автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Выбор параметров комбинированных ГПТУ на базе авиационных двигателей ТРДДФ РД-33

На правах рукописи

ФИЛИМОНОВ ЮРИЙ ВЛАДИМИРОВИЧ

УДК 621.458'322

ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КОМБИНИРОВАННЫХ ГПТУ НА БАЗЕ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТРДДФ РД-33

Специальность 05.07.05

Тепловые двигатели летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ на соискание ученой степени кандидата технических паук

Москва 1997

Работа выполнена в Московском государственном авиационном институте (Техническом университете).

Научный руководитель -доктор технических наук, профессор О.Н.Емин

Официальные оппоненты:

- доктор технических наук,

профессор кафедры ЭЗ МГТУ им. Баумана Бекнев B.C.

г. Москва, 107005, ул. 2-я Бауманская, 5.

- кандидат технических наук,

главный конструктор АО «Люлька-Сатурн» Марчуков ЕЛО.

г. Москва, 129301, ул. Касаткина, 13.

Ведущая организация - НПП «Завод им. В.Я.Климова» г. Санкт-Петербург. 194100, ул. Кантемировская, 11.

Защита состоится « » 199 г. на заседании диссертационного

совета К 053.18.04 в Московском авиационном институте (Техническом университете).

Адрес института: 125871, г.Москва, Волоколамское шоссе, д 4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ.

Ваш отзыв на автореферат в одном экземпляре, заверенный печатью, просим направлять по указанному адресу.

Автореферат разослан «_»_1997 г.

Ученый секретарь диссертационного совета, к.т.н., доцент

Михайлова Т.В.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы - Использование авиационных газотурбинных двигателей на земле до последнего времени находилось на очень низком уровне, что )бусловлено недопустимой для наземного применения относительно низкой ■епловой экономичностью ГТД. Так, существующие на сегодняшний день ста-(ионарные газотурбинные установки характеризуются эффективным КПД щкла на уровне 30-35%. Радикально исправить это положение возможно, !режде всего за счет утилизации тепла струи выхлопных газов двигателя в изкотемпературном паротурбинном цикле. Ускорению исследований в этой бласти способствуют потребности современной энергетики в автономных и иковых электростанциях малой и средней мощности, особенно для трудно-оступных районов с большими природными ресурсами.

Комбинированные циклы нашли свое применение в газопаротурбин-ых установках (ГПТУ), однако все предыдущие работы основаны на ис-ользовании промышленных газовых турбин с большеразмерными каме-ами сгорания или специально создаваемого ГТД с относительно низкими пя этого типа двигателей параметрами рабочего процесса. Установки та-эго типа позволяют доводить КПД до 45%.

Использование в качестве газотурбинной части ГПТУ авиационных дви-пгелей позволяет, как показали исследования в ряде организаций, существен> повысить параметры установки. Однако это направление на сегодняшний :нь еще недостаточно изучено, как со стороны многообразия схемных реше-1Й, так и параметрического анализа каждой схемы в отдельности.

Кроме того, создание таких установок кроме решения вышеназванной дачи позволит предложить целесообразные пути конверсии авиационной хники. Причем возможна реализация нескольких направлений:

а) использование авиационных двигателей, выработавших летный ресурс;

б) использование новых двигателей и их узлов;

в) использование производственных мощностей авиадвигателестрои-пьных предприятий;

г) использование научно-технического потенциала авиационной промышленности.

Как будет показано ниже, предлагаемые схемы энергоустановок будут отличаться также более высокими экологическими показателями, чтс несомненно является их важным достоинством.

Все вышеизложенное сделало чрезвычайно перспективным и практическ! важным изучение особенностей рабочего процесса, выбор схем, оптимизацшс основных проектных параметров и проведение предэскизной компоновю ГПТУ различного назначения на базе авиационных двигателей.

