Научно-технический прогресс газотурбинных установок магистральных газопроводов

Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

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

Кафедра транспорта и хранения нефти и газа









РЕФЕРАТ

По дисциплине: Газотурбинные установки

На тему: Научно-технический прогресс газотурбинных установок магистральных газопроводов

























Санкт-Петербург

2010 год


Содержание



	Введение

	1. История развития ГТД

	1.1 Россия

	1.2 Германия

	1.3 Англия

	2. ГТД наземного и морского применения

	2.1 Механический привод промышленного оборудования

	2.2 Привод электрогенераторов

	2.3 Применение в морских условиях

	3. Основные типы наземных и морских ГТД

	3.1 Стационарные ГТД

	3.2 Наземные и морские ГТД, конвертированные из авиадвигателей

	4. Основные мировые производители ГТД

	4.1 Основные российские производители ГТД

	5. Основы рабочего процесса ГТД

	6. Применение сложных циклов в ГТД

	7. Основные параметры наземных и морских приводных ГТД

	8. Особенности требований к приводным ГТД для ГПА

	8.1 Требования к характеристикам ГТД

	8.2 Требования к ресурсам и надёжности

	8.3 Требования к габаритам и весовым характеристикам

	8.4 Используемые ГСМ

	8.5 Требования экологии и безопасности

	Заключение

	Список использованной литературы

	

	
Введение



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

- энергетические ГТД ~ 91%;

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

- ГТД для привода судовых движителей ~ 4%.





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



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





Рис. 1.2. Классификация реактивных двигателей.


Среди реактивных двигателей можно выделить две основные группы.

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

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

В свою очередь, ВРД подразделяются на две основные подгруппы.

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

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

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

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




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

газотурбинный механический привод электрогенератор

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




1. История развития ГТД



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

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

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



(ηсж – ηрасш)min ≥ 



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



1.1 Россия



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






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



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

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

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

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

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

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

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

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

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

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





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



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

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

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

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





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



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

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

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

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

Следует отметить, что первые отечественные двухконтурные двигатели начали создаваться в 1950-х гг. в других ОКБ. Это двигатели Д-20 конструкции П.А. Соловьёва и НК-6 конструкции Н.Д. Кузнецова, представлявшие собой двухвальные ТРДД со степенью двухконтурности 1,5 и 2,0 и с форсажом в наружном контуре. Двигатели НК-6 и Д-20 не производились серийно, но они послужили базой для создания многих хорошо известных ТРДД и ТРДДФ различного назначения, выпускавшихся большими сериями: Д-20П, Д-30, Д-30КУ/КП, Д-30Ф6, НК-8, НК-86, НК-144-22, НК-32.

Первым отечественным серийным ТРДД был двухвальный Д-20П конструкции П.А. Соловьёва, прошедший 100-часовые испытания в декабре 1959 г. и оснащавший самолёт Ту-124.





Рис. 5. Схемы ТРД РТД-1 и РД-1 конструкции А.М. Люльки



Выдвинутая еще в предвоенные годы техническая идея А.М. Люльки во второй половине XX века была широко реализована во всем мировом авиадвигателестроении ТРДД стали доминирующими как в гражданской, так и в военной авиации.

Бесспорно, что российские ученые и конструкторы, и прежде всего - Б.С. Стечкин, В.В. Уваров, А.М. Люлька, В.Я. Климов, С.К. Туманский, В.А. Добрынин, Н.Д. Кузнецов, П.А. Соловьев, С.П. Изотов, внесли выдающийся вклад в развитие современного мирового газотурбинного авиадвигателестроения.

В послевоенные годы развитие отечественной газотурбинной авиационной техники, опираясь на собственные предшествующие исследования и разработки, а также на изучение трофейных немецких и закупленных английских ТРД, шло широким фронтом и высокими темпами во многих двигателестроительных КБ.

Наряду с развитием ТРД отечественных конструкций в конце 1940-х гг. стали серийно выпускаться ТРД с осевыми и центробежными компрессорами:

- РД-10 (Юмо-004) с тягой 920 кгс - выпускался в Уфе в 1946-1949-х гг. для истребителей Як-15, -17, -19; Лa-150, -152, -156; Су-9;

- РД-20 (BMW-003) с тягой 800 кгс - выпускался в Казани в 1945-1954-х гг. для истребителей МиГ-9, И-300, И-301Т;

- РД-500 (Дервент V) с тягой 1590 кгс - выпускался в Москве на заводе № 500 (ММП им. Чернышева) в 1947-1950-х гг. и в Запорожье в 1956 г. для самолетов Лa-15, Як-23, Су-13, Лa-180, Ту-14;

- РД-45 и РД-45Ф (Нин-1 и Нин-2) стягами 2040 и 2270 кгс - выпускались в Уфе в 1947-1955-х гг. и в Запорожье в 1953-1958-х гг. для самолетов МиГ-15, Су-15, Ла-168, -176, И-20 (КБ Микояна).

В один и тот же день, 27 апреля 1946 г., совершили первые полеты реактивные истребители Як-15 и МиГ-9. В конце 1947 г. первый полет совершил знаменитый истребитель МиГ- 15 с двигателем РД-45Ф.

В 1949 г. под руководством В.Я. Климова на базе двигателей Нин-1 и Нин-2 создан ТРД ВК-1 с тягой 2700 кгс, а в 1951 г. - ТРДФ ВК-1Ф с тягой 3380 кгс. Суммарный выпуск этих двигателей в период с 1949 по 1958 гг. составил 20 000 штук.

В период 1945-1946 гг. на территории Восточной Германии под руководством советского представителя Н.М. Олехновича дорабатывались и развивались модификации двигателей BMW-003 и Юмо-004. Это был ТВД BMW-109-028 (начало проектирования - 1940 г.) с двенадцатиступенчатым осевым компрессором, четырехступенчатой турбиной, с редуктором и двухрядным винтом противоположного вращения мощностью 7940 л.с., а также ТРД BMW-109-018 с трехступенчатой турбиной и тягой 3400 кгс.

С конца 1946 г. на заводе № 2 в Куйбышеве (Самара) с участием переведенных в ноябре 1946 г. немецких специалистов испытывались и дорабатывались два основных двигателя: ТРД BMW-018 с тягой 3400 кгс и ТРД Юмо-012 с тягой 3000 кгс (рис. 9). Первоначально эти двигатели разрабатывались и испытывались в 1946 г. в Германии в г. Штасфурте (главный конструктор К. Престель) и в г. Дессау (главный конструктор А. Шайбе).

Если BMW-018 использовался как экспериментальный и учебный, то Юмо-012 развивался и стал базой для создания ТВД ТВ-022 мощностью 5100 л.с. На двигателе ТВ-022 были сконцентрированы все силы завода № 2, после того как прибывший в мае 1949 г. из Уфы новый главный конструктор Н.Д. Кузнецов сменил на этом посту Н.М. Олехновича.

В 1950 г. прошел 200-часовые испытания ТВД ТВ-022, получивший позднее обозначение ТВ-2. В 1951 г. он был форсирован до 6250 л.с. и назван ТВ-2Ф. С двумя спаренными ТВ-2Ф опытный дальний тяжелый бомбардировщик Ту-95-1 выполнил шестнадцать полетов до катастрофической поломки редуктора 11 мая 1953 г.

В ноябре 1953 г. немецкие специалисты вернулись в ГДР в г. Пирна, где до 1960 г. под руководством д-ра Р. Шейноста создали ряд модификаций: ТРД Пирна-014, -020 и ТВД Пирна-018 (с тягами 3160…3730 кгс и мощностью 3680 л.с.).

В связи с катастрофой ТВД ТВ-2Ф было ускорено создание нового, самого мощного в мире ТВД НК-12. Он имел мощность 12500 л.с., четырнадцатиступенчатый компрессор на  = 9,5 и пятиступенчатую турбину с К. НК-12 прошел 100-часовые государственные испытания 25 декабря 1954 г. А 19 июня 1956 г. прошла госиспытания модификация ТВД НК-12М мощностью 15000 л.с. Двигатели НК-12 и НК-12М устанавливались на самолеты Ту-95, Ту-126, Ту-142, Ту-114, Ан-22 ("Антей") и экраноплан.

Такова история создания первых опытных и серийных отечественных авиационных ТРД и ТВД.

В середине 1950-х гг. создаются двигатели второго поколения. Из них наиболее выдающиеся ТРД и ТРДФ - РД-9Б, АЛ-7Ф, Р11-300, РД-3М, ВД-7, ТВД НК-12, АИ-20.





Рис. 6. Схемы ТРД из патентов Ф. Уиттла и Г. фон Охайна



В 1960-е и вначале 1970-х годов в эксплуатации появляются ТРДД - это Д-20П, Д-30, Д-30КУ/КП, НК-8-4, НК-8-2У, НК-144 и высокопараметрические ТРДФ АЛ-21Ф и Р27, -29-300.

Все эти двигатели относятся к двигателям третьего поколения с относительно высокими параметрами цикла  = 12…20, К и охлаждаемой турбиной.

С середины 1970-х годов по 1990-е годы в СССР созданы ряд выдающихся двигателей четвертого поколения — первые двигатели с большой степенью двухконтурности Д-36, Д-18, ПС-90А, а также военные ТРДДФ Д-30Ф6, НК-32, РД-33 и AЛ-31Ф, характеризующиеся высокими параметрами цикла  = 20…37, К, освоением новых технологий и материалов.

В середине 1980-х гг. начато создание двигателей пятого поколения — ТВВД НК-93 и Д-27 (с капотированным и открытым вентилятором) и ТРДДФ AЛ-41Ф, доводка которого продолжается. Более подробно параметры и конструктивный облик поколений ГТД приведены в табл. 1.




1.2 Германия



Пионерами развития турбореактивного авиадвигателестроения в Западной Европе были Фрэнк Уиттл (1907-1996) в Англии и Ганс фон Охайн (1911-1998) в Германии. Ф. Уиттл приблизительно на пять лет раньше Г. фон Охайна начал оформление концептуальной идеи ТРД (рис. 1.24) и ее патентование. Однако испытания первых двигателей-демонстраторов HeS 1 и W.U.-1 начались приблизительно в одно и то же время — в марте и апреле 1937 г.

