автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Анализ влияния состава газового топлива на показатели эффективности авиационного газотурбинного двигателя

На правах рукописи

Гулина Светлана Анатольевна

АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ СОСТАВА ГАЗОВОГО ТОПЛИВА НА ПОКАЗАТЕЛИ ЭФФЕКТИВНОСТИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

2 6 ЯНВ Ш

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

Самара-2012

005009700

Работа выполнена на кафедре теплотехники и тепловых двигателей федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва» (национальный исследовательский университет) (СГАУ).

Научный руководитель

доктор технических наук, профессор Бирюк Владимир Васильевич.

Официальные оппоненты

доктор технических наук, профессор Кузьмичев Венедикт Степанович;

кандидат технических наук, доцент Шелудько Леонид Павлович.

Ведущая организация

ОАО «Кузнецов» (г.Самара).

Защита состоится 17 февраля 2012г. в 1200 часов на заседании диссертационного совета Д 212.215.02 при федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва» (национальный исследовательский университет) (СГАУ), по адресу: 443086, Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке СГАУ.

Автореферат разослан 12 января 2012г.

Учёный секретарь диссертационного совета д.т.н., доцент

К

Головин А.Н.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы. Авиационные двигатели являются наукоёмким высокотехнологичным продуктом, аналогов которому среди других изделий машиностроения практически нет. В развитых странах на долю авиации приходится около 30% годового расхода топлива для всех видов транспорта. Поэтому, с учётом снижения нефтяных запасов, становится актуальным применение в авиации альтернативных видов топлива, обладающих большими ресурсами, меньшей стоимостью и обеспечивающих лучшие экологические характеристики ГТД. Проведённые ОАО «Кузнецов» и ОАО «Туполев» технико-экономические исследования показали высокую эффективность применения газового топлива для двигателей самолетов. При переходе с керосина на сжиженный природный газ концентрация окислов азота в выхлопных газах падает на 30%, массовый выброс N0* сокращается на 10%, что позволит сжигать "бедные" смеси и уменьшать вредные выбросы в 1,5-2,0 раза. Использование водорода в качестве топлива ГТД снижает эксплуатационные расходы до 30% по отношению к керосину. Кроме того, в настоящее время природный газ широко используется в наземных газоперекачивающих установках на базе конвертированных авиационных двигателей. Для анализа термодинамического цикла авиационного двигателя, переведённого на газовое топливо, необходимо решить комплекс проблем, связанных с учётом влияния свойств рабочего тела на параметры эффективности ГТД в зависимости от состава газового топлива. Поэтому получение достоверных значений термодинамических параметров двигателя на основе уточнённого термодинамического расчета на начальном этапе перевода ГТД на газовое топливо является актуальной задачей.

Цель исследования заключается в повышении эффективности ГТД, работающего на газовом топливе.

Поставленная цель достигается путем решения следующих задач:

1. Разработка алгоритма и программы расчёта теплофизических параметров рабочего тела ГТД с учётом точного состава топливного газа.

2. Анализ изменения теплофизических параметров рабочего тела ГТД в зависимости от типа газового топлива.

3. Разработка методики и программы расчёта термодинамического цикла ГТД на основе уточнённого определения теплофизических параметров рабочего тела.

4. Анализ показателей эффективности ГТД в зависимости от состава топливного газа.

5. Оценка адекватности созданной методики термодинамического расчёта ГТД, с учётом изменения теплофизических свойств рабочего тела.

6. Повышение эффективности использования авиационного ГТД в качестве механического привода на основе энергетического и эксергетического методов исследования.

Научная новизна

1. Разработана математическая модель расчёта параметров ГТД, учитывающая переменность теплофизических свойств рабочего тела в

зависимости от процентного содержания основных компонентов и примесей топливного газа (СтН„; Н23; С02; 02; СО; Н2; Н20; N2).

2. Разработаны алгоритм и методика расчёта термодинамического цикла ГТД, позволяющие получить более точные данные параметров ГТД за счёт использования точных составов топливного газа.

3. Проведены исследования термодинамических циклов различных схем авиационных ГТД с учётом влияния на их термодинамические показатели свойств рабочего тела в зависимости от состава топливного газа и включённых в него примесей, что позволяет повысить эффективность использования газового топлива в ГТД.

4. Определены коэффициенты влияния параметров цикла с учётом состава топливного газа на эффективность привода для перспективных схем авиационных ГТД.