Цель работы - создание предэскизного проекта комбинированной газопаротурбинной установки на базе авиационного ГТД РД-33 на основе обобщений, рекомендаций и выводов, полученных в результате проведения комплексного исследования влияния схем и параметров ГПТУ на получающиеся мощность и эффективность установки.

Задачи исследования - в качестве основных задач, решаемых в диссертационной работе, определены следующие:

- разработать методику расчета параметров двухконтурного двигателя с демонтированным компрессором низкого давления при сохранении рабочей точки его характеристики;

- разработать методику расчета и исследовать параметры двигателя с демонтированным КНД при работе его компрессора высокого давления с приведенными оборотамй больше единицы;

- разработать методику, алгоритм и программу расчета параметров комбинированной газопаротурбинной установки;

- исследовать особенности изменения параметров ГПТУ в зависимости от варьируемых входных параметров как газотур-бинной, так и паротурбинной частей установки, а так же схемы ГПТУ;

- на основании полученных результатов провести предэскизное проектирование наземной электростанции с ГПТУ на базе авиационного двигателя с малой степенью двухконтурности.

шной, так и паротурбинной частей установки, а так же схе-I ГИТУ;

- на основании полученных результатов провести прёдэскиз->е проектирование наземной электростанции с ГПТУ на базе ¡иационного двигателя с малой степенью двухконтурности.

Научная новизна - в диссертационной работе получены сле-юшие новые научные результаты:

- систематизация возможных схем комбинированных установок . базе авиационных двигателей;

- методика расчета параметров газотурбинного двигателя •и демонтаже компрессора низкого давления и рассчитанные по й характеристики такой ГТ7 на приведенных оборотах компрес-ра высокого давления .^=1-1,15;

- методика расчета параметров газопаротурбинной установки я оценки эффективности ГПТУ при оптимизации такой системы;

- данные, полученные с помощью машинного эксперимента, рактеризузщие влияние различных схем установок на их выходе параметры, позволяющие определить оптимальные для данного зотурбинного двигателя состав оборудования и компоновку ектростанции;

- данные по влиянию основных температурных разностей про-сса парообразования на мощность, КПД и габариты получаемой тановки;

- анализ возможности и целесообразности введения много-усного подвода тела к выхлопным газам двигателя с точки экия показателей ГПТУ;

Автор зап^ттааегг - возможность и целесообразность примене-я авиационных двигателей при проектировании наземных энер-/становок для различных целей; методику расчета параметров рационного двигателя при демонтаже КНД; характеристики ксм-зссора высокого давления при Ппр>1; методику определения па-/етров комбинированной ГПТУ на базе авиационного ГТД; ком-

плексный анализ эффективности различных, схем установок, также рекомендации по выбору схемы для разных двигателей;

Дразстичесхоа значение - состоит в том, что разработана ] опробована методика определения основных проектных параметро; комбинированной газопаротурбинной, установки на базе авиациоН' ных двигателей с малой степенью двухконтурности; созданы алгоритм- и программа- расчета характеристик ГПТУ с возможность! варьирования как схемы установки, так и основных рабочих параметров газотурбинного и паротурбинного циклов; разработа) алгоритм предварительной оценки мощности свободной турбин; авиационного ГГД для случая использования его в качестве наземной энергетической установки; предложены варианты возможной компоновки электростанции с ГПТУ на базе авиационных ТРДД

Апробация работы - Материалы диссертационной работы доложены и-■обсуждены: сообщение на кафедре 201 МАИ, январь 1997 г, май 1997 г; ХЫ1-ХЬ^ научно-технических сессия> комиссии по газовым турбинам РАН. Москва, 1995-19Э7гг.; научно-методическая конференция, посвященная 50-и летия кафедры «Теория воздушно реактивных двигателей» МАИ, Москва, МАИ, октябрь 1995 г.: XX научные чтения по космонавтике. Москва, январь 199бг; X Всероссийская Межвузовская научно-техническая конференция «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели», посвященная 150-и летию со дня рождения Н.Е.Жуковского, МГТУ им. Н.Е.Баумана, сентябрь 1996г. Основное содержание диссертационной работы опубликовано з ряде статей и 4 технических отчетах каф. 201 МАИ.