Общим для обоих энтузиастов, создававших первые в мире работающие ТРД, было то, что первые расчеты и проекты они сделали еще в студенческие годы Ф. Уиттл в возрасте 22 лет на четвертом курсе колледжа Королевских ВВС в Корнуэлле, а затем на курсах инструкторов летной школы в Уиттеринге (1928 - 1929), а Г. фон Охайн также в возрасте 22 лет, при окончании Геттингенского университета (1933—1934).

Г. фон Охайна с 3 апреля 1936 г. работал по контракту с Э. Хейнкелем. И первый полет только на реактивной тяге был совершен на самолете Не-178 с двигателем его конструкции 27 августа 1939 г. — двигатель HeS3B с тягой 450 кгс (рис. 7). Несмотря на это Г. фон Охайну так и не удалось создать массовый серийный ТРД.








	Рис. 8. Конструктивная схема ТРД Юмо-004

	

	Наибольших успехов при создании первого массового серийного реактивного двигателя Юмо-004 (рис. 8) добился другой немецкий конструктор австрийского происхождения Анслем Франц (1900 - 1994). Он получил образование в Техническом университете г. Граца, а затем в докторантуре Берлинского университета. В 1936 г. А. Франц поступил в фирму "Юнкере" (г. Дессау). Он возглавлял отдел нагнетателей, когда в 1939 г. его назначили руководителем проекта ТРД Юмо-004.

	В отличие от проектов Ф. Уиттла и Г. фон Охайна, основанных на применении центробежных компрессоров, для двигателя Юмо-004 была выбрана осевая схема компрессора, имеющая выигрыш по лобовой производительности и КПД.

	Аэродинамика восьмиступенчатого компрессора на расход воздуха 21,2 кг/с и = 3,14 была основана на работах Института Аэродинамики в г. Геттингене. Компрессор проектировал доктор Энке. Наивысший КПД компрессора составлял 82 %, а в рабочих точках 75…78 %. Турбина с КПД 79...80 % создавалась на основе опыта разработки паровых турбин в AEG (г. Берлин). Признавая превосходство кольцевой камеры сгорания, А. Франц выбрал камеру с жаровыми трубами для ускорения доводки.

	Первый запуск Юмо-004А состоялся весной 1940 г., а в январе 1941 г. двигатель был выведен на полные обороты n = 9000 об/мин с тягой 430 кгс. Тяга 1000 кгс была получена лишь в декабре 1941 г. Летные испытания опытного Юмо-004А начались 15 марта 1942 г. на летающей лаборатории Me-100. Первый полет (только на реактивной тяге) состоялся 18 июля 1942 г. на самолете Ме-262 с двумя двигателями Юмо-004А.

	При доводке Юмо-004 были преодолены две большие проблемы:

	- в первой половине 1941 г. повышенные вибрации и поломки лопаток СА компрессора;

	- во второй половине 1943 г. повышенные вибрации и поломки рабочих лопаток турбины.

	Первая проблема была вызвана консольной конструкцией лопаток СА компрессора, изготовленных из листа, а вторая резонансным возбуждением рабочих лопаток турбины шестью жаровыми трубами и тремя толстыми стойками за турбиной. Каждая проблема решалась в течение полугода с помощью известного специалиста по вибрациям лопаток доктора Макса Бентеле.

	Массовая поставка серийного варианта Юмо-004В с тягой 900 кгс началась в марте 1944 г. Всего в Германии их было изготовлено 6424 шт. Двигатели устанавливались на истребителях Ме-262 (1400 шт.), бомбардировщиках Ю-287 и Арадо 234В (рис. 9).

	После войны двигатель получил дальнейшее развитие (Юмо-012) с участием немецких и советских специалистов в Восточной Германии и в ОКБ завода № 2 г. Куйбышева (г. Самара) (рис. 10).

	

	

	Рис. 9. Самолеты Ме-262А с двигателями Юмо-004 и Arado-234 с двигателями BMW-003 или Юмо-004

	
Одновременно в Германии на фирмах BMW и Bramo (г. Шпандау) создавался другой ТРД - BMW-003 (рис. 11). Он был близок по конструкции Юмо-004, но имел кольцевую камеру сгорания и несколько меньшую тягу – 800 кгс. Руководил разработкой Герман Ойстрих. BMW-003 был выпущен значительно меньшей серией, чем Юмо-004 и устанавливался на самолётах Не-162 и Arado-234. Герман Ойстрих впоследствии работал во французской фирме Snecma и вместе со 120 специалистами фирмы BMW создал там ТРД Atar-101.

	В 1949 г. первый двигатель BMW был запущен, но он выдал тягу всего 260 кгс. Тягу 460 кгс BMW-003 показал на испытаниях на самолете Ме-262 только в ноябре 1941 г. Ме-262 имел, кроме этого, носовой поршневой двигатель. Испытания были неудачными. Уже при взлете были поломаны лопатки компрессора. Это привело к тому, что в дальнейшем предпочтение было отдано двигателю Юмо-004.

	Первый серийный BMW-003А-0 был испытан полете в октябре 1943 г. Всего в Германии было построено около 700 шт. различных модификаций BMW-003. В 1940 г. фирма BMW начала проектировать также ТВД BMW-109-028 мощностью 7900 л.с. (рис. 12). Опыт проектирования этого двигателя был использован после войны в г. Куйбышеве (г. Самара) в ОКБ завода № 2.

	

	1.3 Англия

	

	Начатую Ф. Уиттлом в инициативном порядке программу создания и развития английских ТРД можно считать (как и немецкую программу Юмо-004) весьма успешной. Уиттл принял удачную концептуальную идею разработки ТРД – центробежный компрессор с = 4 и двухсторонним входом. Это позволило значительно повысить лобовую тягу двигателя.

	От первого запуска экспериментального ТРД Ф. Уиттла W.U. (Whittle Unit), состоявшегося 12 апреля 1937 г., до первого полета однодвигательного реактивного самолета "Глостер" Е28/39 с ТРД W.1 15 мая 1941 г. прошло четыре года. За это время решалось много проблем. Но главной была проблема создания надежной камеры сгорания, которая претерпела ряд изменений — от кольцевой до трубчатой противоточной, а затем и до трубчатой прямоточной. После разрушения турбины на W.U.-3 в феврале 1941 г. был внедрен новый никелевый сплав фирмы "Монд Никель", названный Нимоник 80.

	

	

	Рис. 10. Конструктивные схемы дальнейшего развития двигателя Юмо (Юмо-012Б)

	

	

	Рис. 11. Конструктивная схема ТРД BMW-003

	

	

	Рис. 12. Конструктивные схемы дальнейшего развития двигателя BMW

	
Объединенными усилиями трех фирм - "Пауэр Джетс", "Ровер" и "Роллс-Ройс" - был создан опытный двигатель W.2B, ставший прототипом двигателей "Велланд", а затем "Дервент" и "Нин" (уже с прямоточными трубчатыми камерами сгорания). 5 марта 1943 г. двухдвигательный истребитель Глостер ("Метеор-1") с двумя двига телями W.2B ("Велланд 1") тягой по 770 кгс совершил первый полет. А в июле 1944 г. он поступил в широкую эксплуатацию. Всего в Европе в период с 1943 по 1954 гг. было построено 3875 "Метеоров" различных модификаций.

	Первым британским двигателем с осевым компрессором был "Метрополитен-Викерс F2" (рис. 13), созданный А. Гриффитом и Х. Константом и впервые испытанный на стенде в 1940 г. В ноябре 1943 г. два таких двигателя тягой по 975 кгс были установлены на "Метеор F2/40" и совершили первый полет.

	"Роллс-Ройс" продолжила разработку ТРД с центробежным компрессором, включая "Дервент" (1943 г.), "Нин" (1944 г.) и "Дарт" (1947 г.), а в 1950-е гг. перешла на ТРД с осевыми компрессорами (типа "Эйвон") и ТРДД ("Конуэй", "Спей" и т.д.)

	Сравнение основных данных первых опытных и серийных ТРД СССР, Англии и Германии дано в табл. 1.

	Сравнительная хронология ряда важнейших событий при создании первых газотурбинных и турбореактивных двигателей в СССР, Англии и Германии дана в табл. 2.

	

	

	Рис. 13. Конструктивная схема ТРД "Метрополитен-Викерс F2"

	

	
Таблица 1 Основные данные первых опытных и серийных ТРД

	

	

	Таблица 2 Хронология создания первых турбореактивных двигателей

	

	


	

	Таблица 3 Поколения авиационных ГТД

	

	

	
2. ГТД наземного и морского применения

	

	Параллельно с развитием авиационных ГТД началось применение ГТД в промышленности и на транспорте. В 1939 г. швейцарская фирма A.G. Brown Bonety ввела в эксплуатацию первую электростанцию с газотурбинным приводом мощностью 4 МВт и КПД 17,4 %. Эта электростанция и в настоящее время находится в работоспособном состоянии. В 1941 г. вступил в строй первый железнодорожный газотурбовоз, оборудованный ГТД мощностью 1620 кВт (2200 л.с.) разработки этой же фирмы. С конца 1940-х гг. ГТД начинают применяться для привода морских судовых движителей, а с конца 1950-х гг. - в составе газоперекачивающих агрегатов (ГПА) на магистральных газопроводах для привода нагнетателей природного газа. Таким образом, постоянно расширяя область и масштабы своего применения, ГТД развиваются в направлении повышения единичной мощности, экономичности, надежности, автоматизации эксплуатации, улучшения экологических характеристик.

	Быстрому внедрению ГТД в различные отрасли промышленности и транспорта способствовали неоспоримые преимущества этого класса тепловых двигателей перед другими энергетическими установками - паротурбинными, дизельными и др. К таким преимуществам относятся:

	

	

	

	- большая мощность в одном агрегате;

	- компактность, малая масса (рис. 14);

	- уравновешенность движущихся элементов;

	- широкий диапазон применяемых топлив;

	- легкий и быстрый запуск, в том числе при низких температурах;

	- хорошие тяговые характеристики;

	- высокая приемистость и хорошая управляемость.

	Основным недостатком первых моделей наземных и морских ГТД была относительно низкая экономичность. Однако эта проблема достаточно быстро преодолевалась в процессе постоянного совершенствования двигателей, чему способствовало опережающее развитие технологически близких авиационных ГТД и перенос передовых технологий в наземные двигатели.