5. С помощью созданной математической модели уточненного учета тепло-физических параметров рабочего тела проведен энергетический и эксергети-ческий анализ ГТД для выбора оптимальных параметров при конвертировании авиационного двигателя для различных климатических условий эксплуатации.

Практическая ценность:

1. Создана математическая модель учёта теплофизических параметров продуктов сгорания топливного газа, которая обеспечивает получение более точных данных показателей эффективности ГТД, позволяет оценить эффективность его перевода на определенный вид газообразного топлива и спрогнозировать изменение его характеристик.

2. Разработаны алгоритм и программа уточнённого определения теплофизических параметров рабочего тела ГТД для широкого диапазона составов топливного газа, которые могут быть использованы при разработке технических предложений по адаптации ГТД под нетрадиционные виды топлива (попутный газ, биогаз, доменный газ).

3. Определены значения показателей эффективности ГТД хорошо согласующихся с экспериментальными данными за счёт учёта точного состава топливного газа (погрешность рассчитанных значений не превышает 2%), что позволяет выполнять термодинамический расчёт цикла как для вновь создаваемых двигателей, так и для двигателей, находящихся в эксплуатации.

4. Разработанная методика и программа термодинамической оценки параметров ГТД применима для мониторинга характеристик приводных ГТД, находящихся в эксплуатации с целью повышения их эффективности при работе на газовом топливе.

На защиту выносятся:

1. Алгоритм, программа и методика уточнённого расчета теплофизических параметров рабочего тела ГТД, работающего на газовом топливе.

2. Результаты анализа изменения теплофизических параметров рабочего тела ГТД в широком диапазоне состава топливного газа и коэффициентов избытка воздуха.

3. Результаты исследования термодинамических циклов для дозвуковых ТРДЦ со смешением потоков и ТВаД, использующих в виде топлива водород,

попутный нефтяной и природный газы. Анализ изменения пар аметро в эффективности ГТДпри переводеего на газовое топливэ соответствующего состава.

4. Уравнения и коэффициенты влияния параметров кон вер тированных авиационных ГТД на эффективность приюда сучётом состава топливного газа.

5. Результаты обобщённой оценки эффективности ГТДи модельпостроения области его оптимальных параметров на основе энергетического и эксерге-тичесюго методов исследования.

Методы исследования базируются на фундаментальных закономерностях технической термодинамики, теории горения, методах математичесюго моделирования термодинамических процессов ГТД, использовании натурных экспериментальных исследований двигателей, энергетического и эксергетичеснэго анализа пар аметро в ГТД.

Достоверность и обоснованность результатов и выводов диссертационной работы достигаются: юрреиным использованием методов математического моделирования процессов работы ГТД и сравнением с результатами исследований отечественных и зарубежных авторов; апробаций разработанной методики и программы путём сравнения результатов расчёта с полученными экспериментальными данными натурных испытаний ГТД, работающего на природном газе определенного состава; сравнение результатов расчётов ГТД, выполненных по программе, разработанной автороми впрограммном комплексе «Астра», основанном на другой математической модели, дало расхозвдение полученных характеристик ГТД в пределах 1 %.

Апробация работы. Материалы исследований и основные результаты диссертационной работы докладывались на заседаниях кафедры «Оборудование и эксплуатация газопроводов) ВПО УрФУ (2009, 2010, 2011г.), на VII Всероссийской научно-практической конференции «Процессы горения, теплообмена и эшлогия тепловых двигателей», (СГАУ, октябрь 2010 год), на заседаниях кафедры теплотехники и тепловых двигателей СГАУ (сентябрь 2011г.), в ОАО «Кузнецов».

Публикации. По теме диссертации опублиювано 9 работ, в том числе 4 статьи в журналах, реиэмендованных ВАКМинобрнгу ки России.

Структура и объём диссертации. Диссертация состоит из введения, 4 глав, заключения, списка использованных источниюв и приложений. Общий объём диссертации составляет 175 страниц. Спи со к использованных источниюв содержит 114 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована аетуальностъ темы и выбранного напрашения исследований, дана краткая характеристика работы и полученных результатов, сфоркодированы основные положения, выносимые на защиту. Формулируются задаш работы, раскрывается научный аппфат: цель, предмет, объект, задачи и методы исследования, его ночная новизна и практическая значимость, даётся содержательная характеристика основных этапов исследования.