Структура и объем работа - диссертация содержит введение, четыре главы и заключение, что составляет 202 страницы машинописного текста, 52 рисунка, 22 таблицы, список литературы включает 83 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении показана актуальность темы исследования, изло-эны основные положения и проблемы наземного использования виационных двигателей и их частей. В связи с недостаточной зученностью вопросов, связанных с организацией утилизации зы-попной струи газотурбинной установки, подчеркнута важность роведения исследований в этой области. Указано на возможные >ти решения проблем конверсии авиационной техники, причем сра-/ по нескольким направлениям. Подчеркнута важность темы работы тоски зрения накопления опыта в создании и эксплуатации ком-■шированных установок с целью их дальнейшего применения на эрспективных транспортных средствах, в том числе и з авиации.

Первая глава содержит системный анализ научных рабос. по гме диссертации, в результате которого сформулированы оснозные адачи комплексного исследования комбинированной газопарстур-щной установки на базе авиационных двигателей. -Учитывая тен-2НЦИ20 развития современной энергетики, признано целесообразным качестве объектов исследования принять комбинированную газо-*ротурбинную установку. Дана самая общая принципиальная схема 1кой установки и показаны возможные способы использования теп-1 выхлопных газов ГТД. Приведен анализ различных способоз ор-1низации рабочего процесса в замкнутом паровом контуре. Пока-ша тенденция использования в промышленной энергетике комбини-)ванных установок для комплексного производства электроэнергии когенерации - одновременного получения электроэнергии и тепла применением технологий, позволяющих использование теплоноси-лей с максимальной эффективностью. Проведен анализ сущестзуго-[х электростанций и установок наземного применения, как отече-•венного, так и зарубежного производства, с различными пароге-:раторами (НПГ, ВПГ), рассчитанных на широкий диапазон полу-емых мощностей. Приведены примеры современных разработок в ласти применения авиационных двигателей на земле, проводимые .зличными организациями авиационного направления.

Показано, что комбинированные циклы получили применена также в судовых силовых энергетических установках. Отмечено, что роль быстроразвиваюшихся комбинированных энергетически: установок (КЭУ) в транспортной энергетике будет возрастать, поскольку КЭУ позволяют получить КПД и комплекс характеристик, недостижимых для ПТУ и ГТУ. Рассмотрен ряд примеров использования комбинированных установок, сочетающих газотурбинный двигатель и замкнутый паротурбинный контур, в качеств! основных силовых агрегатов морских судов, а так же вспомогательных судовых установок с характерными значения основные параметров .газотурбинной части: температура газа 1000-1200 К, степень повышения давления 5-6 (иногда до 10); умеренные значения КПД компрессоров и турбин. Приведены примеры установо! с несколькими уровнями давления пара. Рассмотрены возможное^ создания авиационных двигателей с существенно повышенной экономичностью путем дальнейшего форсирования основных параметров цикла двигателя, прежде всего увеличением степени двух-контурности. Оно может быть достигнуто применением утилизационных парогенераторов замкнутого цикла.

Проведен анализ классификаций возможных схем ГПТУ, обусловленных наличием различных вариантов использования авиационных ГТД, как и многообразием схем и конструкций самих ГТД. Отмечены достоинства и недостатки систематизации схем ГПТУ, разработанных в предшествующих работах.

На основании анализа результатов научных исследований было выбрано общее направление диссертационной работы - дальнейшее развитие и совершенствование классификации схем комбинированных установок на базе авиационных двигателей, а так же проведение в соответствии с ней детальных расчетов возможных схем, обеспечивающих оптимальное сочетание основных эксплуатационных характеристик.

