы видите, что в этом районе происходит несколько небольших песчаных бурь (в настоящее время вы находитесь в Персидском заливе) и что в сообщении всем судам с газотурбинными двигателями рекомендуется внимательно следить за состоянием своих воздушных фильтров / демистеров.
2. В чем важность этого компонента? Если не удается, не работает ли двигатель?
Просмотрев трафик сообщений, вы замечаете, что одного из FFG в вашей боевой группе нет поблизости. Любопытно, вы спрашиваете ООД, знает ли она, куда они пошли, и она говорит вам, что им пришлось выехать в Бахрейн для замены и двигателя из-за плохой камеры сгорания.
3. Почему замена камеры сгорания LM2500 настолько сложна, что требует захода корабля в порт?
ИНФОРМАЦИОННЫЙ ЛИСТ
ДВИГАТЕЛИ С БАЗОВЫМИ ГАЗОТУРБИНАМИ
Информационный лист 64B-104I
ВВЕДЕНИЕ
С увеличением количества судов с газотурбинными двигателями становится важным понимать основы конструкции и работы завода по производству газовых турбин.Офицер наземных войск должен также понимать последствия эксплуатации этих двигателей в морской среде.
ССЫЛКИ
(а) Руководство по силовой установке ДД-963
(b) Морские газотурбинные операции (НАВЕДТРА-10097)
ИНФОРМАЦИЯ
- Обзор урока: Газотурбинный завод представляет собой инновационную концепцию судовых электростанций. Военно-морские суда США используют авиационные газотурбинные двигатели как для главных силовых установок, так и для служебной электроэнергии.Высокая степень автоматизации предприятия достигается за счет интегрированной системы пультов управления и мониторинга.
- Преимущества: Преимущества газотурбинной установки по сравнению с паровой установкой сопоставимой мощности включают:
- Снижение веса на 70%
- Простота (меньшее количество вспомогательных силовых установок)
- Уменьшение численности персонала за счет автоматизированного управления силовой установкой
- Более быстрое время отклика
- Более быстрое ускорение / замедление
- Принципы газовой турбины:
- Компоненты базового газотурбинного двигателя включают:
- Компрессор
- Камера сгорания
- Турбина
- Рабочий цикл: В газотурбинном двигателе сжатие, сгорание и расширение происходят непрерывно в разных камерах.Газотурбинные двигатели работают по циклу Брайтона (цикл открытого двигателя).
- Фаза всасывания: Наружный воздух втягивается в двигатель под действием компрессора. Давление, температура и объем остаются неизменными в течение фазы всасывания.
- Фаза сжатия: Всасываемый воздух сжимается механически. Давление и температура увеличиваются с соответствующим уменьшением объема. Механическая энергия, приводящая в движение компрессор, преобразуется в кинетическую энергию в виде сжатого воздуха.
- Фаза сгорания: Топливо распыляется в камеру сгорания и сжигается, преобразовывая химическую энергию в тепловую в виде горячего расширяющегося газа. Объем и температура значительно увеличиваются, в то время как давление в камере сгорания остается постоянным.
- Фаза расширения: Тепловая энергия преобразуется в механическую, когда горячие расширяющиеся газы из камеры сгорания вращают ротор турбины. Давление и температура уменьшаются, а объем увеличивается в фазе расширения.
- Выхлопная фаза: Горячие выхлопные газы проходят через суда, попадая в атмосферу. Давление, температура и объем остаются неизменными в течение фазы выпуска.
Рис.1: Цикл Брайтона
- Центробежный компрессор: В этом компрессоре используется вращающееся рабочее колесо для втягивания всасываемого воздуха и его ускорения наружу за счет центробежной силы в диффузор.Он используется в небольших газовых турбинах и лучше всего подходит для низких отношений давления, где общий диаметр двигателя не важен.
- Осевой компрессор: Состоит из вращающихся лопастей и неподвижных лопаток. Воздух сжимается, поскольку он течет вдоль вала в осевом направлении. Это обеспечивает большую эффективность и более высокие отношения давления за счет многоступенчатой конструкции. Стадия сжатия состоит из одного ряда вращающихся лопаток, за которым следует ряд неподвижных лопаток.Это наиболее распространенный тип компрессора, используемый в судовых газотурбинных двигателях.
- Остановка компрессора: Остановка или помпаж определяется как прерывание потока воздуха через компрессор. Остановка работающего двигателя может вызвать серьезное повреждение двигателя из-за чрезмерных вибраций и перегрева камеры сгорания. Чтобы предотвратить остановку компрессора, двигатели оснащены выпускными клапанами компрессора или лопатками компрессора с изменяемой геометрией.Выпускные клапаны выпускают воздух из компрессора во время запуска, а регулируемые лопатки компрессора регулируют поток воздуха, чтобы избежать турбулентности, что предотвращает остановку компрессора.
Рис. 2: Центробежный компрессор
Рис. 3: Компрессор с осевым потоком
- Банка: Отдельные баллончики горелки установлены по периферии двигателя. Каждая канистра представляет собой отдельную камеру сгорания и гильзу, получающую собственное топливо.
- Преимущество: простая замена
- Недостатки — неэффективность, более слабая конструкция
- Кольцевой: Одна большая камера сгорания внутри корпуса двигателя. Множественные топливные форсунки образуют сплошное «огненное кольцо». Этот тип используется на LM2500.
- Преимущества: Самая эффективная, самая прочная рама двигателя.
- Недостаток: для ремонта или замены требуется полная разборка двигателя.
- Кольцевой баллончик: Этот гибридный тип использует несколько отдельных баллонов с отдельными топливными форсунками, которые принимают воздух из общего кольцевого корпуса (Allison 501-K17).
- Преимущества: Прочность, простота замены.
- Недостаток: менее эффективен, чем кольцевая камера сгорания.
Рис. 4: Камера сгорания баночного типа
Рис. 5: Кольцевая камера сгорания
Рис. 6: Консольная кольцевая камера сгорания
- Энергия: Тепловая энергия горячих расширяющихся газов камеры сгорания преобразуется в механическую энергию путем вращения колеса турбины.
- Конструкция: Состоит из неподвижных лопаток (сопел) и вращающихся лопаток. Ступень турбины — это один ряд сопел и один ряд лопаток.
- Одновальный двигатель: Одновальный двигатель имеет один вал, который проходит по всему двигателю.На этом валу установлены все вращающиеся части двигателя. Продолжение того же вала, коробка отбора мощности, приводит в движение нагрузку. В основном этот тип двигателя используется там, где требуется постоянная скорость, например, для выработки электроэнергии. Для этого используется двигатель Allison 501-K17.
- Двигатель с разъемным валом: Двигатель разделен на две основные секции: газогенератор и секцию силовой турбины. Секция газогенератора состоит из компрессора, камеры сгорания и турбины высокого давления (ВД).Назначение газогенератора — производить горячий расширяющийся газ для использования в силовой турбине. Силовая турбина аэродинамически связана с газогенератором, но два вала механически не связаны. Силовая турбина преобразует тепловую энергию газогенератора в механическую энергию для привода нагрузки.
- Выходная скорость изменяется путем управления скоростью газогенератора, который определяет количество выхлопных газов, отправляемых в силовую турбину.
- Газотурбинные двигатели с разъемным валом, такие как LM2500, подходят для основных силовых установок.Преимущества в этом приложении:
- Газогенератор более чувствителен к требованиям нагрузки, поскольку работа компрессора не ограничена нагрузкой на силовую турбину.
- Секция газогенератора и секция силовой турбины работают почти со своими наиболее эффективными скоростями во всем диапазоне требований нагрузки.
Рис.7: Ротор турбины
- Сборка высокого шляпа:
- Конструкция: Наружная конструкция, которая поддерживает сепараторы влаги и вмещает в себя заслонки. .
- Влагоотделители (жалюзи и сетчатые экраны): Влагоотделители удаляют капли воды и грязь из всасываемого воздуха для предотвращения эрозии компонентов компрессора. Электрические ленточные нагреватели предотвращают образование льда на жалюзи.
- Двери продувки: Двери продувки установлены для предотвращения недостатка воздуха в двигателе при загрязнении влагоотделителей.
- Эти двери открываются автоматически при увеличении перепада давления воздуха на влагоотделителях.
- В открытом состоянии всасываемый воздух обходит забитые влагоотделители и подает нефильтрованный воздух в двигатель, чтобы предотвратить воздушное голодание двигателя.