	

	2.1 Механический привод промышленного оборудования

	

	Наиболее массовое применение ГТД механического привода находят в газовой промышленности. Они используются для привода нагнетателей природного газа в составе ГПА на компрессорных станциях магистральных газопроводов, а также для привода агрегатов закачки природного газа в подземные хранилища (рис. 15).

	

	

	Рис. 15. Применение ГТД для прямого привода нагнетателя природного газа: 1 - ГТД; 2 - трансмиссия; 3 - нагнетатель.

	

	К примеру, только в ОАО "Газпром" к настоящему времени эксплуатируются около 3100 ГТД суммарной установленной мощностью свыше 36000 МВт. ГТД используются также для привода насосов, технологических компрессоров, воздуходувок на предприятиях нефтяной, нефтеперерабатыватывающей, химической и металлургической промышленности. Мощностной диапазон ГТД от 0,5 до 50 МВт.

	Основная потребность перечисленного приводимого оборудования – зависимость потребляемой мощности от частоты вращения (обычно близкая к кубической), температуры и давления нагнетаемых сред. Поэтому ГТД механического привода должны быть приспособлены к работе с переменными частотами вращения и мощностью. Этому требованию в наибольшей степени отвечает схема ГТД со свободной силовой турбиной. Различные схемы морских и наземных ГТД будут рассмотрены ниже.

	

	2.2 Привод электрогенераторов

	

	ГТД для привода электрогенераторов (рис. 16) используются в составе газотурбинных электростанций (ГТЭС) простого цикла и конденсационных электростанций комбинированного парогазового цикла (ПГУ), вырабатывающих "чистую" электроэнергию, а также в составе когенерационных установок (в российской литературе они часто называются "ГТУ-ТЭЦ"), производящих совместно электрическую и тепловую энергию.

	Современные ГТЭС простого цикла, имеющие относительно умеренный электрический КПД ηэл= 25…40%, в основном используются в пиковом режиме эксплуатации – для покрытия суточных и сезонных колебаний спроса на электроэнергию. Эксплуатация ГТД в составе пиковых ГТЭС характеризуется высокой цикличностью (большим количеством циклов "пуск – нагружение – работа под нагрузкой – останов"). Возможность ускоренного пуска является важным преимуществом ГТД при работе в пиковом режиме. Электростанции с ПГУ используются в базовом режиме (постоянная работа с нагрузкой, близкой к номинальной, с минимальным количеством циклов "пуск – останов" для проведения регламентных и ремонтных работ). Современные ПГУ, базирующиеся на ГТД большой мощности (N > 150 МВт), достигают КПД выработки электроэнергии ηэл= 58…60%. В когенерационных установках тепло выхлопных газов ГТД используется в котле-утилизаторе для производства горячей воды и (или) пара для технологических нужд или в системах централизованного отопления. Совместное производство электрической и тепловой энергии значительно снижает её себестоимость. Коэффициент использования тепла топлива в когенерационных установках достигает 90%. Электростанции с ПГУ и когенерационные установки являются наиболее эффективными и динамично развивающимися современными энергетическими системами. В настоящее время мировое производство энергетических ГТД составляет около 12000 штук в год суммарной мощностью около 76000 МВт.

	Основная особенность ГТД для привода электрогенераторов – постоянство частоты вращения выходного вала на всех режимах (от холостого хода до максимального), а также и высокие требования к точности поддержания частоты вращения, от которого зависит качество вырабатываемого тока. Этим требованиям в наибольшей степени соответствуют одновальные ГТД, поэтому они широко используются в энергетике.

	

	

	Рис. 16. Применение ГТД для привода генератора (через редуктор): 1- ГТД, 2 – трансмиссия, 3 – редуктор, 4 – генератор.

	

	ГТД большой мощности (N > 60 МВт), работающие, как правило, в базовом режиме в составе мощных электростанций, выполняются исключительно по одновальной схеме.

	В энергетике используется весь мощностной ряд ГТД от нескольких десятков кВт до 350 МВт.

	

	2.3 Применение в морских условиях

	

	В морских условиях ГТД применяются в составе силовых агрегатов гражданских морских судов и боевых кораблей различного класса: от быстроходных ракетных и патрульных катеров водоизмещением около 500 т до авианосцев и кораблей сопровождения водоизмещением до 50000 т. Газотурбинный силовой агрегат обычно включает один или несколько ГТД и редуктор для понижения частоты вращения и передачи мощности на гребной винт. При этом ГТД могут быть различной мощности. В этом случае двигатель меньшей мощности используется как маршевый для экономичного крейсерского хода, а большей мощности – как форсажный для обеспечения максимального боевого хода при совместной работе с маршевым двигателем. Применяются также силовые агрегаты смешанного типа с использованием дизеля в качестве маршевого двигателя.

	К ГТД морского применения могут быть отнесены также двигатели, предназначенные для привода промышленного и энергетического оборудования, но работающие в морских условиях – на морских платформах добычи нефти и газа или в прибрежной полосе. Такие ГТД должны удовлетворять ряду специфических требований, поскольку работают они в агрессивной морской среде. Класс мощности морских ГТД – от 0,5 до 50 МВт.

	Кроме перечисленных выше основных объектов ГТД применяются также как двигатели наземных транспортных средств (локомотивов, автомобилей) и боевой техники (танков, бронемашин). Прорабатывается применение ГТД для городских трамваев.

	Дополнительным эффектом использования ГТД может быть выработка сжатого воздуха, инертных газов, охлаждённого воздуха (в системах кондиционирования и промышленных холодильниках).

	

	
3. Основные типы наземных и морских ГТД

	

	Наземные и морские ГТД различного назначения и класса мощности можно разделить на три основных технологических типа:

	- стационарные ГТД;

	- ГТД, конвертированные из авиадвигателей (авиапроизводные);

	- микротурбины.

	

	3.1 Стационарные ГТД

	

	Двигатели этого типа разрабатываются и производятся на предприятиях энергомашиностроительного комплекса согласно требованиям, предъявляемым к энергетическому оборудованию:

	- высокий ресурс (не менее 100000 ч) и срок службы (не менее 25 лет);

	- высокая надёжность;

	- ремонтопригодность в условиях эксплуатации;

	- умеренная стоимость применяемых конструкционных материалов и ГСМ для снижения стоимости производства и эксплуатации;

	- отсутствие жёстких габаритно-массовых ограничений, существенных для авиационных ГТД. Перечисленные требования сформировали облик стационарных ГТД, для которых характерны следующие особенности:

	- максимально простая конструкция;

	- использование недорогих материалов с относительно низкими характеристиками;

	- массивные корпуса, как правило, с горизонтальным разъёмом для возможности выемки и ремонта ротора ГТД в условиях эксплуатации;

	- конструкция камеры сгорания, обеспечивающая возможность ремонта и замены жаровых труб в условиях эксплуатации;

	- использование подшипников скольжения.

	


	Рис. 17. Стационарный ГТД (модель M501F фирмы Mitsubishi Н. I.) мощностью 150 МВт

	

	Типичный стационарный ГТД показан на рис. 17. В настоящее время ГТД стационарного типа используются во всех областях применения наземных и морских ГТД в широком диапазоне мощности от 1 МВт до 350 МВт.

	На начальных этапах развития в стационарных ГТД применялись умеренные параметры цикла. Это объяснялось некоторым технологическим отставанием от авиационных двигателей из-за отсутствия мощной государственной финансовой поддержки, которой пользовалась авиадвигателестроительная отрасль во всех странах-производителях авиадвигателей. С конца 1980-х гг. началось широкое внедрение авиационных технологий при проектировании новых моделей ГТД и модернизации действующих. К настоящему времени мощные стационарные ГТД по уровню термодинамического и технологического совершенства вплотную приблизились к авиационным двигателям при сохранении высокого ресурса и срока службы.

	

	3.2 Наземные и морские ГТД, конвертированные из авиадвигателей

	

	ГТД данного типа разрабатываются на базе авиационных прототипов на предприятиях авиадвигателестроительного комплекса с использованием авиационных технологий. Промышленные ГТД, конвертированные из авиадвигателей, начали разрабатываться вначале 1960-х гг., когда ресурс гражданских авиационных ГТД достиг приемлемой величины (2500...4000 ч.). Первые промышленные установки с авиаприводом появились в энергетике в качестве пиковых или резервных агрегатов.

	Дальнейшему быстрому внедрению авиапроизводных ГТД в промышленность и транспорт способствовали:

	- более быстрый прогресс в авиадвигателестроении по параметрам цикла и повышению надежности, чем в стационарном газотурбостроении;

	- высокое качество изготовления авиационных ГТД и возможность организации их централизованного ремонта;

	- возможность использования авиадвигателей, отработавших летный ресурс, с необходимым ремонтом для эксплуатации на земле;

	- преимущества авиационных ГТД – малая масса и габариты, более быстрый пуск и приемистость, меньшая потребная мощность пусковых устройств, меньшие потребные капитальные затраты при строительстве объектов применения.

	При конвертации базового авиационного двигателя в наземный или морской ГТД в случае необходимости заменяются материалы некоторых деталей холодной и горячей частей, наиболее подверженных коррозии. Так, например, магниевые сплавы заменяются на алюминиевые или стальные, в горячей части применяются более жаростойкие сплавы с повышенным содержанием хрома. Камера сгорания и система топливопитания модифицируются для работы на газообразном топливе или под многотопливный вариант. Дорабатываются узлы, системы двигателя (запуска, автоматического управления (САУ), противопожарная, маслосистема и др.) и обвязка для обеспечения работы в наземных и морских условиях. При необходимости усиливаются некоторые статорные и роторные детали.

	Объем конструктивных доработок базового авиадвигателя в наземную модификацию в значительной степени определяется типом авиационного ГТД. Например, при использовании ТРД - обязательна разработка свободной силовой турбины (СТ) или подстановка дополнительных ступеней к существующей турбине. При использовании ТРДД, имеющих, как минимум, по два каскада компрессора и турбины, возможна конвертация в наземные и морские ГТД различных схем: с однокаскадным газогенератором и свободной СТ; с двухкаскадным двухвальным газогенератором и свободной СТ; со "связанным" КНД. В первом и последнем вариантах возможно использование турбины вентилятора базового авиадвигателя в качестве силовой.

	Пример конвертированного ГТД показан на рис. 18, а сравнение конвертированного ГТД и ГТД стационарного типа одного класса мощности показано на рис. 19.