Вторая глава посвящена проблемам использования авиационных двигателей в качестве газотурбинных частей комбинированных

'ПТУ. Предложена классификация возможных схем ГГГГУ на • базе [виационных двигателей, основанная прежде всего на способе па-«генерации. Далее в качестве квалификационного признака следу- _ ¡г тип самого газотурбинного двигателя по . виду вырабатываемой м механической энергии, и затем, способ использования самого "ГД. Замыкается классификация снова на способ парогенерадии.

Базовым двигателем, используемым при написании диссертационной работы, был выбран отечественный авиационный газотур-1инный двигатель РД-33. Проведенный газодинамический расчет "ГД и его лопаточных машин позволил получить параметры исход-ого двигателя, необходимые для дальнейшего исследования, одробно рассмотрены две возможности использования двухваль-ых авиационных ТРДЦ (и ТВД) для создания газотурбинных энер-етических установок (ГТУ) или газотурбинных частей комбини-ованных'газопаротурбинных установок (ГПТУ), проанализированы х достоинства и недостатки.

При рассмотрении варианта применения «полного» двигателя ля создания простой газотурбинной установки, был предложен риближенный метод, основанный на том, что скорость истечения азового потока из сопла ТРДЦ (после смешения) может рассмат-иваться" как так называемая изоэнтропическая располагаемая корость потока в свободной турбине, которая определяет удель-ую тягу двигателя. В результате для РД-33 было получено: Н-гсвсф = 12,46 МВт МТСВФ = 34,88 МВт

Так же приведены результаты расчетов для ряда отечествен-=1Х двигателей, где принято значение КПД турбины г)т = 0,8. Они эказывают, что у двигателей повышенной степени двухконтурно-ги величина удельной мощности получается пониженной.

При расчете параметров газотурбинного двигателя с демон-фованным КНД исходили из того, что система КВД-КС-ТВД остался в той же расчетной рабочей точке. При этом полное давле-1в на входе в КВД уменьшается в раз, а температура тор-

можения в т*кнл=Т*к-/288 раз по сравнению с исходным ТРДД. Чтоб! оставить систему газогенератора в расчетной точке характеристики, необходимо уменьшить физическую -частоту вращения роторов и температуру торможения газов перёд' турбиной. При это( должны выполняться следующие условия:

Пщ^сопэЬ; ТГпр=с6пз1:.

"•В результате рассуждений "получены следующие формулы дл: расчета параметров установки:

р: _

Пуст

Свус* —

Пш> X

ХНД

Са да X Т

р в 1 уст

да

уст ——— ;

N1

N1 ;

здесь: «дв» - индекс параметра исходного двигателя, «уст» - индекс, относящий параметр к энергоустановке. В результате получено:

сеч разм. в к г г' т

Руст Па 99300 703800 676000 214000 101900

Туст К 288 545, 4 1021,6 797,4 678

а«« уст = 9478 об / мин; п«дУст = 14110 об / мин

С. ус = 19. 8 6 кг / с уст ~ 5189 кВт; Ят« ус = 2721 кЗг

При расчете давление за свободной турбиной становится меньше атмосферного. По этой причине вводится поправочный коэффициент В для расчета истиной выходной мощности:

1 -

1 -

.В =

2,Г3-

= 1,1198

1---

7С1

1,93°

т

Истинную выходную мощность можно рассчитать как:

= Н = 2721 = 2428 кВт В 1.1198

Показано, что снижение физических оборотов роторов и температур по тракту установки происходит значительное повышение ресурса самой напряженной части газотурбинного двигателя -блока турбин. Наглядно это можно продемонстрировать с помощью рисунка 1. При этом ресурс достигает значений 50 000 часов.