- Впускной канал:
- Назначение: Впускной канал подает воздух для горения для двигателя и охлаждающий воздух для модуля.
- Система охлаждения модуля: Система охлаждения модуля направляет часть всасываемого воздуха в кожух двигателя для вентиляции модуля и внешнего охлаждения двигателя.Охлаждающий воздух модуля циркулирует вокруг двигателя, отводя тепло и вентилируя модуль, прежде чем выйти через небольшой воздушный зазор вокруг заднего конца силовой турбины. Выхлоп работающего двигателя вызывает эффект эдуктора, втягивающий охлаждающий воздух модуля в выхлопной канал.
- Коллектор для защиты от обледенения:
- Назначение: Коллектор для защиты от обледенения предназначен для нагнетания горячего отбираемого воздуха во впускной ствол под воздуховодом охлаждения модуля для предотвращения образования льда.
- Обледенение: Обледенение может возникнуть во впускном канале, когда температура наружного воздуха упадет до 38 o F. Сигнализация обледенения загорится при 41 o F с влажностью 70%, чтобы предупредить оператора до образования льда во впуске.
- Последствия: Обледенение на входе компрессора может ограничить воздушный поток, вызывая остановку двигателя, а также представляет опасность серьезного повреждения двигателя посторонними предметами (FOD).
- Датчики: Датчик детектора льда, расположенный во впускной камере, генерирует сигнал тревоги, предупреждающий оператора о возможности образования льда в воздухозаборнике.
- Контроль: Воздушная система защиты от обледенения активируется вручную с помощью часового стенда и контролируется для предотвращения образования льда.
- Глушители:
- Местоположение: Впускные глушители расположены посередине впускного канала, чтобы уменьшить воздушный шум.
- Конструкция: Глушители состоят из вертикальных лопаток из звукопоглощающего материала, заключенных в перфорированные листы из нержавеющей стали.
- Канал охлаждающего воздуха модуля: Канал охлаждающего воздуха модуля содержит один глушитель в форме пули, чтобы заглушить шум, создаваемый охлаждающим воздухом.
- Компенсатор : Компенсатор представляет собой резиновый чехол, соединяющий впускной канал с впускной камерой модуля. Это предотвращает передачу шума модуля на корпус корабля.
Рис.8: Сборка High Hat
Рис.9: Воздуховод GTM
- Описание: Узел основного корпуса состоит из модуля корпуса (26 футов x 8 футов x 9 дюймов) на противоударном основании.
- Основание модуля: Основание представляет собой сварную стальную раму с двутавровой балкой с креплениями для крепления двигателя.
- Проникновения: Сервисные соединения проникают в основание для всех служб двигателя, таких как электричество, воздух, масло, топливо, CO 2 или Галон .
- Защита: Кожух термически и акустически изолирован, чтобы обеспечить двигателю контролируемую среду.
- Впускная камера: передняя часть модуля отделена от кожуха двигателя перегородкой. Впускная камера считается чистой секцией модуля.Экран FOD на входе газовой турбины устанавливается в этой области в передней части двигателя, чтобы предотвратить попадание крупных посторонних предметов в компрессор.
- Кожух двигателя: кожух содержит собственно двигатель и выпускной патрубок и принимает воздух из охлаждающего канала модуля. Доступ к двигателю осуществляется через боковую дверь и верхний люк.
- Система обнаружения и тушения пожара: Система обнаружения и тушения пожара обеспечивает автоматическую противопожарную защиту газотурбинного двигателя и модуля.
- Компоненты системы обнаружения пожара включают в себя:
- Ультрафиолетовые датчики пламени, которые ищут пламя в зоне камеры сгорания.
- Датчики температуры, которые установлены на 400 o F для обнаружения возгораний вне зоны обзора УФ-детекторов.
- Ручная кнопка «ПОЖАР», которая может использоваться дежурным для активации пожарной системы.
- Компоненты системы пожаротушения включают:
- Банк первичного CO 2 баллонов для быстрого затопления модуля.
- Банк вторичного CO 2 для поддержания инертной атмосферы в модуле, если это необходимо.
- A CO 2 Переключатель блокировки разблокировки, расположенный на пультах управления. Этот переключатель позволяет оператору остановить автоматический ввод первичного CO 2 в модуль в случае ложной тревоги или присутствия персонала в модуле.
- Электронный сигнал пожарной остановки, используемый для остановки двигателя при обнаружении пожара ультрафиолетовыми датчиками пламени, переключателями температуры или ручной кнопкой пожарной сигнализации.Этот сигнал активирует последовательность остановки огня. Остановка огня инициирует следующие действия:
- «ПОЖАРНАЯ» сигнализация на пультах управления.
- Обеспечивает подачу топлива к двигателю.
- Останавливает вентилятор охлаждения модуля и закрывает вентиляционную заслонку.
- Выпускает CO 2 после 20-секундной задержки.
Рис.10: Узел модуля GTM
Рис.11: Основание модуля в сборе
Примечание по безопасности: входя в модуль, убедитесь, что система пожаротушения отключена, а на модуле и консолях управления размещены знаки, предупреждающие о том, что в модуле находится персонал.
Примечание: FFG, оборудованные системами галона.
- Функция: Отводит выхлопные газы двигателя в атмосферу, снижая при этом тепло и шум выхлопа.
- Выхлопной коллектор: Выхлопной патрубок направляет выхлопные газы в воздухозаборник. Зазор между выпускным коленом и воздухозаборником корабля вызывает эффект эдуктора, втягивающий охлаждающий воздух модуля в воздухозаборник.
- Воздухозаборный канал: Воздухозаборный канал для выхлопных газов изолирован для контроля тепла и шума при выходе выхлопных газов в атмосферу.
- Глушитель: Глушитель пластинчатого типа расположен в центре воздуховода. Эти глушители такие же, как и во впускном воздуховоде, но стационарно смонтированы.
- Выхлопные патрубки: Вытяжные патрубки расположены на самом верхнем конце вытяжного канала. Выхлопные эжекторы охлаждают выхлопные газы, смешиваясь с холодным окружающим воздухом, чтобы уменьшить инфракрасную сигнатуру корабля.
- Система подавления инфракрасного излучения пограничным слоем (BLISS): Крышки Bliss устанавливаются в верхней части каждой смесительной трубки для дальнейшего охлаждения отработанного воздуха путем смешивания его со слоями окружающего воздуха. Это достигается за счет использования нескольких жалюзи, расположенных под углом для создания эдукторного эффекта. Это позволяет холодному окружающему воздуху смешиваться с горячими выхлопными газами.
Рис.12: Выхлопная система GTM
- Назначение: Используется для удаления отложений грязи и соли с лопастей компрессора.
- Компоненты: Состоит из бака емкостью 40 галлонов и стационарного трубопровода для подачи промывочного раствора на вход компрессора.
- Порядок действий: В соответствии с PMS компрессор необходимо промыть для поддержания эффективности и предотвращения остановок компрессора.
Рис.13: Система промывки водой
- Источники: Отборный воздух потребителя отбирается из последней ступени компрессора на газотурбинных генераторах (ГТГ) и магистрали газовой турбины (ГТМ)
- Пользователи отбираемого воздуха: (СПАМ):
- Запуск или приведение в действие других газовых турбин.
- Воздух прерий для маскировки шума гребного винта.
- Воздух для защиты от обледенения для предотвращения обледенения на входе.
- Маскирующий воздух для маскировки шума корпуса главной силовой установки.
Рис.14: Основные вращающиеся детали LM2500
- Компоненты газогенератора:
- Секция компрессора: LM2500 имеет 16-ступенчатый компрессор с осевым потоком, состоящий из следующих компонентов:
- Статор компрессора: корпус компрессора, содержащий одну ступень входных направляющих лопаток (IGV), шесть ступеней регулируемых лопаток статора (VSV) и 10 ступеней неподвижных лопаток статора.
- IGV и лопатки статора 1-6 являются переменными, то есть имеют изменяемую геометрию. Угол атаки лопастей можно изменить, чтобы предотвратить остановку компрессора.
- Отборный воздух отбирается из компрессора для использования в судовой системе отбираемого воздуха и для внутреннего использования в двигателе.
- Камера сгорания:
- Камера сгорания кольцевого типа с 30 топливными форсунками и 2 искровыми воспламенителями.
- Около 30% воздуха из компрессора смешивается с топливом для поддержания горения. Остальные 70% используются для охлаждения и центрирования пламени внутри гильзы сгорания.