	Авиационные ТВД и вертолетные ГТД функционально и конструктивно более других авиадвигателей приспособлены для работы в качестве наземных ГТД. Они фактически не требуют модификации турбокомпрессорной части (кроме камеры сгорания).

	Первым массовым конвертированным ГТД стал ТРД Avon фирмы Rolls-Royce, устанавливавшийся на самолетах "Каравелла". С 1964 г. "Avon" используется как газогенератор для стационарной СТ производства фирмы Cooper Bessemer. По аналогичной схеме впоследствии был конвертирован двухвальный газогенератор ТРДД RB211-24G. Мощность ГТУ, получивших обозначение Coberra 2000 и Coberra 6000, составила 14,5 и 27 МВт соответственно.

	

	

	Рис. 18. ГТД, конвертированный из авиадвигателя (модель LM2500 фирмы General Electric мощностью 23 МВт на базе ТРДД CF6-6)

	

	

	Рис. 19. Сравнение типичных конструкций ГТД, конвертированного из авиадвигателя и ГТД стационарного типа одного класса мощности (25 МВт, фирма GE): 1 - тонкие корпуса; 2 - подшипники качения; 3 - выносные КС; 4 - массивные корпуса; 5 - подшипники скольжения; 6 - горизонтальный разъем.

	

	В СССР в 1970-е годы был разработан наземный ГТД НК-12СТ на базе одновального авиационного ТВД НК-12, который эксплуатировался на самолетах ТУ-95, ТУ-114 и АН-22. Конвертированный двигатель НК-12СТ мощностью 6,3 МВт был выполнен со свободной СТ и работает в составе многих ГПА и по сей день.

	В настоящее время конвертированные авиационные ГТД различных производителей широко используются в энергетике, промышленности, в морских условиях и на транспорте. Мощностной ряд – от нескольких сотен киловатт до 50 МВт.

	Данный тип ГТД характеризуется наиболее высоким эффективным КПД при работе в простом цикле, что обусловлено высокими параметрами и эффективностью узлов базовых авиадвигателей. ГТД LM6000PC фирмы General Electric и TRENT фирмы Rolls-Royce имеют эффективный КПД на валу СТ . ГТД TRENT к настоящему времени является наиболее мощным двигателем данного типа Ne = 52,6 МВт.

	

	
4. Основные мировые производители ГТД

	

	В данном разделе дается краткий обзор крупнейших зарубежных и российских разработчиков, производителей авиационных, наземных и морских ГТД. Указываются марки наиболее массовых моделей ГТД и перспективные проекты.

	Дженерал электрик

	General Electric (GE), США. Крупнейший мировой производитель авиационных, наземных и морских ГТД. Отделение компании General Electric Aircraft Engines (GE AE) в настоящее время занимается разработкой и производством авиационных ГТД различных типов - ТРДД, ТРДДФ, ТВД и вертолетных ГТД. Диапазон тяг и мощностей этих двигателей очень широк: ТРДД - от 40 до 512 кН, ТРДДФ - от 80 до 190 кН, ТВД и вертолетные ГТД - от 900 до 3500 кВт. GE АЕ участвует в совместных программах. Так, с французской компанией Snecma разрабатывается и производится семейство ТРДД CFM56, с фирмой Pratt & Whitney действует программа ТРДД GP7000, с компанией Honeywell - программа ТРДД CFE738.

	К наиболее массовым серийным авиационным двигателям и перспективным проектам можно отнести:

	- ТРД - J85, J79;

	- ТВД и вертолетные ГТД - СТ7, Т58, Т700;

	- ТРДД - TF39, CF6-6, CF6-50, CF6-80C2, GE90, CF34, CFM56 (совместно с Snecma);

	- ТРДДФ - F101, F110, F404, F414, F120 (двигатель 5-го поколения с элементами ДИЦ).

	Отделение компании General Electric Energy разрабатывает и производит авиапроизводные стационарные ГТД для энергетического, механического и морского привода в диапазоне мощности от 2 до 300 МВт. Также это отделение осуществляет маркетинг и поставки всех типов наземных и морских ГТД фирмы GE.

	Промышленные и морские ГТД представлены следующим рядом моделей:

	- ГТД, конвертированные из авиадвигателей - LM500, LM1600, LM2000, LM2500, LM2500+, LM5000, LM6000;

	- стационарные ГТД - PGT5, PGT10, PGT25, MS5000, MS6000, MS7000, MS9000.

	Пратт энд Уитни

	Pratt & Whitney (PW), США. Входит в состав компании United Technologies Corporations (UTC). В настоящее время PW занимается разработкой и производством авиационных ТРДД средней и большой тяги: гражданских ТРДД тягой от 70 до 440 кН и военных ТРДДФ в классе тяги 100... 170 кН. PW участвует в международной программе ТРДД V2500, совместно с GE - в программе ТРДД GP7000.

	Наиболее массовые серийные авиационные двигатели и перспективные проекты:

	- ТРД (Ф) - J57, J75, J58;

	- ТРДД - J52, JT3D, JT8D, JT9D, PW2000,

	- PW4000, PW6000 (опытный), PW8000 (проект ТРДД с редуктором и сверхвысокой степенью двухконтурности), ADP (опытный ТВВД с закапотированным ВВ);

	- ТРДДФ - TF3 0, F100, F119, РW7000 (перспективный проект на базе программы IHРТЕТ), подъемно-маршевый ТРДДФ F13 5.

	Отделение фирмы Pratt & Whitney Power Systems производит конвертированные наземные и морские ГТД на базе авиадвигателей PW и PWC мощностью от 0,4 до 28 МВт.

	Наземные и морские ГТД представлены следующим рядом моделей: ST5, ST6L, ST18A, ST30, ST40, FT8.

	Пратт энд Уитни Канада

	Pratt & Whitney Canada (PWC), (Канада). Также входит в состав компании UTC в группу PW. PWC занимается разработкой и производством малоразмерных ТРДД, ТВД и вертолетных ГТД. Большинство ТРДД находятся в классе тяги 10...33 кН. Проект новейшего ТРДД PW800 рассчитан на класс тяги 44...84 кН. Разработаны и разрабатываются ТВД и вертолетные ГТД мощностью от 400 до 3800 кВт.

	Наиболее массовые серийные авиационные двигатели и перспективные проекты:

	- ТРДД - JT15D, PW300, PW500, PW800 (проект ТРДД с редукторным приводом вентилятора);

	- ТВД и вертолетные ГТД - РТ6А, PW100, PW200.

	Ряд конвертированных из базовых ТВД и вертолетных ГТД промышленных двигателей мощностью 400.. .4000 кВт.

	Роллс-Ройс

	Rolls-Royce (Великобритания). Компания Rolls-Royce (RR) в настоящее время разрабатывает и производит широкий спектр ГТД авиационного, наземного и морского применения - гражданские ТРДД в диапазоне тяг от 60 до 420 кН, ТВД и вертолетные ГТД мощностью от 600 до 4500 кВт, а также подъемно-маршевые двигатели семейства Pegasus в классе тяги 95... 106 кН.

	RR принимает долевое участие во многих европейских и международных программах:

	- в разработке и производстве военных ТРДДФ RB199, EJ200, подъемного вентилятора для СУ истребителя JSF;

	- ТВД и вертолетных ГТД семейства RTM 322 в классе мощности 1500.. .2200 кВт совместно с фирмой Turbomeca.

	Ранее RR совместно с компанией Snecma разрабатывала и производила ТРДФ "Олимп" тягой 140...170кН для сверхзвукового пассажирского самолета "Конкорд".

	Наиболее массовые серийные авиационные двигатели и перспективные проекты:

	- ТРД - Derwent, Nene, Avon, Viper;

	- ТВД и вертолетные ГТД - Dart, Gazelle, Gem, Gnome, Tyne;

	- ТРДД- Conway, Spey, RB211-24/524/535, Tay, Trent 500/700/800/900;

	- ТРДДФ - Adour, RBI99, EJ200 (совместно с европейскими фирмами);

	- подъемно-маршевый ТРДД - Pegasus.

	Широким спектром моделей для механического, энергетического и морского привода представлены ГТД наземного применения. Эти двигатели мощностью от 4 до 58 МВт - 501, 601, Avon, Coberra, Trent 50 - созданы конвертацией авиационных прототипов.

	Honeywell (США). Компания Honeywell занимается разработкой и производством авиационных ГТД - ТРДД и ТРДДФ в малом классе тяги 15.. .40 кН, ТВД и вертолетных ГТД в классе мощности 450...2100 кВт.

	Наиболее массовые авиационные двигатели:

	- ТВД и вертолетные ГТД - Т53, Т55, LTS101, LTP101, ТРЕ331, Т800;

	- ТРДД - ALF502, AS900, ATF3, LF507, TFE731;

	- ТРДДФ -ТРЕ1042.

	Snecma (Франция). Компания Snecma занимается разработкой и производством авиационных ГТД - военных ТРДДФ в классе тяги 75...90 кН и гражданских ТРДД совместно с компанией GE (семейства ТРДД CFM56 и GE90). Совместно с фирмой Turbomeca участвует в программе ТРДД Larzac в классе тяги 14 кН. Совместно с фирмой Rolls-Royce разрабатывала и производила ТРДФ "Олимп".

	Наиболее массовые серийные авиационные двигатели и перспективные проекты:

	- ТРДФ - Atar;

	- ТРДД - CFM56-2/3/5/7 и GE90 (совместно с GE АЕ), Larzac (совместно с фирмой Turbomeca), перспективный ТРДД в рамках программы Tech56;

	- ТРДДФ - М53, М88.

	Турбомека

	Turbomeca (Франция). В основном разрабатывает и выпускает ТВД и вертолетные ГТД малой и средней мощности от 400 до 1600 кВт. Совместно с компанией RR участвует в программе ГТД RTM322 в классе мощности 1500...2200 кВт.

	Наиболее массовые серийные авиационные двигатели и перспективные проекты:

	ТВД и вертолетные ГТД - Arriel, Arrius, Artouste, Astazou, Bastan, Makila, TM 333.

	Сименс

	Siemens (ФРГ). Профилем этой крупной фирмы являются стационарные наземные ГТД для энергетического и механического привода и морского применения в широком диапазоне мощности от 4 до 300 МВт.

	Основные марки разрабатываемых и выпускаемых ГТД:

	- Typhoon, Tornado, Tempest, Cyclone, GT35, GT10B/C, GTX100, V64.3A, V94.2, V94.2A, V94.3A, W501D5A, W501F, W501G.