В первой главе проанализированы тенденции и направления развитая авиационных двигателей. Одним из важных направлений развития авиационных двигателей стало применение в них альтернативных видов топлив. Большой

вклад в развитие данной тематики внесли специалисты как ОАО «Кузнецов»: Н.Д.Кузнецов, В-Н.Орлов, В.Е.Резник, Е.Д.Стенькин, В.ПДанильченю, Ю.И. Цыбизов, так и СГАУ: В.М.Дорофеев, ВЛ.Лукачёв, С.В.Лу качёв, В.В.Кулагин, В .В .Бирюк, В.С.Кузьмичёв и др. Эксплуатация экспериментального самолета Ту-155 с ГТДНК-88 (юдородноетоплию) и НК-89 (сжиженный природный газ) показала, что существующий на сегодняшний день уровень технологий позволяет выполнять полёты авиационной техники с использованием газового топлива. Это обеспечивает снижение затрат на авиаперевозки, а также частично решает проблемы уменьшения токсичности выбросов в атмосферу продуктов сгорания. Как правило,у двигателей, переведенных на газовое топливо, не изменяется проточная часть и силовая схема. Поэтому как для авиационных двигателей, предназначенных для работы на газоюм топливе, так и для двигателей, работающих в составе газоперекачивающих агрегатов, наибольший интерес представляет прогнозирование изменения термодинамических параметров ГТД. В даннойработерассмотрены методики расчёта термодинамических цикловдля различных схем ГТД. Установлено, что сложность учёта переменно спи свойств рабочего тела связана с необходимостью создания расчётных моделей для каждого состава топлива, а у среднение термодинамических свойств рабочего тела исключает возможность определения показателей эффективности цикла ГТД с заданной точностью. Разработанная модельосновананауточншномучёте переменных свойства рабочего тела, зависящих от вида топлива (процентный состав компонентов и примесей), коэффициента избытка воздуха, переменности теплоемкости воздуха и продуктов сгорания в диапазоне рабочих значений температур и степеней повышения давления. Наосновании анализа имеющихся нгуч-ных источник) в сформулированыцельи задачи исследования данной работы.

Во второй главе описана разработанная методика расчёта термодинамических параметров рабочего тела. Приведён алгоритм и реализуемая в нём математическая модель, которая обеспечивает высолю точность определения термодинамических параметров рабочего тела за счёт учёта состава топливного газа, отличающегося процентным содержанием основных компонентов и примесей (СтНп; НгБ; С02; 02; СО; Н2; НгО; N2) и влияющего на состав смеси продуктов сгорания. Для расчёта термодинамических параметров продуктов сгорания газового топлива (водород, природный газ, попутный нефтяной газ, доменный газ и др.) используются теплоёмкости, энтальпии и энтропии компонентов газоюй смеси воздуха и продуктов сгорания топлива(N2, СХ^Ог.НгО) в виде полино мо в, з ави сящих от температуры:

"=7 т п V? / т \п т V"7 / т т

I а"(-ш) ' "^¿"Нтооо) +йлМ1000; "5°= ЛМТооо) +^"Тооо-

п=-1 п=0 "—1

Данные для смеси продуктов сгорания определяются по правилу аддитивности. Энтальпия цН и логарифм относительного давления /£тг0 для продуктов сгорания при а=1 с учётом объемного состава г компонентов продуктов сгорания определяются:

= цНС02) ■ г(С02) + цКЫ2) • г(ЛГ2), кДж/кмоль;

Орто )«=1 = 1£по (С02) • г (СО 2) + 1Е Щ (Н20) • г(Н20) + 1г щ (ЛГ2) ■ г{Щ).

Знанения^/ги дляпродукговсгоранияпри сс=1 идляюздухапри ос=со табулируются в функции температуры.

Для остальных знамений а рассчитывается объёмная доля воздуха г, (рисунок 1) в продуктах сгорания топлива. Она принимается в качестве параметра, по которому определяется молекулярная масса смеси продуктов сгорания с учётом влажности воздуха на входе в двигатель. Зншения /*Лсмеси и [ё71 смеси данной смеси определяется линейной интерполяцией между этих величин для влажного воздух при а — со, и для

р—é

J Г~1

123456785"

Рисунок 1- Зависимость объемной доли значениями

воздуха г, от коэффициента избытка воздуха а (для природного газа место- продуктов сгорания топлива при се1,что

рождения Ямбург).

соответствует геоз = 100% и гв03 - 0:

^ с

= fihe + <jiha=1 - /ihj(1 - rj, 7Tq auecu = п0в + (n0a=1 - п0в)(1 - re).