- Система зажигания вырабатывает искру высокой интенсивности для воспламенения топливно-воздушной смеси во время запуска. После запуска двигателя воспламенители больше не нужны и будут обесточены.
- Секция турбины высокого давления:
- Турбина высокого давления извлекает достаточно энергии из горячих расширяющихся газов для привода компрессора и вспомогательного привода.
- Турбина высокого давления представляет собой двухступенчатую турбину с осевым потоком, которая механически связана с ротором компрессора.
- Турбина высокого давления использует примерно 65% тепловой энергии камеры сгорания для привода компрессора и дополнительных устройств, установленных на двигателе.
- Дополнительный привод в сборе:
- Приводится через вал ротора компрессора через впускной редуктор, радиальный приводной вал и раздаточную коробку.
- Дополнительный редуктор обеспечивает монтаж топливного насоса, насоса смазочного масла, маслоотделителя и пневматического стартера.
- Силовая турбина:
- Конструкция: Силовая турбина представляет собой шестиступенчатую турбину осевого типа. Силовая турбина забирает оставшиеся 35% полезной энергии и использует ее для привода главного редуктора. Силовая турбина приводит в движение редуктор через высокоскоростной гибкий вал муфты и муфту в сборе.Гибкая высокоскоростная муфта компенсирует радиальное и осевое смещение между GTM и главным редуктором.
- Ротор компрессора: 16 ступеней подвижных лопаток, приводимых в движение турбиной высокого давления.
Рис.15: Вид компонентов LM2500
Газовые турбины: введение, типы, принцип работы и применение
В этой статье мы обсудим газовые турбины: — 1. Введение в газовые турбины 2. Типы газовых турбин 3. Используемое топливо 4. Типы компрессоров 5. Использование теплообменника 6. Газовая турбина с промежуточным охлаждением и повторным нагревом 7.Преимущества 8. Приложения.
Состав:
- Введение в газовые турбины
- Типы газовых турбин
- Топливо, используемое в газовых турбинах
- Типы компрессоров, используемых в газовых турбинах
- Использование теплообменника в газовых турбинах
- Газовая турбина с промежуточным охлаждением и повторным нагревом
- Преимущества газовых турбин
- Применение газовых турбин
1. Введение в газовые турбины:
Газовая турбина — это первичный двигатель, который вырабатывает энергию за счет сжигания топлива.Газовые турбины — это машины с осевым потоком, которые преобразуют тепло сгоревшего топлива в требуемую мощность или мощность на валу. Горячие газы претерпевают изменения импульса, когда они проходят через каналы, образованные стационарными и вращающимися лопастями.
Струя смеси горячих газов и воздуха обтекает кольца движущихся лопаток, установленных на валу, при этом скорость струи уменьшается. Его кинетическая энергия поглощается кольцами лопастей, сообщающих валу вращательное движение. Большая часть мощности, развиваемой ротором турбины, расходуется на привод компрессора, который подает воздух под давлением в камеру сгорания, а оставшаяся мощность используется для выполнения внешней работы.
Основной принцип работы газовой турбины аналогичен поршневому двигателю внутреннего сгорания. В обоих случаях воздух поступает в первичный двигатель, который сжимает воздух, и он нагревается в процессе сгорания, тем самым повышая давление, еще больше расширяется, и, наконец, расширенные продукты выпускаются через выхлоп.
Однако в случае поршневого двигателя внутреннего сгорания заряд периодически индуцируется в цилиндре двигателя.С другой стороны, поток рабочего тела в газовой турбине является непрерывным и плавным, за исключением газовой турбины с постоянным объемом или взрывного типа, которая сейчас обычно не используется.
Топливо, используемое для сжигания в газотурбинной установке, может представлять собой нефть, угольный газ, генераторный газ, доменный газ и даже пылевидный уголь или торф.
2. Типы газовых турбин:
Газовые турбины можно разделить на два основных типа:
(1) Постоянный объем или тип взрыва
(2) Постоянное давление или тип непрерывного горения
(1) Постоянный объем или тип взрыва:
Сгорание топлива в этом случае происходит с постоянным объемом.
На рис. 15-3 показан эскиз газовой турбины постоянного объема.
Воздух, забираемый из атмосферы, сжимается в компрессоре до давления 15 Н / см от 2 до 35 Н / см 2 и нагнетается в камеру сгорания через клапаны. Масло, которое хранится в топливном баке, закачивается в камеру сгорания через инжектор с помощью топливного насоса.
После этого впрыск прекращается, и свеча зажигания воспламеняет масло в присутствии воздуха.Воспламенение происходит при постоянном объеме, что приводит к взрыву, и во время этого давление внезапно повышается примерно до 10 Н / см от 2 до 145 Н / см 2 .
Это открывает выпускной клапан, через который текут продукты сгорания. При прохождении через выпускной клапан давление газообразных продуктов сгорания падает, но скорость значительно увеличивается.
Когда высокоскоростные газы проходят через кольца движущихся лопаток турбины, их скорость падает, придавая вращательное движение валу ротора импульсной турбины.Выпускной клапан остается открытым до тех пор, пока из камеры сгорания не выйдут продукты сгорания.
Лопасти ротора, клапаны и камера сгорания охлаждаются водой, циркулирующей в предусмотренных рубашках, так как поступает лишь небольшое количество избыточного воздуха. Этот тип газовой турбины имеет ряд недостатков. Скорость вращения вала турбины не постоянная, а скорее прерывистая.
Ряд клапанов, работающих автоматически, они необходимы для камеры сгорания.Помимо нефти, другие виды топлива, которые до сих пор использовались в турбинах этого типа, — это доменный газ и пылевидный уголь.
Турбина постоянного объема или взрывного типа работает по циклу Аткинсона. Теперь он устарел и был заменен типом постоянного давления.
(2) Турбина постоянного давления или непрерывного сгорания:
Это газовая турбина непрерывного действия. Он работает по циклу Джоуля или циклу Брайтрона.На рис. 15-4 показана установка, использующая этот тип турбины. Атмосферный воздух всасывается и сжимается компрессором, который обычно приводится в действие валом ротора турбины до давления от 15 Н / см 2 до 40 Н / см 2 .
Воздух с высокой температурой и давлением проходит через кольцевое пространство между стенками камеры сгорания и камеры смешения. Затем этот горячий воздух встречается и смешивается с горячими газами из горелки. Таким образом, видно, что количество воздуха, значительно превышающее количество воздуха, необходимое для сгорания масла в камере сгорания, подается компрессором.
Это связано с тем, что продукты сгорания горелки имеют очень высокую температуру и могут повредить лопатки и другие компоненты турбины. Подача избыточного воздуха значительно снижает температуру. Было замечено, что за счет этого избытка воздуха температура продуктов сгорания может быть понижена примерно до 600-800 ° C.
По мере того, как эта смесь горячих газов и избыточного воздуха проходит по различным кольцам движущихся лопаток турбины, она непрерывно расширяется, и в процессе этого давление падает, вызывая эквивалентное увеличение кинетической энергии.
Турбина приводит в действие компрессор и генератор. Часть мощности турбины, которая используется для приведения в действие компрессора, называется «обратной работой». Чистая мощность, доступная от газовой турбины, равна общей мощности, развиваемой турбиной, за вычетом мощности, необходимой для приведения в действие компрессора (т. Е. Обратной работы).
Компрессор потребляет около 75% энергии, вырабатываемой турбиной, и только оставшиеся 25% используются для привода генератора.
Газотурбинные установки постоянного давления далее подразделяются на установки открытого и закрытого цикла.
3. Топливо, используемое в газовых турбинах:
Газовая турбина может использовать топливо в камере сгорания трех различных видов:
(1) Жидкое топливо
(2) Топливо газообразное
(3) Твердое топливо.
В качестве жидкого топлива для газовой турбины используется дизельное топливо, топочный мазут, дизельное топливо для высокоскоростных двигателей и т. Д. Преимущества жидкого топлива заключаются в простоте обращения, меньшем пространстве для хранения и впрыскивании топлива, которое легко регулируется.Метанол можно использовать в качестве топлива для газовой турбины.
Используемое газообразное топливо: сжиженный нефтяной газ (СНГ), сжатый природный газ (КПГ). Преимущество газообразного топлива заключается в том, что оно легко смешивается с воздухом, меньше загрязняется и вызывает проблемы с коррозией или эрозией лопастей. Они также используют доменный газ с теплотворной способностью 2,82 МДж / м 3 .