	Alstom (Франция, Великобритания). Разрабатывает и производит стационарные одновальные энергетические ГТД в диапазоне мощности 50...270 МВт.

	Основные марки ГТД - GT8C2, GT11N2, GT13E2, GT24, GT26.

	Солар

	Solar (США). Входит в состав компании Caterpillar и занимается разработкой и производством стационарных ГТД малой мощности от 1 до 15 МВт для энергетического и механического привода и морского применения.

	Основные марки ГТД - Saturn 20, Centaur 40/50, Taurus 60/70, Mars 90/100, Titan 130.

	ГП "ЗМКБ "Прогресс" им. А.Г. Ивченко" (Украина, г. Запорожье). Государственное предприятие "Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" имени академика А.Г. Ивченко" специализируется на разработке, изготовлении опытных образцов и сертификации авиационных ГТД -ТРДД в диапазоне тяги 17...230кН, самолетных ТВД и вертолетных ГТД мощностью 1000... 10000 кВт, а также промышленных наземных ГТД мощностью от 2,5 до 10000 кВт. Двигатели разработки "ЗМКБ "Прогресс" серийно выпускаются в ОАО "Мотор Сич" (Украина, г. Запорожье).

	Наиболее массовые серийные авиационные двигатели и перспективные проекты:

	- ТВД и вертолетные ГТД - АИ-20, АИ-24, Д-27 (ТВВД с открытым ВВ);

	- ТРДД - АИ-25, ДВ-2, Д-36, Д-18Т, Д-436Т1/Т2/ТП.

	Наземные ГТД:

	- Д-336-1/2, Д-336-2-8, Д-336-1/2-10.

	НПП "Машпроект" (Украина, г. Николаев).

	Научно-производственное предприятие "Зоря-Машпроект" (Украина, г. Николаев) разрабатывает и производит ГТД для морских СУ, а также наземные ГТД для энергетического и механического привода. Наземные двигатели являются модификациями моделей морского применения. Класс мощности ГТД: 2...30МВт. С 1990гг. НПП "Зоря-Машпроект" разрабатывает также стационарный одновальный энергетический двигатель UGT-110 мощностью 110 МВт.

	Основные модели ГТД:

	- UGT-2500, UGT-3000, UGT-6000, UGT-10000, UGT-15000, UGT-160000, UGT-250000,

	UGT-110 (совместно с НПО "Сатурн", Россия).

	

	4.1 Основные российские производители ГТД

	

	Ниже приведены основные российские предприятия-разработчики ГТД, расположенные в алфавитном порядке.

	ОАО "Авиадвигатель" (г. Пермь). Разрабатывает, изготавливает и сертифицирует авиационные ГТД - гражданские ТРДД в классе тяги 52.. .200 кН для магистральных самолетов, военные ТРДДФ в классе тяги 152...194кН, вертолетные ГТД, а также авиапроизводные наземные промышленные ГТД для механического и энергетического привода в классе мощности 2,5...30 МВт.

	Серийное производство ТРДД разработки ОАО "Авиадвигатель" осуществляет ОАО "Пермский моторный завод" (ОАО "ПМЗ", г. Пермь) и ОАО "НПО "Сатурн"" (г. Рыбинск). Промышленные ГТД серийно выпускаются на ОАО "ПМЗ".

	ОАО "Авиадвигатель" и ОАО "ПМЗ" составляют ядро созданного в конце 2003 г. "Пермского центра авиадвигателестроения" во главе с управляющей компанией "Пермский моторостроительный комплекс".

	Наиболее массовые серийные авиационные двигатели и перспективные проекты:

	- ТРДД - Д-20П, Д-30, Д-30КУ/КП, Д-30КУ-154, Д-30-ВЮ, ПС-90А, ПС-90А2, ПС-90А12 (проект), ПС-12 (проект ТРДД 5-го поколения);

	- ТРДДФ - Д-30Ф6;

	- вертолетные ГТД - Д-25В.

	ГТД наземного применения представлены широким спектром моделей для механического и энергетического привода. Наземные двигатели, созданные конвертацией авиационных двигателей Д-30 и ПС-90А - ГТУ-2,5П, ГТУ-4П, ГТУ-6П, ГТУ-10П, ГТУ-12П, ГТУ-16П, ГТУ-25П, ГТЭ-180 (проект совместно с ОАО ЛMЗ).

	ГУНПП "Завод имени В.Я. Климова" (г. Санкт-Петербург). Государственное унитарное научно-производственное предприятие "Завод им. В.Я. Климова" в последние годы специализируется на разработке и производстве авиационных ГТД. Номенклатура разработок широка - военные ТРДДФ в классе тяги 81...98кН, самолетные ТВД и вертолетные ГТД в классе мощности 1200...2600 кВт; танковые ГТД в классе мощности 700...900 кВт, а также конвертированные промышленные ГТД на базе ТВД и вертолетные ГТД в классе мощности 0,8...2,5 МВт.

	Наиболее массовые серийные авиационные и наземные двигатели и перспективные проекты:

	- ТРД (Ф) - ВК-1, ВК-1Ф;

	- ТРДДФ - РД-33,РД-133;

	- ТВД и вертолетные ГТД - ГТД-350, ТВ2-117, ТВЗ-117, ТВ7-117, ВК-3500;

	- танковые ГТД - ГТД-1000Т/ТФ, ГТД-1250;

	- наземные энергетические ГТД: ГТП-0,8; ГТП-1,25; ГТП-1,6; ГТП-2,5.

	ОАО "ЛМЗ" (г. Санкт-Петербург). ОАО "Ленинградский Металлический завод" разрабатывает и производит стационарные энергетические ГТД в классе мощности 100... 180 МВт.

	Основные марки ГТД- ГТЭ-100 (двигатель сложного цикла с промежуточным охлаждением и промежуточным подогревом), ГТЭ-150, ГТЭ-180 (проект совместно с ОАО "Авиадвигатель").

	ФГУП "Мотор" (г. Уфа). Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное предприятие "Мотор"" занимается разработкой военных ТРД и ТРДФ для истребителей и штурмовиков.

	Основные авиационные ГТД - Р13-300, Р25-300, Р95Ш, Р195.

	В 1990-е гг. на базе двигателя Р195 разработана энергетическая установка ГТЭ-10/95 мощностью 10 МВт.

	"Омское МКБ" (г. Омск). АО "Омское моторостроительное конструкторское бюро" занимается разработкой малоразмерных ГТД и вспомогательных СУ.

	Основные двигатели разработки "Омского МКБ":

	- вспомогательные ГТД - ВСУ-10, ВГТД-43;

	- ТВД - ТВД-10, ТВД-20;

	- вертолетные ГТД - ГТД-3, ТВ-0-100;

	- ТРДД - ТРДД-50 (проект).

	ОАО "НПО "Сатурн''" (г. Рыбинск).

	ОАО "Научно-производственное объединение "Сатурн"" в последние годы разрабатывает и производит военные ТРДДФ в классе тяги 122... 175 кН, ТВД, вертолетные ГТД мощностью 1000... 1100 кВт, а также конвертированные наземные ГТД мощностью от 4 до 20 МВт. Совместно с НПО "Машпроект" (Украина) участвует в программе энергетического одновального ГТД мощностью 110 МВт. Совместно с компанией Snecma разрабатывает ТРДД для региональных самолетов в классе тяги 50...70 кН. Серийное производство военных ТРДДФ осуществляется на серийных заводах - в уфимском ОАО "УМПО" и московском ФНПЦ "Салют".

	Наиболее массовые серийные авиационные двигатели и перспективные проекты:

	- ТРД (Ф) - АЛ-7Ф, AЛ-21Ф, ВД-7, РД-36-41, РД-36-51;

	- ТРДДФ - AЛ-31Ф, АЛ-41Ф (опытный двигатель 5-го поколения);

	- ТРДД - SM146 (совместный проект с компанией Snecma);

	- ТВД и вертолетные ГТД - РД-600, ТВД-1500.

	Наземные ГТД - АЛ-31СТ, АЛ-31СТЭ, ГТД-4, ГТД-6, ГТД-8, ГТД-6,3 (проект), ГТД-10 (проект), ГТД-110 (совместно с НПО "Машпроект").

	ОАО "СНТК им. Н.Д. Кузнецова".

	ОАО "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова" разрабатывает и выпускает авиационные ГТД (ТВД, ТРДД, ТРДДФ) и наземные ГТД, конвертированные из авиадвигателей. Предприятие имеет самый большой опыт среди российских предприятий в разработке наземных ГТД для газовой промышленности. Продукция этого предприятия серийно эксплуатируется с 1974 г. В последние годы ведется доводка ТВВД НК-93 с двухрядным закапотированным ВВ, а также разработка новых моделей наземных ГТД.

	Основные авиационные ГТД, разработанные ОАО "СНТК им. Н.Д. Кузнецова":

	- ТВД - НК-12MB, НК-4;

	- ТРДД - НК-8-4, НК-8-2/2У, НК-86, НК-88 (на криогенном топливе);

	- ТРДДФ - НК-22, НК-25, НК-144, НК-32;

	- ТВВД - НК-93 (опытные двигатели). Наземные ГТД - НК-12СТ, НК-16СТ, НК-3 6СТ,

	НК-38СТ, НК-14СТ (Э).

	АМНТК "Союз" (г. Москва). ОАО "Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз"" разрабатывает и изготавливает авиационные ГТД - ТРД, ТРДФ, подъемно-маршевые ТРДДФ.

	Основные авиационные ГТД:

	- ТРД - АМ-3 (РД-3), АМ-5;

	- ТРДФ - РД-9, Р11-300, Р15-300, Р27-300;

	- ТРДДФ - Р79 (подъемно-маршевый двигатель для СВВП Як-141).

	Тушинское МКБ "Союз" (г. Москва).

	Государственное предприятие "Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз"" занимается доводкой и модернизацией военных ТРДФ - Р27-300, Р35-300, Р29-300. В 1992 г. на базе Р29-300 разработана ГТУ 55СТ-20 мощностью 20 МВт для привода электрогенераторов.

	

	
5. Основы рабочего процесса ГТД

	

	Эффективность ГТД наземного и морского применения, предназначенных для производства мощности на выходном валу, может оцениваться только как эффективность тепловой машины.