Установлено, что возможно форсирование режима работы установки по температуре газа в камере сгорания, и, следовательно, по числу оборотов. Определение основных параметров установки производилось при рассмотрении, линии рабочих' режимов на поле характеристики компрессора высокого давления в области Ппр>1,0. При помощи разработанной методики, основанной на уравнениях неразрывности и баланса мощностей, рассчитаны параметры установки для диапазона п„р 1-1,15.

В третьей главе проведен комплексный анализ комбинированной ГПТУ на базе авиационного двигателя РД-33. С целью боле логичного изложения материала, в начале главы приведен краткий обзор . литературы, посвященной паровой тематике. Рассмотрены паровой цикл в Т-Б и а-Э диаграммах, процессы, проходящие в. элементах парового контура: парогенераторе, паровой турбине, конденсаторе, а так же их конструктивные и эксплуатационные особенности. Введено понятие так называемых парового и конденсационного отношения, которые служат согласованию основных параметров газотурбинной и паротурбинной частей установки.

Проанализирован вопрос о выборе основных параметров паротурбинного цикла на Т-Б диаграмме, показанной на рис.2, дополненной зависимостями изменения температуры выхлопных газов ГТД (верхняя пунктирная кривая) и температуры охлаждающего • воздуха (нижняя пунктирная кривая). Показано, что первым и главным условием при выборе параметров паротурбинного цикла •>.' является расположение его (он покпзан жирными линиями а-а'-Ь-

с-с!-е) между вышеуказанными пунктирными линиями. При этом пг ровое отношение будет равно:

Cpr х [Т* - (Тпо + дТ.1..) ] пь = -2-

Гп + (id - ic)

Представлена методика, блок-схема и программа расчета па раметров ГПТУ, основной особенностью которой является тс факт, что паровой контур ГПТУ работает на энергии уходящи газов ГТД и, следовательно, входными параметрами для паровс части являются заданные однозначно параметры газа на выход из ^газотурбинного двигателя. На основании разработанной мето дики были произведены вариантные расчеты для различных схе установок, места и степени дополнительного подогрева выхлоп ных газов ГТД, параметров парогенерации и т.д.

Проведен расчетный анализ влияния основных температурны разностей процесса парогенерации на получаемые параметры ус тановки на базе «полного» двигателя РД-33 со средненапорны парогенератором (схема такой установки приведена на рис.3), результате расчетов получены зависимости, представленные виде графиков на рис. 4. Показано, что с ростом температур форсажа значительно возрастает мощность паровой турбины суммарная мощность установки Ng, а так же эффективный КПД т|е С ростом же /iTmin происходит перераспределение тепловой мощно сти между паровой и газовой (свободной) турбинами в сторон-, газовой турбины (Ncsti NnTU). При этом происходит падение сум марной моищости установки и, следовательно, ее эффективное КПД. Показано, что из конструкторских соображений повышени* ATmin полезно, так как оно положительно сказывается на конструкции и размерах парогенератора, что в некоторых случаях является определяющим фактором. Показано, что целесообразш принять для дальнейших расчетов значение АТ„цП, равное 10 К,

что дает максимальные величины мощностей и КПД и облегчает анализ влияния остальных определяющих факторов.

Далее рассмотрено влияние состава и схемы ГПТУ на ее определяющие параметры. При этом анализ каждой из возможных схем установки на базе двигателя РД-33, как «полного», так и с демонтированным компрессором низкого давления, был прозеден в следующей последовательности:

1. Простейшая схема, так называемая газотурбинная установка без утилизирующего парового контура, которая представляет собой двигатель, мощность свободной турбины которого используется для привода электрогенератора.

2. Форсирование перед свободной турбиной установки путем дополнительного дожигания топлива.

3. Газопаротурбинную установка, которая получается постановкой на выхлопе простой газотурбинной установки паротурбинного контура.

4. Газопаротурбинная установка с двумя (а иногда и тремя) контурами подвода тепла к выхлопным газам двигателя.