Жидкое и газообразное топливо предпочтительнее для газовой турбины, потому что:
(I) Обладают высокой теплотворной способностью.
(II) Объем и вес топлива, необходимые для обеспечения выходной мощности, относительно невелики.
(III) Эти виды топлива легко сгорают в системе сгорания.
(IV) Это относительно чистые виды топлива.
Твердое топливо может использоваться в качестве топлива для газовой турбины, например, угольная пыль или опилки. Пылевидный уголь можно также использовать в качестве топлива в газотурбинной установке. Но он может содержать до 5-10 процентов от своего веса грязи в виде золы.
Если частицы золы проходят через турбину, лопасти последней могут быть заблокированы и даже повреждены. Использование твердого топлива с высокой летучестью и низким содержанием золы дает то преимущество, что его легко сжигать. Камера сгорания с псевдоожиженным слоем под давлением используется для сжигания пылевидного топлива.
Были проведены эксперименты по использованию суспензии уголь / вода, которая обеспечивает преимущество использования воды в качестве топлива за счет разрушения молекул воды и получения водородного топлива с высокой теплотворной способностью.Но исследования по углю / воде в качестве жидкого топлива ведутся.
4. Типы компрессоров, используемых в газовых турбинах:
Компрессоры используются в газотурбинной установке для сжатия среды.
Компрессор, используемый в газотурбинной установке, обычно роторного типа и может быть классифицирован как:
1. Центробежные компрессоры:
Основная характеристика центробежного компрессора показана на рис.15-18. Вращающийся элемент, известный как рабочее колесо, состоит из большого количества лопастей и установлен на валу компрессора внутри неподвижного корпуса. По мере вращения крыльчатки давление в этой области падает, и, следовательно, воздух входит через проушину и течет радиально наружу через лопасти крыльчатки, как показано на рис. 15-18.
Скорость и давление увеличиваются по мере прохождения воздуха через лопасти рабочего колеса. Затем этот воздух входит и проходит через сходящиеся каналы, образованные лопатками диффузора, где его скорость уменьшается, но давление увеличивается еще больше.
Другими словами, во время этой части потока энергия скорости преобразуется в энергию давления. Наконец, воздух под высоким давлением попадает в нагнетательную линию компрессора. Таким образом, видно, что в компрессоре этого типа воздух входит в осевом направлении, но выходит в радиальном направлении. Такая конструкция известна как одноступенчатое сжатие и подходит только для небольших соотношений давлений, например до 4: 1.
Для обеспечения высоких степеней давлений несколько таких компрессоров расположены последовательно.
2. Осевой компрессор:
В компрессорах этого типа, которые сейчас используются чаще, воздух течет в осевом направлении прямо от всасывания к нагнетанию. Принцип работы показан на рис. 15-19. Статор, в котором заключен ротор, снабжен кольцами лопастей.
По мере того, как воздух входит в показанном направлении, он проходит через попеременно расположенные статорные и лопаточные кольца ротора. При прохождении через каждую пару лопастных колец, образованных одним лопастным кольцом ротора и одним лопаточным кольцом статора, воздух последовательно сжимается.Наконец, воздух подается в указанном направлении.
3. Тип лопасти:
Он состоит из барабана, на котором установлено несколько лопаток таким образом, что они могут скользить внутри или снаружи против силы пружины. Они все время остаются в контакте с внутренней поверхностью корпуса нагнетателя. Пространство между корпусом и барабаном уменьшается от входа к выходу. Среда, находящаяся между любыми двумя лопастями на входе, продолжает уменьшаться в объеме и увеличиваться в давлении, когда достигает выхода.
4. Главный нагнетатель воздуха:
Компрессор состоит из двух роторов эпициклоидной формы. Каждый ротор закреплен на валу шпонкой. Два вала соединены между собой шестернями одинакового размера. Два ротора вращаются с одинаковой скоростью. Он работает так же, как шестеренчатый насос, где смесь на выходе находится под высоким давлением.
Эти компрессоры проще по конструкции и требуют меньшего обслуживания. У него сравнительно более долгий срок службы.Работает даже на меньшей скорости. Центробежный компрессор имеет плохие рабочие характеристики на более низких оборотах. Компрессор лопастного типа имеет проблемы износа наконечников лопастей.
5. Использование теплообменника в газовых турбинах:
На рис. 15-22 показан простейший вариант газотурбинной установки. Теперь выхлопные газы выходят из турбины при достаточно высокой температуре (около 430 ° C), намного превышающей температуру воздуха, выходящего из компрессора.Следовательно, большое количество тепла теряется в атмосфере.
Большую часть этого тепла можно утилизировать, установив теплообменник или регенератор, как показано на рис. 15-22, в котором выхлопные газы турбины нагревают сжатый воздух перед тем, как последний попадет в камеру сгорания. В этом случае на единицу массы воздуха потребуется меньше топлива, что повысит общую эффективность установки. Теплообменники разного размера подходят для разных целей.В авиационных целях используется только небольшой теплообменник, если он есть.
В крупных стационарных условиях газотурбинной установки, где вес или занимаемое пространство менее важны, используются теплообменники довольно большого размера. Агрегаты среднего размера используются в локомотивных или морских службах.
Эффективность теплообменника:
С помощью теплообменника воздух из компрессора может нагреваться от T 3 до T 2 , а горячие выхлопные газы охлаждаются, таким образом, от T 4 до T 1 (= T 5 ) .Но на практике воздух от компрессора нагревается только до некоторой точки 4 ‘, в то время как горячие выхлопные газы из турбины охлаждаются до 5’. Эффективность теплообменника определяется как отношение фактически переданного тепла к теплу, которое может быть передано в идеальных условиях. Другими словами КПД теплообменника —
6. Газовая турбина с промежуточным охлаждением и подогревом
:На рис. 15-26 показана схема установки, в которой сжатие воздуха происходит в два этапа.Промежуточный охладитель используется, когда используются высокие отношения давления для охлаждения воздуха из компрессора низкого давления перед входом в компрессор высокого давления, что снижает общую мощность, необходимую для сжатия. Хотя интеркулер снижает работу по сжатию, есть некоторая потеря давления. Но даже тогда это способствует общей экономике.
На рис. 15-27 показана газовая турбина с двухступенчатым расширением, как в турбине высокого и низкого давления, и газы, выходящие из турбины высокого давления, повторно нагреваются до той же температуры перед расширением или ниже, а затем направляются в турбину низкого давления.
Соотношение воздух-топливо в газовой турбине довольно высокое. Следовательно, продукты сгорания выбрасываются после расширения в турбине высокого давления, которые все еще богаты кислородом, и снова подвергаются сгоранию во второй камере сгорания непосредственно перед воздухом.
После повторного нагрева то же самое, что и перед входом в турбину высокого давления. Компрессоры могут приводиться в действие от турбины высокого давления (рис. 15-28) или турбины низкого давления.
На рис. 15-28 показана газотурбинная электростанция с промежуточным охладителем, промежуточным нагревателем и теплообменником для рекуперации тепла. Следует отметить, что хотя использование теплообменника, промежуточного охладителя и подогревателей дает некоторое повышение общей эффективности газотурбинной установки, это повышение достигается за счет увеличения веса и стоимости.
Иногда две турбины соединяются в тандеме (рис. 15-29), в котором сжатый воздух после прохождения через теплообменник разделяется на две части, каждая часть проходит через отдельную камеру сгорания непосредственно перед входом в каждую из двух турбин.
7. Преимущества газовых турбин
:Преимущества газовых турбин перед поршневыми двигателями внутреннего сгорания:
Газовая турбина имеет ряд преимуществ перед поршневым двигателем внутреннего сгорания.
Преимущества:
(1) При той же мощности удельный вес мощности, развиваемой газовой турбиной, составляет примерно одну треть от веса двигателя внутреннего сгорания с поршневым возвратно-поступательным движением.Это одна из причин того, что турбореактивные двигатели все чаще используются в самолетах.
(2) Стоимость топлива и смазки ниже.
(3) Можно использовать даже низкосортное топливо. В некоторых случаях сжигались даже уголь и торф.
(4) Мощность газовой турбины увеличивается, если температура рабочей жидкости на входе снижается. На больших высотах, где температура воздуха довольно низкая, мощность авиационной газовой турбины может поддерживаться в хорошем состоянии.С другой стороны, мощность двигателя внутреннего сгорания на большой высоте снизится.