	При рассмотрении ГТД как тепловой машины можно отвлечься от конкретного типа и назначения двигателя, так как в большинстве рассмотренных выше схем ГТД реализуется одинаковый термодинамический цикл, обычно называемый простым газотурбинным циклом или циклом Брайтона.

	Реальный простой газотурбинный цикл показан на рис. 20 в T-S диаграмме. В диаграмме наглядно отображаются работа цикла, подведенное и отведенное тепло и внутрицикловые потери (в процессах сжатия, расширения и течения рабочего тела по тракту ГТД).

	Простой цикл состоит из следующих термодинамических процессов (см. рис. 20):

	- адиабатическое сжатие рабочего тела (воздуха) в воздухозаборнике (отрезок Н-В на диаграмме) и в компрессоре (отрезок В-К) от атмосферного давления Рн до давления Р*к. В авиационных ГТД при скорости полета равной нулю (V= 0) и в наземных ГТД динамическое сжатие в воздухозаборнике отсутствует и весь процесс сжатия осуществляется в компрессоре;

	- подвод тепла при постоянном давлении к потоку рабочего тела в камере сгорания

	

	


	Рис. 20. Простой газотурбинный цикл в T-S диаграмме:

	площадь 2КГ32 — тепло, подведенное топливом (Q1);

	площадь 1НС41 - тепло, отведенное в атмосферу (Q2);

	площадь 1НК21 — потери работы в процессе сжатия;

	площадь ЗГС42 - потери работы в процессе расширения.

	

	Работа цикла = Q1 – Q2 = площадь НКГСН – площадь 1НК21 – площадь ЗГС43

	Примечание: при Vn = 0 точки В и Н совпадают.

	(КС) за счет сгорания топлива (отрезок К-Г). Фактически давление в КС несколько снижается от Р*к до Р*г из-за гидравлических и тепловых потерь;

	- адиабатическое расширение продуктов сгорания в турбине (отрезок Г-Т) и сопле (Т-С) от давления Р* до атмосферного Рн. Для вертолетных и наземных ГТД точки Т и С практически совпадают, так как расширение газа в турбине происходит до атмосферного давления;

- отвод тепла к внешнему источнику (в атмосферу) при постоянном давлении Рн (отрезок С-Н).

Реальный газотурбинный цикл является разомкнутым циклом — в дальнейшем выхлопные газы не участвуют в периодически совершаемой работе и не попадают на вход в двигатель. Цикл осуществляется рабочим телом с переменной теплоемкостью и химическим составом. Является переменными расход рабочего тела из-за добавки массы топлива в камере сгорания во время цикла. Влияние на объем рабочего тела также оказывает система вторичных потоков внутри ГТД. Основными показателями цикла являются удельная работа Lуд (работа, отнесённая к 1 кг рабочего тела) и эффективный КПД ηе, равный отношению работы цикла Lц к количеству теплоты Q1, подведённому с топливом в камере сгорания: ηе = Lц/ Q1. Параметрами реального цикла, определяющими уровень его показателей (Lуд и ηе), являются температура газа перед турбиной (как правило, используется температура перед первым рабочим колесом – Т*СА), суммарная степень сжатия π*Σ, уровень аэродинамического совершенства лопаточных машин и гидравлических потерь по тракту, а также расход циклового воздуха на охлаждение турбины. Важнейшим параметром, определяющим совершенство цикла и ГТД в целом как теплового двигателя, является температура газа перед турбиной. С увеличением температуры пропорционально увеличивается удельная работа цикла, а также повышается эффективный КПД. Зависимость показателей цикла от степени сжатия более сложная: с увеличением π*Σ удельная работа и эффективный КПД цикла сначала увеличиваются, а затем, достигнув максимума при π*Σ = π*Σopt, снижаются. Оптимальная степень сжатия по КПД значительно выше оптимальной степени сжатия по удельной работе: π*Σoptη > π*ΣoptL (рис. 21).





Рис. 21. Зависимость КПД простого цикла и удельной работы цикла от суммарной степени сжатия, температуры газа перед турбиной и КПД узлов


Перечисленные выше особенности газотурбинного цикла определяют пути его совершенствования, постоянно реализуемые на практике. Для повышения удельной работы и эффективного КПД в любом случае целесообразно иметь максимально возможную температуру перед турбиной. Более высокая Т*СА помимо непосредственного повышения Lуд и ηе позволяет применить более высокую степень сжатия, повышающую экономичность цикла.

Для любого типа ГТД повышение температуры перед турбиной означает улучшение удельных параметров двигателя:

- повышение удельной тяги ТРД и ТРДД;

- повышение удельной мощности и экономичности ТВД, вертолетных ГТД, наземных и морских ГТД;

- снижение удельной массы всех типов ГТД;

- повышение лобовой тяги ТРД и ТРДД.

Максимально достижимая температура (стехиометрическая) определяется из условия полного использования в процессе горения кислорода воздуха (коэффициент избытка воздуха в камере сгорания αкс =1). Для углеводородного топлива эта температура зависит от температуры в конце сжатия и составляет Т*САmax = 2200…2800 K.

Фактическая величина применяемых Т*СА в современных ГТД ограничивается, в основном, технологическим возможностями. Это - свойства турбинных материалов, эффективность систем охлаждения, а также экономические и экологические ограничения. Развитие авиационных и наземных ГТД в части повышения Т*СА по годам показано на рис. 22. Наибольшие температуры Т*СА =1850... 1870 К достигнуты на новейших военных ТРДДФ и гражданских ТРДД сверхвысокой тяги (> 40 тс), а также мощных энергетических ГТД (> 150 МВт), в основном применяемых в ПГУ. У ТРДД меньшей размерности для региональных и ближнемагистральных самолетов параметры цикла (Т*СА и π*к) относительно более низкие - для снижения покупной цены двигателя и затрат на техническое обслуживание.

В реализуемых в настоящее время в США и Европе перспективных программах развития авиационных ГТД (IHPTET, UEET, АМЕТ) разрабатываются технологии и испытываются опытные двигатели, обеспечивающие работу с максимальной температурой газа перед турбиной Т*САmax = 2000... 2200 К.





Рис. 22. Эволюция температуры газа перед турбиной.



Активное использование новейших авиационных технологий в проектировании и производстве наземных ГТД, а также реализация сложных систем охлаждения турбины с использованием теплообменников и водяного пара в качестве охладителя позволило наземным ГТД постепенно преодолеть технологическое отставание от авиадвигателей. Новейшие модели мощных энергетических ГТД достигли рабочей температуры газа перед турбиной Т*САmax =1700... 1800 К. При этом ресурс наиболее нагруженных деталей турбины составляет не менее 25000 часов.

Как указывалось, повышение Т*СА позволяет применять более высокие степени сжатия, оптимальные значения которых увеличиваются с ростом Т*СА. В связи с этим, одновременное повышение температуры перед турбиной и степени сжатия является наиболее эффективным способом повышения КПД и удельной работы цикла. Необходимо иметь в виду, что обычно ГТД с более высокими π*Σ имеют и более высокие Т*СА. Степень сжатия компрессора в современных наземных ГТД простого цикла π*к = 30... 35. В авиационных же двигателях π*к = 40...45 и имеет тенденцию к дальнейшему повышению.

Выбор оптимальной степени сжатия ГТД зависит от назначения двигателя, режимов эксплуатации, размерности. Например, высокая степень сжатия приводит к уменьшению размеров проточной части последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. А это неблагоприятно сказывается на КПД этих узлов, и выигрыш КПД цикла от повышения π*Σ может быть сведён на нет уменьшением КПД компрессора и турбины. Поэтому, как правило, более высокие π*Σ применяются в ГТД больших размерностей.

Выбор степени сжатия является одной из задач оптимизации параметров ГТД с целью обеспечения наилучших характеристик двигателя и объекта его применения (летательного аппарата, промышленного оборудования, электростанции и т.д.) при минимальной стоимости жизненного цикла.

Значительным резервом для совершенствования цикла и улучшения параметров ГТД является снижение внутрицикловых потерь - повышение КПД лопаточных машин, снижение потерь и утечек по тракту ГТД и расхода воздуха на охлаждение. В настоящее время благодаря развитию методик трехмерного моделирования процессов в узлах ГТД достигнут значительный прогресс в повышении их характеристик.




6. Применение сложных циклов в ГТД



Рассмотренные выше направления совершенствования простого цикла ограничиваются технологическими возможностями, имеющимися в данный момент времени. Другим возможным направлением улучшения характеристик ГТД является применение усложнённых схем для реализации так называемых сложных циклов.

Обычно сложным циклом называют цикл ГТД, содержащий дополнительные термодинамические процессы, не входящие в простой цикл:

- промежуточный подогрев в процессе расширения;

-	промежуточное охлаждение в процессе сжатия,

-	утилизация тепла выхлопных газов,

-	увлажнение циклового воздуха и др.

Утилизация отводимого из цикла тепла может быть реализована различными способами:

-	подогревом выхлопными газами циклового воздуха перед камерой сгорания (регенеративный цикл);

- производством перегретого пара высокого давления и впрыском его в камеру сгорания и турбину ГТД (цикл STIG) или срабатыванием пара в отдельной паровой турбине (комбинированный парогазовый цикл);

- использованием тепла выхлопных газов для повышения теплотворной способности топлива (химическая регенерация);

- утилизацией тепла выхлопных газов в дополнительном утилизационном цикле (воздушном или с использованием низкокипящей жидкости).

Для значительного улучшения характеристик ГТД перечисленные процессы и способы утилизации тепла могут применяться в различных сочетаниях.

Поскольку в наземных и морских ГТД нет характерных для авиадвигателей жестких ограничений по габаритам и массе, то для таких ГТУ сложные циклы используются чаще. В авиационных ГТД для повышения тяги широко применяется цикл с промежуточным подогревом в процессе расширения (цикл ТРДФ и ТРДДФ). Дополнительный теплоподвод после расширения газа в турбине осуществляется в форсажной камере (ФК), где рабочее тело подогревается до температуры Т*ф = 2000…2200 К (при αΣ = 1,1…1,2). Промежуточный подогрев значительно повышает работу цикла и, соответственно, скорость истечения газов из сопла, удельную тягу двигателя (в 1,5.. .2 раза).