Для примера приведем результаты подобных расчетов для установки на базе полного двигателя с СПГ (рис. 3) . Расчеты проводились для следующего массива исходных данных:

1. Для ГТУ:

Температура газа за камерой смешения

Давление газа за камерой смешения

Расход газа через внутренний контур

Расход газа суммарный

2.Форсированная установка:

см = 801 К с» = 2, 95П05 Па

6в1 = 52,12 кг/с Сгг = 78,7 кг/с

параметр значение .

Тф1=Тгсв, К 800 857,8 980,3 1102,8 1225,4 1347/9 1470,9 1593

Тт—Трпг, к 652,9 700 800 900 1000 1100 1200 .1300

3.ГПТУ:

температура газа на выходе газогенераторной части:

Т вых = Т ох пг = 801 К; давление газа на выходе газогенератора:

Р'вах = Р'вчпг = 2,95*105 Па Диапазон изменения температуры форсажа:

Г*ф = 900 - 1300 К. Диапазон варьирования температуры второго подвода:

Т*ф11 = 900 - 1300 К. По разработанной методике были проведены расчеты, по р зультатам которых построены графики, представленные на рис.5 Анализ полученных результатов показал, что характер зав симостей выходных параметров установок для всех схем практ чески одинаков, существенно отличаются лишь количественн; характеристики затраченного тепла (а, следовательно, и топл ва) и получаемых мощностей установки. Кроме того, нетруд, заметить выгодность схемы ГПТУ на базе полного двигателя Р, 33 с низконапорным парогенератором и подводом тепла nepi свободной турбиной. Уровень температур на входе и выходе эт турбины приемлем как с точки зрения прочности и жаростойкое самой турбины, так и парогенератора. Причем допустимые знач< ния температуры на входе в турбину, позволяющие делать ее н< охлаждаемой, достигаются одновременно с допустимыми темпер! турами парогенератора (-1100 К) .

Далее приведен сводный график зависимости эффективно: КПД от мощности установки для различных схем ГПТУ, на котор( представлены также параметры газотурбинных установок без ут! лизирующего парового контура (рис. 1) . Нетрудно заметить Kpai нюго неэффективность установки без парового контура, что ei раз убеждает в необходимости утилизации тепла выхлопных газ< ГТД в паровом контуре. В конце главы приведены рекомендации i выбору наилучших, с точки зрения использования авиациошп двигателей для создания ГПТУ, параметров и схемы установки.

Четвертая глава посвящена вопросам предэскизного проектирования электростанции с ГПТУ на базе РД-33. ■ —

Рассмотрены различные варианты компоновки электростанции на базе ГПТУ, которая определяется прежде всего схемой ГПТУ, а, соответственно набором узлов и агрегатов" и их взаимным расположением, а так же вариантом исполнения самой-., электростанции, которая может быть как стационарной, так и мобильной. Проведен анализ параметров необходимых агрегатов электростанции, прежде всего теплообменника-конденсатора и редуктора. Для оценки параметров теплообменника-конденсатора установки, было составлено техническое задание для кафедры 204 МАИ на его проектирование. Полученные результаты показательны для теплопередачи, поэтому для большей наглядности' введен ряд дополнительных параметров, характеризующих работу конденсатора в системе электростанции. . Это объем V, необходимаямощность привода воздушного винта N3 кокд, а так же ряд приведенных параметров:

1. Конденсационное отношение теплообменника глк, представляющее собой отношение потребного количества охлаждающего воздуха С3 конд к секундному расходу пара Сп;

2. Отношение фронтальной площади теплообменника Р^р к секундному расходу пара С„;

3. Отношение объема конденсатора V к секундному расходу пара С„;

4. Отношение требуемой мощности привода воздушного зинта N3 конд к секундному расходу пара Сп.

Показано, что для выбора параметров теплообменника-конденсатора, необходим оптимизационный подход, когда приходится выбирать между минимальными габаритами и массой конденсатора и минимальными расходами охлаждающего воздуха и мощностью привода винта. Для дальнейшего проектирования конденсаторы приняты конденсаторы со средними значениями температур-

ного напора ДТср 62 К и 55 К. для установки на базе полного двигателя и дзигателя с демонтированным КНД соответственно.