(5) Зимой ночью, особенно в холодных регионах, необходимо принять меры для предотвращения замерзания в двигателях I.C., использующих водяное охлаждение, когда температура атмосферы падает до минусовых значений. Для этого обычно используется антифриз. Поскольку газовая турбина не использует воду, опасность замерзания отсутствует. С другой стороны, газовая турбина работает лучше, если температура атмосферы падает.
(6) Вибрации очень меньше.
(7) Меньше колебаний энергии.
(8) Он работает на высокой скорости.
(9) Имеет низкую удельную мощность.
(10) Есть плавная работа.
8. Применение газовых турбин:
Газовые турбины имеют широкое применение:
(1) Наддув:
Газовые турбины используются для наддува.Небольшая газовая турбина, работающая на горячих выхлопных газах, которая приводит в действие компрессор для авиационных бензиновых двигателей и тяжелых дизельных двигателей.
(2) Турбореактивные и турбовинтовые двигатели:
Каждый турбореактивный и турбовинтовой двигатель имеет газовую турбину. Турбина подает энергию только для привода воздушного компрессора в турбореактивных двигателях, тогда как в турбореактивных двигателях они могут приводить в действие гребной винт в дополнение к компрессору. Расширение газов может происходить только в одной турбине или в комплекте турбины низкого и высокого давления.Температуры, при которых должны работать такие турбины, находятся в диапазоне от 800 ° C до 1000 ° C.
(3) Морское поле:
Газовая турбина также может использоваться в морской отрасли. Они используются для приведения в движение кораблей или выработки энергии на корабле.
(4) Железнодорожный:
Газовые турбины также могут использоваться для движения рельсов.
(5) Дорожный транспорт:
Газовые турбины используются для тяжелых бронированных автомобилей, путешествующих на высоких скоростях.
(6) Производство электроэнергии:
Газовые турбины очень популярны для производства электроэнергии из-за возможности быстрого запуска и доведения до полной нагрузки и меньших затрат на установку и обслуживание. По сравнению с паровой электростанцией, газотурбинная электростанция требует гораздо меньше воды для определенного КПД.
(7) Отрасль:
Газовые турбины также используются в промышленных целях, например, для продувки воздухом доменных печей в сталелитейной, нефтяной и других химических отраслях промышленности.
Газовые турбины открытого цикла | IPIECA
Последнее рассмотрение темы: 1 февраля 2014 г.
Газовая турбина — это двигатель внутреннего сгорания, который работает с вращательным, а не возвратно-поступательным движением. Газовые турбины состоят из трех основных компонентов: компрессора, камеры сгорания и силовой турбины. В секции компрессора воздух всасывается и сжимается до 30-кратного давления окружающей среды и направляется в секцию камеры сгорания, где топливо вводится, воспламеняется и сжигается.Камеры сгорания могут быть кольцевыми, кольцевыми или силосными. Кольцевая камера сгорания представляет собой единую непрерывную камеру в форме пончика, которая окружает турбину в плоскости, перпендикулярной воздушному потоку. Кольцевые камеры сгорания аналогичны кольцевым камерам сгорания, однако они включают в себя несколько камер сгорания в форме банок, а не одну камеру сгорания. Кольцевая и кольцевая камеры сгорания основаны на технологии авиационных турбин и обычно используются для небольших приложений. Камера сгорания бункера имеет одну или несколько камер сгорания, установленных снаружи корпуса газовой турбины.Силосные камеры сгорания обычно больше кольцевых или кольцевых камер сгорания и используются для крупномасштабных операций.
Компрессор, камера сгорания и турбина соединены одним или несколькими валами и вместе называются газогенератором или газовой турбиной. Рисунки 1 и 2 [JR1] ниже иллюстрируют типичную конфигурацию и схему газотурбинного генератора.
Рис. 1. Конфигурация газовой турбины открытого цикла
Рисунок 2.Схема газовой турбины открытого цикла
Компрессор, камера сгорания и турбина соединены одним или несколькими валами и вместе называются газогенератором или газовой турбиной. Рисунки 1 и 2 [JR1] ниже иллюстрируют типичную конфигурацию и схему газотурбинного генератора.
Рис. 1. Конфигурация газовой турбины открытого цикла
Рис. 2. Схема газовой турбины открытого цикла
Технологическая зрелость
| Имеется в продаже ?: | Есть |
| Оффшорная жизнеспособность: | Есть |
| Модернизация Браунфилда ?: | Есть |
| Многолетний опыт работы в отрасли: | 5-10 |
Ключевые показатели
Область применения: | Турбины типового размера 5–375 МВт продаются различными производителями с более высокой эффективностью для более крупных моделей.Турбины меньшего размера обычно используются для морских применений из-за меньшего веса |
| КПД: | 35% — 40%, потенциально может достигать 46% (см. Альтернативы) |
| Ориентировочные капитальные затраты: | 389 долл. США / кВт (долл. США, 2005 г.) [3]. Блоки аварийного питания обычно имеют более низкий КПД и меньшие капитальные затраты, в то время как турбины, предназначенные для основной мощности, имеют более высокий КПД и более высокие капитальные затраты |
| Ориентировочные операционные расходы: | В зависимости от размера турбины общие нетопливные затраты на ЭиТО варьируются от 0.0111 долл. США / кВтч для турбины мощностью 1 МВт до 0,0042 долл. США / кВтч для газовой турбины мощностью 40 МВт |
| Описание типового объема работ: | Выбросы ПГ напрямую связаны с эффективностью газовой турбины. Новые машины обычно более эффективны, чем старые того же размера и общего типа, и поэтому производят меньше выбросов углекислого газа. Типичные выбросы углекислого газа от газовой турбины мощностью 40 МВт без рекуперации тепла, работающей с КПД 37 процентов, составляют 1.079 фунтов / МВтч [Ссылка 4]. |
| Время на проектирование и монтаж: | Несколько месяцев на проектирование и от нескольких недель до нескольких месяцев на строительство. Это также сильно зависит от местоположения и размера. Установка больших блоков в более удаленных местах может занять намного больше времени |
Драйверы принятия решений
| Технический: | Площадь основания: требуются размер, вес, площадь участка Профиль нагрузки установки должен быть относительно стабильным Турбины мощностью до 50 МВт могут быть промышленными или модифицированными авиационными двигателями, в то время как более крупные блоки мощностью до 330 МВт предназначены для конкретных применений Для морских турбин ключевыми факторами являются оптимальный размер и высокое отношение мощности к массе, а также доступность, надежность и прочность.Также требуется решение для большой турбины с соответствующим резервом или меньшего количества турбин для конкретных приложений |
| Оперативный: | Операторы должны быть обучены только работе с турбинами (обучение паровой системе не требуется) Зависит от цены топливного газа в сравнении с дополнительными капитальными затратами |
| Коммерческий: | Турбины большего размера работают с более высоким КПД, но не так эффективны, как система с комбинированным циклом.Негативные воздействия можно смягчить за счет использования альтернатив |
| Окружающая среда: | Зависит от области применения. Для газотурбинной электростанции мощностью 211 МВт [Ссылка 5]: |
Дополнительные комментарии
Можно использовать различные виды топлива. Природный газ является предпочтительным для большинства заводов, но можно использовать СНГ, нефтеперерабатывающий газ, газойль, дизельное топливо и нафту.Турбины с авиационным приводом и турбины с низким уровнем выбросов имеют более специфические требования к топливу.
Дополнительные комментарии
Можно использовать различные виды топлива. Природный газ является предпочтительным для большинства заводов, но можно использовать СНГ, нефтеперерабатывающий газ, газойль, дизельное топливо и нафту. Турбины с авиационным приводом и турбины с низким уровнем выбросов имеют более специфические требования к топливу.