Однако КПД цикла существенно снижается из-за подвода дополнительного тепла при более низком давлении. Удельный же расход топлива двигателя значительно увеличивается как вследствие ухудшения КПД цикла, так и из-за снижения полетного КПД (увеличения скорости истечения). Из-за низкой экономичности форсажный режим обычно используется в критических условиях эксплуатации - на взлете (для сокращения длины ВПП), для ускоренного разгона самолета, для преодоления звукового барьера и т.д. Применения форсажа в сверхзвуковом крейсерском полете обычно стремятся избежать из-за значительного снижения дальности полета.

В 1940-1960-х гг. были созданы опытные образцы ТВД с регенератором. Этим применение регенеративного цикла в авиационных ГТД ограничилось и не получило дальнейшего развития по причине значительного веса и габаритов теплообменника и его низкой надежности. Однако в настоящее время вновь проявляется интерес к применению регенерации тепла. Так, в рамках европейской программы CLEAN прорабатываются перспективные ТВД и ТРДД с рекуператором (в ТРДД - в сочетании с промежуточным охлаждением).

В наземных ГТД регенеративный цикл применяется достаточно широко. Утилизация тепла осуществляется в теплообменниках-рекуператорах и позволяет повысить КПД цикла на 20...30% (относительных). При этом удельная работа несколько снижается из-за гидравлических потерь в рекуператоре. Очевидно, что регенерация тепла возможна, если температура выхлопных газов существенно выше температуры воздуха за компрессором, т.е. при небольшой степени сжатия π*к = 4…10.

В настоящее время регенеративный цикл используется в ГТД небольшой размерности (мощностью до 16 МВт) и в микротурбинах, для которых применение высокой степени сжатия ограничивается малой размерностью лопаточных машин.

Энергетические наземные ГТД широко используются в составе ПГУ в комбинированном парогазовом цикле, который является комбинацией простого газотурбинного цикла и парового цикла Ренкина. В ПГУ тепло выхлопных газов ГТД используется в котле-утилизаторе для производства перегретого пара и выработки дополнительной мощности в конденсационной паровой турбине. Увеличение мощности и КПД установки составляет 50 %.

Уровень КПД современных ПГУ, базирующихся на ГТД с высокими параметрами цикла

Т*СА = 1600…1700 К, π*к = 16...23) достигает 58. ..60 %.

Достаточно часто в энергетических ГТД используется также цикл с впрыском пара в камеру сгорания и турбину (цикл STIG). В отличие от ПГУ в этом случае нет необходимости в паровой турбине, поэтому установки с впрыском пара значительно проще и дешевле. Однако и прирост мощности и КПД в таких установках меньше, чем в ПГУ. Очевидным недостатком цикла является потеря большого количества специально подготовленной воды (парогазовая смесь после расширения в турбине и охлаждения в котле выбрасывается в атмосферу).

Цикл с промежуточным подогревом в наземных ГТД имеет ограниченное применение из-за отрицательного влияния на эффективный КПД. Такой цикл в настоящее время используется только в энергетических ГТД GT24 и GT26 фирмы Alstom. Эти ГТД предназначены для работы в составе ПГУ и имеют мощность 180 и 260 МВт. В ГТД имеется вторая камера сгорания, расположенная после первой ступени пятиступенчатой турбины. Для компенсации снижения КПД цикла в GT24 и GT26 применена повышенная степень сжатия π*к = 30…32.

В наземных ГТД используются также циклы:

-	с промежуточным охлаждением;

-	с промежуточным охлаждением и промежуточным подогревом;

-	с промежуточным охлаждением и регенерацией;

-	с промежуточным охлаждением, промежуточным подогревом и регенерацией;

-	с впрыском пара в камеру сгорания с последующим его извлечением на выхлопе при помощи контактного конденсатора;

-	циклы с увлажнением воздуха и др.

Однако реализующие перечисленные циклы установки не нашли пока широкого применения и являются либо опытными образцами, либо выпущены небольшой серией.

В рамках зарубежных программ развития энергетики прорабатываются перспективные установки, объединяющие ГТД сложных циклов с различными технологическими процессами. Но они, по сути, уже не являются ГТД в классическом его понимании, а представляют собой сложные технологические системы по совместному производству различных видов энергии (электрической, механической, тепловой, холода) и химических продуктов, экологически чистые и безотходные.




7. Основные параметры наземных и морских приводных ГТД



В отличие от авиационных двигателей в наземных и морских ГТД полезная энергия полностью срабатывается на турбине и передаётся потребителю в виде механической работы. По способу использования свободной энергии наиболее близким авиационным аналогом для наземных и морских ГТД является вертолетный ГТД.

К основным параметрам наземных и морских ГТД относятся эффективная мощность и эффективный КПД на выходном валу. Также важными параметрами являются расход воздуха, расход и температура газов, располагаемая тепловая мощность на выходе, расход топлива. Эти параметры используются при проектировании ГТУ и объектов применения ГТД.

Масса и габариты для наземных и морских ГТД имеют второстепенное значение. Исключение составляют транспортные ГТД, в том числе и морские, используемые для привода судовых движителей. Для транспортных двигателей габариты (объем) имеют важное значение, поскольку пространство для их размещения на объектах применения зачастую ограничено.

Параметры ГТД обычно даются в стандартных условиях ISO 2314:

-	температура атмосферного воздуха +15 °С;

-	давление атмосферного воздуха 760 мм рт. ст.;

- относительная влажность воздуха 60%;

- без учета потерь давления во всасывающем и выхлопном устройствах объекта применения ГТД;

- с учетом потерь на входе и выходе собственно ГТД – во входном корпусе компрессора и выходном тракте ГТД за турбиной, включающем стойки задней опоры, диффузор и улитку.

Мощность наземных и морских ГТД изменяется в широких пределах – от десятков киловатт в микротурбинах до сотен мегаватт в крупных стационарных энергетических ГТД. К настоящему времени создано множество моделей ГТД, достаточно равномерно заполняющих мощностной ряд от 30 кВт до 350 МВт.

Мощностной ряд ГТД можно условно разделить на четыре класса:

- микротурбины – имеют мощность от 30 кВт до 250 кВт, применяются обычно в составе автономных энергоагрегатов для выработки электроэнергии или совместного производства электрической, тепловой энергии и в ряде случаев для производства холода;

- ГТД малой мощности – от 250 кВт до 10 МВт, для механического и морского привода, привода электрогенераторов в составе ГТЭС простого цикла и в когенерационных установках для совместного производства электрической и тепловой энергии;

- ГТД средней мощности - от 10МВт до 60 МВт для механического и морского привода, в составе ГТЭС простого и комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установках;

- ГТД большой мощности – от 60 до 350 МВт, используются в составе ГТЭС комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установках; значительно реже – в простом цикле.

Важнейшими удельными параметрами, определяющими степень технического совершенства наземных и морских ГТД, являются удельная мощность и эффективный КПД на выходном валу.

Удельная мощность (аналогично ТВД и вертолетным ГТД) представляет собой мощность, приходящуюся на единицу (1 кг/с) расхода воздуха Gв , и численно равна удельной работе цикла (кДж/кг), кВт/кг/с.



Nуд = Nе / Gв.



Современные наземные и морские ГТД постоянно развиваются в сторону повышения удельной мощности за счет увеличения температуры газа перед турбиной, совершенствования аэродинамики лопаточных машин и систем охлаждения. В настоящее время особенно значителен прогресс в повышении параметров мощных одновальных энергетических ГТД. Это объясняется интенсивным заимствованием авиационных технологий в области трехмерной аэродинамики, применением многослойных теплозащитных покрытий (ТЗП) и эффективных систем охлаждения турбины, использованием теплообменников для снижения температуры охлаждающего воздуха и водяного пара в качестве охладителя.

Удельная мощность новейших серийных энергетических ГТД достигает 400...450 кВт/кг/с при освоенной температуре газа перед турбиной Т*СА = 1700 К (при работе в базовом режиме с межремонтным ресурсом 25 000 часов). Разрабатываются опытные модели энергетических ГТД с температурой газа перед турбиной Т*СА = 1783 К.

Удельная мощность ГТД малой и средней мощности достигает значений 300…350 кВт/кг/с при максимальной температуре газа на номинальном режиме Т*СА = 1500…1600 К.

Важнейшим удельным параметром наземных и морских ГТД является эффективный КПД ηе . Он характеризует топливную эффективность и представляет собой отношение эффективной мощности на валу Ne к мощности, подведённой с топливом Nтопл , кВт:



Nтопл = Gт часНu/3600, ηе = Ne / Nтопл = ,



где Gт час – часовой расход топлива ГТД, кг/ч; Нu – низшая теплота сгорания, кДж/кг.

Повышение эффективного КПД – важнейшее направление развития ГТД – достигается повышением параметров цикла Т*СА и π*к в оптимальном соотношении, а также уменьшением внутрицикловых потерь за счет совершенствования аэродинамики лопаточных машин, систем охлаждения и снижения потерь по тракту ГТД.

Эффективный КПД зависит также и от класса мощности – у ГТД меньшего класса мощности КПД, как правило, ниже (рис. 23). Эта зависимость проявляется через фактор размерности. В ГТД меньшей мощности более умеренные параметры цикла, так как сложнее получить высокий КПД на малоразмерных лопаточных машинах. Параметры цикла, кроме этого, влияют и на удельную стоимость ГТД. Эффективный КПД современных ГТД простого цикла составляет ηе = 0,18…0,43.

Удельная стоимость ГТД - экономический параметр, характеризующий стоимость 1 кВт установленной мощности ГТД в определенной стандартной комплектации. Например, если ГТД применяется для механического привода, в состав оборудования входят: система запуска, управления, противообледенительная и противопожарная, входное и выходное устройства, редуктор и некоторые другие. С ростом мощности ГТД существенно снижается его удельная стоимость. Так, например, удельная стоимость ГТД для механического привода составляет от 400…450 $/кВт (для ГТД класса мощности 1 МВт) до 170…180 $/кВт (для ГТД мощностью 30…40 МВт).




8. Особенности требований к приводным ГТД для ГПА



Энергетика и механический привод являются важнейшими областями применения наземных ГТД: в суммарном объеме мирового производства наземных и морских ГТД энергетические ГТД составляют около 91%, приводные ГТД – около 5% (по стоимости). В России основной потребитель ГТД - газотранспортные подразделения ОАО "Газпром", однако и в энергетике в последнее время наблюдается быстрый рост спроса на газотурбинные приводы.