Далее приведен кинематический расчет редуктора установки с демонтированным КНД, подбор передаточных чисел и числа зубьев шестерен. Параметры представлены в виде таблицы:

Шестерня Передаточное число Число зубьев Z

от паровой турбины 6,7 18

от электрогенератора 120

от свободной турбины 3,16 38

Одной из основных определяющих характеристик электростанции является так называемый секундный расход топлива, приходящегося на 1 киловатт-час электроэнергии. Показано, что полученные параметры для установки с полным двигателем: Суд = 164,7 г/кВт час = 121,1 г/л.с. час и с демонтированным КНД: Суд = 223 г/кВт час = 164 г/л.с. час

значительно превосходят относительный расход топлива уже созданных установок и электростанций. Это обстоятельство наглядно говорит о возможности значительной экономии топлива при эксплуатации предлагаемой, электростанции.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ В работе рассмотрены вопросы, связанные с изучением наземного применения авиационных газотурбинных двигателей в качестве энергетических установок или основы для создания комбинированных ГПТУ. Комплексные исследования эффективности наземных установок подтвердили возможность и целесообразность создания таких установок. Причем доказано, что утилизация значительной части тепла, уходящего с выхлопными газами простой ^газотурбинной установки позволяет значительно повысить

эффективный КПД, который без утилизации достигает значений лишь 30-35%. Введение к тому же дополнительного подогрева вы-" хлопных газов приводит к равномерному росту как мощности получаемых установок (от 10-15 до 60 МВт), так и их КПД, который достигает значений 60%. В соответствии с этим по результатам исследований можно сделать следующие выводы:

1.Проведенное расчетко-теоретическое исследование показало, что применение для создания установок комбинированного цикла авиационных ГТД и, в частности, ТРДЦФ РД-33, позволяет получать высокие мощностные показатели и коэффициент полезного действия ГПТУ при умеренных параметрах как газового, так и паротурбинного циклов;

2.Анализ возможных схем ГПТУ на базе ТРДД малой степени двухконтурности подтвердил целесообразность использования их в двух вариантах - «полный» двигатель и двигатель с демонтированным КНД, причем, несмотря на разный уровень мощностей получающихся установок, эффективный КПД ГПТУ лежит в одной области и достигает значений порядка 50%;

3.Разработана методика расчета параметров газогенератора двухконтурного газотурбинного двигателя с демонтированным компрессором низкого давления при сохранении рабочей точки характеристики компрессора высокого давления и при работе его на режимах с повышенными значениями приведенных оборотов;

4.При рассмотрении установки на базе полного двигателя в качестве исходного варианта предстазляется целесообразным ис-юльзозание родной форсажной камеры сгорания двигателя для тодогрева выхлопных газов на входе з свободнуэ турбину до температур порядка 1200 К, что делает возможным создание не-охлаждаемой свободной турбины. При этом получающиеся на зыхо-зе из турбины параметры позволяют применение парогенератора 5ез дополнительного подогрева (т.е. КУТ) с температурой на $ходе, характерней для современных парогенерируопих уст->ойств, а получающийся выигрыш определяется использованием

второго контура в качестве дутьезого устройства парогенератора или ГТД с малой степенью повышения давления;

5.Обоснована и подтверждена расчетными исследованиями для обоих вариантов ГГГГУ целесообразность дополнительного подогрева выхлопных газов перед процессом парогенерации (т.е. применение так называемых . НПГ и СНГ вместо простых котлов-утилизаторов) >- особенно- да больших температур, что сопровождается равномерным увеличением мощности и эффективного КЦЦ установки благодаря высокой .эффективности парового цикла;