Газовые турбины с высоким КПД
| Производитель | Модель | КПД простого цикла | КПД в смешанном цикле | Выработанная мощность (простая) (МВт) |
| Alstom | GT24 | 40 | 58.4 | 230,7 |
| Мицубиси | M501J | 41 | 61,5 | 327 |
| General Electric | 7FA | 38,5 | 58,5 | 216 |
| General Electric | LMS100 | 44 | 53,8 | 103 |
| Сименс | SGT6-8000H | 40 | 60,75 | 274 |
| Сименс | SGT6-2000E | 33.9 | 51,3 | 112 |
| Hitachi | H-25 | 34,8 | 50,3 | 32 |
Таблица 1. Модели высокоэффективных газовых турбин
Газовая турбина с воздушным промежуточным охладителем
Системы интеркулераработают над повышением эффективности за счет более высоких отношений давления в зоне сгорания. Это достигается путем разделения компрессорной установки на две части: компрессор низкого давления (LPC) и компрессор высокого давления (HPC).Впускной воздух сначала сжимается LPC, затем направляется в промежуточный охладитель, где давление поддерживается постоянным, но температура снижается. Затем воздух проходит через HPC и направляется в камеру сгорания. Поскольку температура воздуха в двигателе не может превышать заданную температуру из-за материала, используемого в турбине, традиционно существует ограничение на степень сжатия, поскольку сжатие газа увеличивает его температуру. Охлаждая воздух частично, но не теряя прироста давления, промежуточный охладитель позволяет произойти второму сжатию, позволяя воздуху в камере сгорания находиться в пределах температурных пределов, но с гораздо более высоким перепадом давления.Более высокое передаточное число заставляет турбину вырабатывать больше мощности при том же подаче топлива, повышая общий КПД турбины.
Примером новых инноваций в авиационной газовой турбине является турбина высокого давления (HPT) мощностью 35-65 МВт, разработанная GE [Ссылка 6]. LM6000 PG предлагает увеличение мощности простого цикла на 25% по сравнению со своим предшественником. Применения этих турбин включают нефтегазовые платформы, университетские когенерационные системы и промышленные парки с комбинированным циклом.Эти турбины предназначены для работы на частичной мощности, выдерживают перепады напряжения и имеют возможность более быстрого управления.
Операционные проблемы / риски
Газовые турбины — это сложные высокоскоростные компоненты с жесткими допусками на размеры, работающие при очень высоких температурах. Компоненты подвержены множеству потенциальных проблем. К ним относятся ползучесть, усталость, эрозия и окисление с ударным повреждением, проблема, возникающая при выходе из строя компонентов или после технического обслуживания. Ползучесть может в конечном итоге привести к отказу, но вызывает наибольшую озабоченность из-за изменений размеров, которые она вызывает в компонентах, подверженных нагрузке и температуре.Основная часть обслуживания — это проверка размеров и допусков. Усталость вызывает особую озабоченность в таких областях концентрации напряжений, как хвостовики лопаток турбины. Таким образом, регулярный осмотр и техническое обслуживание являются обязательными, особенно для газовых турбин, работающих в суровых условиях, например, на море [Ссылка 7]. Это будет включать электрические системы и системы управления в дополнение к самой газовой турбине.
Возможности / бизнес-пример
Общая тенденция развития газовых турбин заключается в сочетании более высоких температур и давлений.Хотя такие достижения увеличивают стоимость производства машины, более высокая стоимость с точки зрения большей выходной мощности и более высокой эффективности обеспечивает чистую экономическую выгоду. Промышленная газовая турбина — это баланс между производительностью и стоимостью, что приводит к наиболее экономичной машине как для пользователя, так и для производителя. Применения в нефтегазовой отрасли включают в себя компрессорные станции для трубопроводов природного газа в диапазоне 800–1200 фунтов на квадратный дюйм (5 516–8 274 кПа), необходимые для сжатия, а также для перекачки сырой и очищенной нефти по трубопроводам.Турбины мощностью примерно до 50 МВт могут быть либо промышленными, либо модифицированными авиационными двигателями, в то время как более крупные агрегаты мощностью примерно до 330 МВт предназначены для конкретных целей. Для электроэнергетических приложений, таких как крупные промышленные объекты, газовые турбины простого цикла без рекуперации тепла могут обеспечивать пиковую мощность в областях с ограниченной производительностью, а коммунальные предприятия часто размещают газовые турбины мощностью от 5 до 40 МВт на подстанциях для обеспечения дополнительной мощности и сети. поддерживать. Значительное количество систем когенерации на базе газовых турбин простого цикла эксплуатируется в различных сферах, включая добычу нефти, химикаты, производство бумаги, пищевую промышленность и университеты.
Примеры из практики
Газовые турбины с высоким КПД
Новая линейка высокоэффективных газовых турбин получила обозначение H-класса, и в настоящее время их выпускают несколько производителей. После обширного процесса проверки компания GE установила свою модель 9H в заливе Баглан в 2003 году. Эта новая модель повысила эффективность, позволив температуре обжига повыситься на 200 ° F (93,3 ° C) по сравнению с предыдущими моделями, потенциально достигнув 2600 ° F. (1426,7 ° С). С тех пор станция надежно обеспечивает до 530 МВт в национальную сеть Великобритании, работая с КПД более 60% (как часть системы комбинированного цикла) [Ссылка 8].
Другой производитель, Siemens, протестировал свою модель класса H, SGT5-8000H, при полной нагрузке в Ингольштадте, Германия, в 2008 году. Было показано, что КПД газотурбинной установки составляет 40% и является частью системы комбинированного цикла, достигающей мирового уровня. рекордная эффективность 60,75% [Ссылка 9]. Эта электростанция обеспечивает электроэнергией немецкую сеть с момента окончания периода испытаний, все с такой же эффективностью.
Системы, которые действительно демонстрируют все новые настройки, которые могут быть внесены для повышения эффективности, в настоящее время представляют собой только турбины класса H, которые имеют очень большую площадь основания и заданную мощность 375 МВт и выше.Однако технологии, лежащие в основе турбин класса H (усовершенствованные материалы, улучшенное охлаждение и т. Д.), Доступны и для небольших систем. Эти кейсы были выбраны, чтобы продемонстрировать, что все они эффективны и действенны.
Газовые турбины с воздушным промежуточным охладителем
КомпанияGE выпустила LMS 100, авиационный двигатель с чрезвычайно высоким КПД. Работая с КПД до 44% при полной базовой нагрузке, он вырабатывает более 100 МВт после 10-минутного пуска. Генераторная станция Гротон в Южной Дакоте была первым заводом, начавшим использовать LMS100, и успешно работает с 2006 года [Ссылка 10].Эта технология, в настоящее время доступная от GE, является новейшей и наименее проверенной технологией, указанной здесь. Тем не менее, благодаря успешному первоначальному тестированию и чрезвычайно высокой эффективности для простого цикла, это важная альтернатива, которую следует рассмотреть.
Артикул:- Рекомендации по проверке целостности и целостности морских газовых турбин (и основного приводного оборудования), ESR Technology Lts, для Руководителя по охране труда 2006 г., Отчет об исследованиях 430.
- Дэвис, Л. Б., и С. Х. Чернить. «Сухие системы сжигания с низким содержанием NOx для газовых турбин GE для тяжелых условий эксплуатации». GE Energy. N.p., n.d. Интернет. 26 июля 2013.
- Энергетические технологии. Newnes. С.59. ISBN 9780080480107
- Характеристики технологии: газовые турбины, анализ энергии и окружающей среды (ICF), декабрь 2008 г.
- Отчет о затратах, данные о затратах и производительности для технологий производства электроэнергии, подготовленный для Национальной лаборатории возобновляемых источников энергии, Black & Veatch, февраль 2012 г.
- Aeroderivative Technology: более эффективное использование технологии газовых турбин, Wacke, A, General Electric, DRAFT — 2010 — 15 января.
- Уолл, Мартин, Ли Ричард и Фрост, Саймон. Рекомендации по проверке и целостности морских газовых турбин (и основного приводного оборудования). Отчет об исследованиях, 430, ESR Technology Ltd for the Health and Safety Executive, 2006.
- «Электростанция Баглан Бэй, Кардифф, Уэльс, Великобритания». Журнал Power. Июль Август. Лучшие растения (2003): 45-47
- Siemens.«Высокопроизводительная газовая турбина Siemens серии SGT-8000H H-класса: Power-Gen International 2011 — Лас-Вегас, Невада». www.energy.Siemens.com. 15 декабря 2011 г. Интернет. 26 июля 2013.
- Реале, Майкл Дж. И Джеймс К. Прочаска. «Новая высокоэффективная газовая турбина простого цикла — LMS100 компании GE». . Комитет по промышленному применению газовых турбин, 14 октября 2005 г. Web. 29 июля 2013.