8.1 Требования к характеристикам ГТД



Основными характеристиками ГТД, определяющими его размерность и техническое совершенство, являются номинальная мощность на выходном валу (Ne ном) и эффективный КПД (ηе) на режиме номинальной мощности.

Ne ном - это максимальная длительная мощность в определенных стандартных условиях (см. ниже), при которой обеспечиваются заявленные показатели ресурса, надежности и экономичности. ηе и Ne ном определяются для двух условий: условий по ISO 2314 и станционных условий.





Рис. 23. Зависимость эффективного КПД (ηе) наземных ГТД от мощности


Условия ISO 2314 (ГОСТ 20440-75):

параметры воздуха на входе (в плоскости входного патрубка компрессора): полное давление 0,1013 МПа, полная температура +15 °С, относительная влажность 60%;

параметры на выхлопе (в плоскости выхлопного патрубка турбины или на выходе из регенератора, если используется регенеративный цикл): статическое давление 0,1013 МПА;

сопротивление входного и выхлопного трактов ГПА не учитывается.

Параметры ГТД в условиях ISO используются для определения технического уровня двигателя и сравнения его с ближайшими аналогами.

Станционные условия отличаются от условий ISO учетом потерь полного давления во входном и выхлопном устройствах ГПА, которые обычно не превышают 1000 Па. Номинальная мощность должна обеспечиваться до температуры атмосферного воздуха +25°С (это требование может быть изменено для конкретного двигателя). Максимальная мощность ГТД – это предельная рабочая мощность, развиваемая при больших отрицательных температурах атмосферного воздуха. Максимальная мощность должна быть до 20% выше номинальной. Номинальный КПД проектируемых ГТД должен соответствовать современному техническому уровню или быть выше. КПД современных серийных ГТД для различных классов мощности приведены в табл. 4



Таблица 4




Примечание: показатели относятся к серийной товарной продукции мирового рынка простого и регенеративного цикла и не относятся к установкам сложных и комбинированных циклов. Перспективные разработки и прототипы могут иметь КПД на 1,5. ..2% (абсолютных) выше.

Нагрузочная характеристика двигателя ГПА (зависимость мощности от частоты вращения силовой турбины при постоянном режиме газогенератора) должна быть пологой - не более 5 % снижения мощности при частоте вращения СТ 70 % от номинальной.

Минимальная мощность, при которой допускается длительная эксплуатация ГТД, может составлять до 50 % от номинальной мощности.

Конструкция ГТД должна допускать возможность отбора сжатого воздуха из-за компрессора на станционные нужды и в противообледенительную систему. При этом соответственно снижаются мощность и КПД.

Двигатели ГПА работают на земле, в условиях запыленности, поэтому в процессе эксплуатации мощность снижается из-за загрязнения газовоздушного тракта двигателя (в основном, проточной части компрессора). Для восстановления мощности выполняют промывку газовоздушного тракта. При промывке на вход в двигатель при помощи промывочных устройств подаются специальные моющие растворы. Промывку выполняют на рабочем режиме или на режиме холодной прокрутки. Отличие промывки на рабочих режимах от промывки на холодной прокрутке заключается в расходах промывочной жидкости - на холодной прокрутке подается значительно больше моющей жидкости.

Рекомендуемая периодичность промывки:

- на рабочем режиме - через 300…1000 часов работы;

- на режиме холодной прокрутки - через 3000…5000 часов работы.

Промывки могут производиться и чаще в случае значительного снижения мощности ГТД при сильной загрязненности воздуха.


8.2 Требования к ресурсам и надежности



Класс использования ГТД для ГПА, как правило, базовый:

- время работы свыше 6000 ч/год;

- число пусков не менее 20 в год;

- время непрерывной работы – более 300 ч/пуск;

Срок службы ГТД – не менее 20 лет.

Ресурсы:

- назначенный – не менее 100000 ч;

- межремонтный – 20000…25000 ч.

Назначенный ресурс газогенератора ГТД, конвертированного из авиадвигателя, должен быть не менее 50000 час.

Надежность ГТД для ГПА определяется следующими основными показателями:

а) наработка на отказ по причинам, связанным с двигателем, ч:



Тотказ = Тр / Чотказ ,



где Тр – суммарное время работы парка двигателей, ч;

Чотказ – количество отказов.

Нормируемое значение Тотказ ≥ 3500 ч.

б) коэффициент надежности пусков



Кнп = П / Побщ ,



где П - количество удавшихся пусков;

Побщ - общее количество пусков с учетом неудавшихся.

Нормируемое значение Кнп ≥ 0,95.

в) коэффициент готовности


Кг = Тр /(Тр + Тпрост),



где Тр – суммарное время работы парка двигателей, ч;

Тпрост - суммарное время вынужденных простоев, связанное с устранением отказов, ч.

Нормируемое значение Кг ≥ 0,98.

г) коэффициент технического использования:



Кти = Тр /(Тр + Твосст + Ттор),



где Тр – суммарное время работы парка двигателей, ч;

Твосст – суммарное время восстановления, связанное с устранением отказов, ч;

Ттор – время простоев на плановое техническое обслуживание и ремонт, запланированный на время простоев, ч.

Нормируемое значение Кти ≥ 0,9.

Фактически показатели надежности оцениваются по результатам эксплуатации и должны быть подтверждены по истечении пяти лет эксплуатации двигателей.



8.3 Требования к габаритам и весовым характеристикам



В отличие от авиационных к ГТД наземного применения предъявляются менее жесткие требования по габаритам и массе.

Основными ограничениями являются габариты контейнеров для транспортировки и хранения двигателей. ГТД должны транспортироваться обычными транспортными средствами с применением распространенных грузоподъемных механизмов. При проектировании промышленных двигателей для ГПА нет необходимости вводить в конструкцию элементы, снижающие массу деталей: выборки, проточки, отверстия и т.п. Также не следует применять без особой необходимости дорогостоящие легкие сплавы (титановые, алюминиевые, магниевые) и высоколегированные стали.



8.4 Используемые ГСМ



В качестве топлива для ГТД ГПА в основном используется природный газ, отбираемый из транспортных газопроводов. Состав и характеристики топливного газа регламентируются отраслевым стандартом. При проектировании ГТД, особенно деталей камеры сгорания, лопаток и дисков турбины, следует учитывать, что в состав природного газа входят сероводород и меркаптановая сера. Эти компоненты газа при высоких температурах вызывают оксидно-сернистую коррозию деталей. Повышенным содержанием сероводорода отличается природный газ, откачиваемый из подземных хранилищ газа. В некоторых случаях в качестве топлива могут использоваться попутные нефтяные газы.

Транспортируемый газ, используемый в качестве топлива, проходит на компрессорных станциях через специальные блоки подготовки. В этих блоках газ доводится до требований стандарта по чистоте, содержанию влаги и температуре.

Во многих случаях транспортируемый природный газ используется и в качестве рабочего тела для турбостартеров двигателя - так называемый пусковой газ. Пусковой газ также подается к стартеру двигателя из блоков подготовки газа компрессорной станции.

В системах смазки ГТД для ГПА используются минеральные масла типа МС-8П, в некоторых двигателях используется масло турбинное типа ТП-22е. В высокотемпературных ГТД, конвертированных из авиадвигателей, применяются синтетические масла при условии минимизации потерь масла.




8.5 Требования экологии и безопасности



Существуют допустимые нормы содержания окислов азота и углерода в выхлопных газах приводных ГТД ГПА.

Содержание окислов азота (в сухих продуктах сгорания при температуре 0,1013 МПА и условной концентрации кислорода 15 %):

- для вновь проектируемых ГТД - не более 50 мг/нм3;

- для модернизируемых ГТД – не более 150 мг/нм3.

Содержание оксидов углерода – не более 100 мг/нм3.

Компрессорные станции магистральных газопроводов являются объектами повышенной пожаровзрывоопасности. Поэтому к ГТД для ГПА предъявляются особые требования по обеспечению безопасности работы. Конструкция двигателя в целом, его составных частей, агрегатов, трубной и электрической обвязки должны гарантированно исключать искрообразование, утечку топливного газа, нелокализованные разрушения роторов.

В конструкции должны применяться датчики и агрегаты взрывобезопасного исполнения, корпуса компрессоров, турбин следует проектировать более прочными. Двигатели необходимо оборудовать системой автоматической защиты от раскрутки роторов, а в случае ее отказа разрушение лопаток должно предшествовать разрушению дисков.

В отличие от авиационных двигателей ГТД для ГПА устанавливаются в специальных укрытиях. закрываются шумотеплоизолирующими кожухами. Кроме того, в составе самих ГПА предусмотрены шумоглушащие устройства во входной шахте и в системе выхлопа. Поэтому в конструкции собственно двигателя не предусматриваются какие-либо устройства для снижения уровня шума.




Заключение



Газотурбинные двигатели за шестьдесят лет своего развития стали основным типом двигателей в современной авиации. На основе авиационных ГТД созданы двигатели для наземной и морской техники: мобильных электростанций, газокомпрессорных станций, наземных и морских транспортных средств. Газотурбинные двигатели - классический пример сложнейшего устройства, детали которого работают длительное время в условиях предельно высоких температур и нагрузок. Вместе с тем эти двигатели - образец высочайшей надежности, которая обеспечивается эффективными конструкторскими решениями, сложными газодинамическими, тепловыми и прочностными расчетами. В связи с этим изучение газотурбинных двигателей, как одного из наиболее совершенных достижений инженерной мысли, выходит за рамки утилитарной задачи подготовки инженеров-двигателистов. Анализ существующего состояния трубопроводного транспорта природных газов и оценка перспектив его дальнейшего развития показывают, что газотурбинный вид привода центробежных нагнетателей на компрессорных станциях как в настоящее время, так и на ближайшую перспективу остается одним из основных видов энергопривода компрессорных станций.




Список использованной литературы



1. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. / А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, B.JI. Сандрацкий. - М.: Машиностроение, 2008. - Т. 1. -208 с.: ил. - (Серия: Газотурбинные двигатели).

2. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. / А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, B.JI. Сандрацкий. - М.: Машиностроение, 2008. - Т. 2. -366 с.: ил. - (Серия: Газотурбинные двигатели).

3. Б.П. Поршаков, А.А. Апостолов, В.И. Никишин. Газотурбинные установки: - М: ГУП Издательство "Нефть и газ" РГУ нефти и газа им. И.М. Губкина, 2003. – 240 с.