6.Анализ параметров ГПТУ с двумя последовательными рядами подвода тепла к выхлопным газам показывает, что введение второго подвода тепла повышает располагаемую мощность установки, однако значительно снижает эффективный КПД, что приемлемо лишь в случаях проектирования, например установки для кратковременного пикового повышения мощности электростанции;

7.Из различных способов 'организации парового контура наиболее целесообразным представляется применение замкнутого цикла с так называемой «сухой» воздушной градирней с приводом вентилятора от маломощного ТВД, что позволяет использовать ГПТУ в маловодных районах, а так же целесообразно з экологическом отношении;

8. Предложение и обоснованны возможные варианты компоновки теплоэлектростанции с ГПТУ на- базе авиационных ТРДЦ РД-33, которые позволяют получать электрические мощности в пределах от 5 до 40 МВТ при высоком эффективном КПД (до 51 %) и при возможности увеличения общего КЦЦ за счет утилизации тепла выхлопных газов за парогенератором и воздуха на выходе из конденсатора для целей теплофикации.

СПИСОК РАБОТ ПО ТЕМЕ'ДИССЕРТАЦИИ

1.Емин О.Н., Филимонов Ю.В. Газопаротурбинная установка на базе ТРДЦ с демонтированным КНД и форсированным рабочим режимом. «Теория воздушно-реактивных двигателей и их элемен-

toe». Тематический сборник научных трудов, посзяшенный 50-и летию каф. «Теория ВРД», М.: Изд. МАИ, 1995. С.177-183.

2.Емин О.Н., Кузнецов В.П., Филимонов Ю.В. Газопаротур-эикная установка на базе авиационных двигателей с форсирозан-ribiM расчетным режимом. Сборник тезисов докладов XLII научно-технической сессии комиссии по газовым турбинам РАН ^Совершенствование схем ГПТУ и ПТУ и их эксплуатации». 26-28 :ентября. И.: 1995. С.57.

3.Емин О.Н., Кузнецов В.И., Филимонов Ю.В., Алексеез И.З. ^азотурбинные и газопаротурбинные энергетические установки ка 5азе азиационных ГТД. Сборник тезисов докладов каучно-зетодической конференции, посвященной 50-и летиго кафедры (Теория зоздушно реактивных двигателей» МАИ. 5-6 октября. М.: 1зд. МАИ, 1995. С.13.

4.Емин О.Н., Филимонов Ю.В., Велик О.Г., Алексеев И.П. [роблемы повышения экономичности газотурбинных двигателей и 'становок путем утилизации тепла выхлопных газов з замкнутом [аротурбинном контуре. Сборник тезисов докладов XX научных :тений по космонавтике. М.: 1996.

5.Емин О.Я., Филимонов Ю.В. Газопаротурбинная стациокар-ая энергоустановка на базе авиационных ТРДЦФ малой степени вухконтурности. Сборник тезисов докладов XLIII научно-ехнической сессии комиссии по газовым турбинам РАН. С-етербург.: июнь 1996.

6.Емин О.Н., Филимонов Ю.В., Алексеев И.В., Зелик С.Г. спользование авиационных двигателей для создания стационарах и транспортных энергоустановок. Сборник тезисоз докладов XI научных чтений по космонавтике. .Москез.: январь 1997.

7.Емин О.Н., Филимонов Ю.В. Стационарная газопаротурбик-ая теплоэлектростанция на базе авиационного ТРЛД РД-33. 5орник тезисов докладов XLIV научно-технической сессии по роблемам газовых турбин комиссии по газовым турбинам РАН. зсква.: 22-25 сентября 1997 г. с. 101

Рис.1

s

Cpr X [Т'т(ф) — Тле "Ь ДТячл) ]

пъ = - - nw-,. = ---

Гл + (i- - ic) Ср» X [ (Ткон* - ДТ»«) - Т*в]

кнд-»квд

г

эг

В-пЛ

Редуктор

Рис.3