Моделирование внепроектных характеристик судовой газовой турбины на основе оптимального планирования регулируемых лопаток статора
Как одна из антипомпажных методик, схема регулировки VSV в нерасчетных условиях оказывает значительное влияние на характеристики газовых турбин.В этой статье одномерная характеристика программы расчета компрессора встроена в нулевую общую модель газовой турбины, которая заменяет исходный модуль характеристик компрессора. На основе взаимосвязи сборки реальных компонентов морской газовой турбины спроектирована архитектура библиотеки модульных моделей, а интегрированная платформа моделирования морской газовой турбины разработана с использованием программного обеспечения MATLAB / GUI. Влияние первых 3-х рядов регулируемых лопаток статора 9-ступенчатого осевого компрессора, работающего в одиночку, на производительность компрессора при различных скоростях и разных углах было проанализировано программой расчета характеристик компрессора HARIKA.Принимая во внимание экономичность и стабильность газовой турбины в качестве цели оптимизации, была проведена оптимизация схем регулирования первых трехступенчатых лопаток статора при различных рабочих условиях. Рассчитаны установившиеся рабочие параметры при каждом рабочем режиме газовой турбины выработки электроэнергии с регулируемым лопаточным режимом статора или без него. Результаты исследования могут служить ориентирами для схемы наладки ВСЗ на непроектные условия эксплуатации газовой турбины.
1. Введение
Компрессор, являясь важной частью газовой турбины, должен иметь высокую производительность, достаточный запас прочности и более высокий КПД [1]. В нестабильных условиях, чтобы избежать перехода в нестабильное рабочее состояние и обеспечить достаточные требования к рабочим характеристикам, технология компрессоров с изменяемой геометрией стала основным направлением. Согласование и регулировка компрессора с изменяемой геометрией напрямую определяет рабочие характеристики газовой турбины.Чтобы повысить эффективность работы газовой турбины и улучшить согласование между компрессором и газовой турбиной, вопрос о том, как отрегулировать угол лопаток статора, станет проблемой, с которой придется столкнуться исследователям. По сравнению с экспериментальным методом определения схемы регулирования регулируемых стационарных лопастей, использование метода моделирования не только позволяет сэкономить значительные трудовые и материальные ресурсы, но также позволяет за короткое время определить разумную схему регулирования регулируемых стационарных лопастей.
Сегодня газовые турбины развиваются в направлении сложности, масштабирования и диверсификации. Процесс моделирования газовой турбины усложняется [2]. Многие исследователи в стране и за рубежом проводили исследования в этой области. В конце 1990-х Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА), объединенные авиалинии, университеты и правительственные учреждения предложили платформу численного моделирования двигательной системы (NPSS). Эта платформа, использующая алгоритм моделирования и технологию соединения дисциплины, которая может свободно масштабировать и изменять размеры, глубоко раскрывает сложный поток внутри двигателя внутреннего сгорания и взаимоотношения между компонентами и реализует детальное моделирование всей машины [3, 4] .Блок-схема моделирования высокоточного моделирования компонентов на основе структуры NPSS показана на рисунке 1. NPSS в основном содержит пять ключевых технологий: () стандартный интерфейс данных; () с использованием гибкой модульной объектно-ориентированной структуры программы; () моделирование и анализ конкретного физического процесса авиационного двигателя в соответствии с потребностями конкретного физического процесса; () мультидисциплинарные интегрированные технологии; и () высокопроизводительные технологии параллельных и распределенных вычислений [5].
Российский центральный научно-исследовательский институт авиационных двигателей (ЦИАМ) разработал компьютерный симулятор газотурбинного двигателя (CGTES) для поддержки программы CT3 (Технология испытаний турбинных двигателей) [6].CGTES — это независимая вычислительная система, предназначенная для разработки авиационных двигателей. Система моделирования может рассчитывать установившиеся и переходные параметры. Нормальная работа программы контролируется специальной системой ввода заданий. Однако на точность такого рода технологии моделирования в основном влияет создание модели потерь и выбор эмпирического коэффициента.
Непроектные характеристики судовых газовых турбин имеют большое значение для экономичности и устойчивости судов.В качестве одной из мер защиты компрессора от помпажа можно использовать регулируемую лопатку статора (VSV) для изменения угла установки каскада при изменении рабочих условий для улучшения характеристик компрессора в нерасчетных условиях [7–11] .
Технология VSV имеет долгую историю и используется в различных применениях газовых турбин. В начале 1940-х годов в первом германском турбореактивном двигателе Jumo004 была применена технология VSV [12]. На Рисунке 2 показаны номера ступеней VSV и общее количество ступеней в нескольких поколениях компрессоров авиационных двигателей.
В области наземной энергетики и судовых газовых турбин также широко используется технология VSV [13, 14]. На производствах американской компании GE, газовой турбине типа 9FA и одноосной газовой турбине типа PG6541, используются входные направляющие лопатки, в то время как швейцарская компания Sulzer использует технологию VSV в своих осевых компрессорах серии AV. Как типичный случай для судовых газовых турбин, семь верхних ступеней газовой турбины LM2500 — входная направляющая лопатка и 16-ступенчатые лопатки статора — это регулируемые лопатки статора [15, 16].Hu et al. разработали метод расчета характеристик многоступенчатого осевого компрессора, основанный на учете потери потока осевого компрессора и модели угла запаздывания, сочетающей ступенчатую примитивную модель лопаток [17–20]. А на основе генетического эволюционного алгоритма турнира получен двухцелевой алгоритм генетической оптимизации. Чжан и Рен изучали влияние регулировки VSV на производительность компрессора методом эксперимента. Для улучшения соотношения ступеней согласования и повышения производительности компрессора введена экспериментальная процедура регулировки угла установки [21].
Изучив статус исследований, мы можем узнать, что текущие исследования VSV в основном сосредоточены на влиянии VSV на производительность компрессора. Исследования влияния VSV на производительность всей газовой турбины относительно немногочисленны. Исследования по регулировке VSV в основном сосредоточены на производительности компрессора, а исследования производительности всей газовой турбины относительно меньше. На фоне интегрированного моделирования газовой турбины метод моделирования исследования определенной части газовой турбины с различных точек зрения постепенно совершенствуется за счет использования ресурсов интегрированного моделирования.Направляя внимание на упомянутую выше проблему, в данной статье в качестве объекта исследования берется одна трехвальная судовая газовая турбина для генерации, применяется идея модульного моделирования, устанавливается общая имитационная модель (0-1D) газовой турбины с переменным размером с учетом переменной геометрии. компрессора и оптимизирует схему регулировки трех верхних ступеней регулируемых лопаток статора компрессора низкого давления, а также тщательно изучено влияние регулируемых лопаток статора на установившиеся характеристики газовой турбины.Основное содержание статьи состоит в следующем.
Разработайте интегрированную платформу моделирования для судовых газовых турбин и создайте библиотеку имитационных моделей, включая компрессор, камеру сгорания, турбину, ротор и объем. В соответствии с характеристиками компрессора с изменяемой геометрией создайте новые модули характеристик компрессора и интерфейсные модули.
Создана имитационная модель турбины с переменным размером с учетом компрессора с изменяемой геометрией.
С точки зрения производительности всей газовой турбины, принимая в качестве параметра оптимизации три верхних класса регулируемых лопаток статора компрессора низкого давления, экономическая эффективность и стабильность газовой турбины в различных рабочих условиях оптимизированы. .Результаты показывают, что оптимизированная схема регулировки регулируемой лопатки статора может улучшить производительность газовой турбины.
2. Методология
2.1. Интерфейсный модуль для совместной работы
Как основная часть модели компрессора с переменной геометрией, интерфейсный модуль компрессора является ключом для обеспечения передачи данных между нульмерными моделями и программой расчета одномерных характеристик. Весь интерфейсный модуль был построен с помощью S-function / MATLAB.Функция модуля интерфейса компрессора в основном состоит из двух частей: () для вызова программы расчета производительности одномерного компрессора и () для завершения обновления и передачи данных входных и выходных файлов одномерной вычислительной программы.
Процесс совместной работы показан на рис. 3. Когда начинается моделирование, скорость вращения и степень сжатия компрессора могут быть получены с помощью модуля ротора и модуля объема. Также будут указаны коэффициент расхода и значение регулировки статического раскрытия лопасти.
Когда Simulink работает, он сначала входит в фазу инициализации моделирования. На этом этапе решающая программа определяет все параметры модуля через функцию обратного вызова и передает ширину сигнала, тип данных и номер состояния. Между тем, также определяются порядок выполнения, начальное значение и время выборки каждого модуля.
Наконец, перед фазой цикла моделирования выполняются другие задачи фазы инициализации. После входа в цикл моделирования, решающая программа Simulink вычисляет выходной сигнал каждого модуля в соответствии с заранее определенным порядком и использует функцию обратного вызова для вычисления состояния модуля в текущее время выборки, обновления значения дискретного состояния и вычисления дифференциального значения и выходных данных. значение соответствующего модуля.
После фазы цикла моделирования, решающая программа Simulink вызывает функцию обратного вызова, чтобы освободить пространство памяти системы, и выполняет другие задачи, которые необходимо выполнить после завершения этапа моделирования.
Входные файлы HARIKA включают в себя следующее: условия импорта компрессоров с изменяемой геометрией (т.е. общее давление импорта, общая температура импорта и угол воздушного потока), относительная скорость, основной геометрический размер на всех уровнях и такие параметры, как открытие переменной статической лопасти.
Выходной файл в основном включает параметры характеристик компрессора, включая степень сжатия, расход, скорость и эффективность, которые рассчитываются программой расчета характеристик компрессора.
2.2. Математическая модель морской газовой турбины с компрессором переменной геометрии
2.2.1. Одномерная характеристика компрессора с переменной геометрией Модель
При изменении нескольких регулируемых углов лопаток статора характеристики компрессора изменяются под разными углами.Таким образом, использование только нулевого моделирования не может удовлетворить потребности моделирования. Одномерное моделирование в основном связано с моделью потерь компонентов, моделью обратного угла вращающихся частей и некоторыми эмпирическими коэффициентами. Следовательно, программа одномерного расчета производительности компрессора может точно отражать характеристики компрессора с изменяемой геометрией.
В этой статье алгоритм HARIKA использовался для расчета одномерной характеристики компрессора. Основанный на большом количестве тестовых данных, алгоритм HARIKA использует статистическую взаимосвязь характеристик синтеза стадии для определения параметров стадии в нестандартных условиях.Алгоритм был модифицирован эмпирически по высоте лопатки, а также эмпирически модифицирован для различных характерных параметров типа лопатки. После получения общего перепада давлений и эффективности одной ступени компрессора дополнительно получают треугольник скоростей на выходе этой ступени. Используя треугольник скоростей в качестве входного параметра следующей ступени компрессора, параметры на выходе следующей ступени получают тем же методом. Характеристики всего компрессора можно получить, повторив этот процесс.Алгоритм больше подходит в качестве программы расчета характеристик компонентов компрессора с изменяемой геометрией.
На рис. 4 показаны экспериментальные и расчетные характеристики компрессора. Результаты показывают, что максимальная погрешность эксперимента и расчета составляет 4,8%.
2.2.2. Расчет производительности компрессора
В зависимости от температуры на входе компрессора и степени давления компрессора мы можем определить логарифмическое соотношение на выходе компрессора.Затем мы определяем энтальпию на выходе из компрессора и можем рассчитать температуру на выходе и мощность компрессора.
Конкретный процесс расчета выглядит следующим образом:
2.2.3. Модель камеры сгорания
В процессе создания модели сгорания мы всегда рассматриваем камеру сгорания как однородное поле.
для давления на выходе из камеры сгорания и для температуры на входе и выходе из камеры сгорания; ,, — расход на входе и выходе из камеры сгорания и количество впрыскиваемого топлива; и — объем камеры сгорания и показатель адиабатики камеры сгорания; и — удельные энтальпии на входе и выходе из камеры сгорания; — низкая теплотворная способность топлива; — удельная теплоемкость при постоянном давлении объема камеры сгорания.
2.2.4. Модель турбины
Модуль турбины аналогичен модулю компрессора, а математическая модель выглядит следующим образом:
где — температура на входе в турбину; и — давление турбонаддува на входе и выходе; скорректированная частота вращения турбины; — частота вращения ротора турбины; коэффициент расширения турбины; — массовый расход с поправкой на турбину; КПД турбины.
2.2.5. Модель ротора
Согласно теореме о моменте количества движения произведение угловой скорости ротора на момент инерции равно всему внешнему крутящему моменту на роторе.
где — инерция ротора; крутящий момент турбины; крутящий момент компрессора; — момент механических потерь; — момент нагрузки; мощность турбины; — потребляемая мощность компрессора; — мощность механических потерь; — нагрузка по потере мощности.
2.2.6. Объемный модуль Модель
При соединении основных компонентов газовой турбины проточное пространство объемного модуля можно рассматривать как глобальное. В этом объеме скорость потока рабочей жидкости высока, а время удерживания короткое, поэтому мы предполагаем, что среда теплопередачи и давление импорта и экспорта равно нулю, и предполагаем центральное давление вместо среднего давления рабочей жидкости внутри. громкость.По принципу сохранения массы существует следующая зависимость: где — объемная температура на входе; — объемное внутреннее среднее давление; и — объемные импортные и экспортные потоки.
3. Применение, результаты и анализ
В этой статье в качестве физической модели используется трехосная газовая турбина определенного типа (как показано на рисунке 5). Технические характеристики газовой турбины при стандартных статических условиях ISA на уровне моря приведены в таблице 1.Результаты сравнения различных параметров газотурбинного двигателя, используемого в судовой энергетике, показаны на рисунках 12-15 и в таблице 3.
| |||||||||||||||||
3.1. Имитационная модель газовой турбины
В среде MATLAB / SIMULINK была построена имитационная модель переменной удельной теплоемкости трехвальной газовой турбины, которая включает компрессор, камеру сгорания, турбину, объем, ротор и контроллер двигателя, что показано на рисунке. на рисунке 6.
3.2. Оптимизированная схема VSV для судовой газовой турбины
Основываясь на общих характеристиках газовой турбины, в этой части документа были рассмотрены переменные размеры (0-1) компрессора с изменяемой геометрией общей имитационной модели газовой турбины с целью оптимизации экономичность газовой турбины, принимая углы изменяемой лопатки статора в качестве оптимизированных переменных. В процессе выбора оптимизированных переменных регулируемые углы регулируемой лопатки статора были приняты в качестве оптимизированных переменных для улучшения конструкции схемы регулировки лопаток статора.Целью оптимизации является экономия газовой турбины, удельным показателем измерения которой является уровень расхода топлива и КПД во время работы газовой турбины. КПД газовой турбины определяется по следующей формуле: где — массовый расход топлива; — низшая теплотворная способность топлива; мощность турбины.
В то же время, запас по помпажу следует также учитывать в целях оптимизации схемы оптимизации, и запас по помпажу определяется следующим образом:
В этой статье есть 3 ступени регулируемых лопаток статора.Принимая во внимание комбинацию трех переменных оптимизации и правил выбора переменных оптимизации, в данной статье используется схема оптимизации алгоритма дерева обхода (рисунок 7) для оптимизации общей производительности газовой турбины в различных условиях.
В схеме оптимизации, показанной на рисунке 7, процесс оптимизации многоступенчатой переменной степени открытия лопатки статора можно увидеть в процессе дерева перемещения. Когда лопатки регулируемого статора нулевой ступени принимают значение в своих пределах, лопатки регулируемого статора первой ступени принимают все значения степени открытия в своем диапазоне; в то же время, когда определяется степень открытия лопаток регулируемого статора первой ступени, лопатки регулируемого статора третьей ступени также могут выбираться путем обхода.А количество комбинаций степеней открытия многоступенчатых регулируемых лопаток статора в окончательной схеме оптимизации равно количеству всех листовых узлов в «дереве».
Из-за объема переменных оптимизации и ограничения правил выбора общее количество всех комбинаций степеней открытия все еще находится на приемлемом уровне. В то же время, учитывая сложность взаимосвязи между переменной оптимизации и целью оптимизации, можно обнаружить, что проблема оптимизации имеет очевидную унимодальность в процессе оптимизации.В каждой ступени регулируемой лопатки статора всегда существует цель оптимизации, соответствующая степени открытия в диапазоне ее степени открытия, которая является оптимальным значением, демонстрирующим одномодальное явление. Согласно закону, мы можем значительно сократить количество комбинаций переменных степеней открытия лопаток статора и упростить процесс оптимизации.
3.3. Результаты оптимизации и анализ
Закон регулируемого регулирования регулируемых лопаток статора компрессора низкого давления был оптимизирован в различных нестандартных точках газовой турбины.В таблице 2 показаны результаты оптимизации.
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||