Получены значения энтальпии И(Т, йц), относительного давления Кц(Т, показателя энтропии Б(Т, ё.^) и газовой постоянной ЩТ, й^ в завишмоста от температурырабочего тела с интфвалом в 1°С вдиапазонеот-60 до 1850°С(где с1в — влагосодфжание) для продуктов сгорания газового топлива конкретного заданного состава. По значению аргумента (заданного параметра) определяются искомые параметры. Погрешность определения искомого зняения составляет 0,1%. Используя химию-физические данные компонентов газовой смеси по ГОСТ 31369-2008, в таблице 1 для различного состава газового топлива привод ены рассчитанные тепло физические показатели низшей теплоты сгорания топлива//^и стехиометрииесгаго коэффициента!«.

Газовоетопливо ■ч- Ж « . о о, со О м о N 1П о гч СЧ Нйс Lo,

(месторождение) и t=t g Е и и 7. X к к О мДж/кг м3/м3

Зодород 100% 111/567 2380

Иетан 100% 46 £02 9,520

Ямбург 98,2 1,12 0,67 0,01 46,183 9,523

Ву кгыл сю е 81,8 12,84 0,30 5,06 43,432 10325

Оренбургское 84,6 5,05 1,30 9,05 41J538 9080

Покровсюе 65,3 8,4 0,30 26,0 34,101 8002

Сухой отбенз. газ 92,7 4,7 0,8 1,7 0,1 45^45 9J868

Био газ 71,7 - 24,1 4,1 0,1 33,428 6333

1опутный нефт.газ 40 30 5,0 1 4 32072 11353

Доменный газ 0,1 - 30,1 10 55,1 2,3 2,2 5335 0,778

В зависимости от месторождения природного газа за счёт различного содержания примесей и тяжелых углеводородов, изменяются значения параметров и Ь0.Такдлягазаиз местороадшияВукгылское.по отношению к метану Ш4=100%, происходит снижение и рост Ь0, а для газа из месторождения Покровское снижаются значения и Щ и Ь0- Эта показатели определяют значение коэффициента избытка воздух а а для термодинамического циклаГТД(приравных параметрах цикла7}-, 7г£).

На рисунке 2 изображена зависимость газовой постоянной Я от коэффициента избытка воздуха а для газовых топлив при Тг = 1350К. Увеличение Л при переходе с природного газа на водород при а = 1 составляет 12%, а для смеси с а = 2...5 составляет в среднем 5%. Для природного газа с содержанием метана от 98% до 84% при а = 1 изменение газоюй постоянной Я достигает 7%, а для более бедных смесей снижается до 2%.

9 10 11 12 13

пнг

Рисунок 2 - Зависимость Я=/(а) для водорода, природного газа (ПГ) и попутного нефтяного газа (ПНГ).

Наоснове уточненного определения тепло физических параметров рабочего тела разработана методика и программа термодинамического раснёта показателей эффективности ГТД. Проведены исследования термодинамических циклов и удельных характеристик ТРДД и ТВаД, зависящих от состава топлишо го газа.

На рисунках 3,4 представлены зависимости удельного расхода топлива и тяги дозвуювых ТРДЦ со смешением потоюв в условиях фейсерского полёта (Н=11 км, М=0,8), рассчитанные для продуктов сгорания водо-родаи природного газа. Сростом т у величивается экономическая температура газа ТГэк, которая приближается к темп фату ре газа пфед турбиной, освоенной в современных двигателях. Поэтому с увеличением тп удельный расход топлива снижается. Оптимальная степень двух-

— СПГ-7Г1*10ю=1

— .СЛГ-Я1.231ГМ1

— - спг-яг«зопи1 -ОТ- 711 ■Мин«

— СЯГ-Я'1Ж29'П=*

~ - СПГ- 7Г2

■ Тг 5«

—д.7Г2»10т=1

--'8.Л"2=20«я1

- - -е.щ.мт»!

900 1000 1103 им 1300 1400 1Ж> Т»,к

Рисунок 3 - Зависимости суд = /(Тг) для водорода (В) и сжиженного природного газа (СПГ) прил£ = 10; 20; 30 и т=1;8.

контурносга т орС

и ТГзк зависят не только от параметров цикла, но и определяются тепло-физическими параметрами рабочего тела. При переходе на газообразное топливо (сжиженный природный газ или юдород) происходит смещение тпорЬ в сторону больших величин, что объясняется совместным влиянием газовой постоянной Исмеси, энтальпии и относительного давления л смеси продуктов

сгорания. В диапазоне 7г|.= 10..30 при увеличении /иот1 до8дляводорода(в скобках для природного газа) снижение суд составляет от 7% до 9%(2%-3%),а

кН

'

у» С '

„

^ £ -с

....,, . - та* 7Г2-19 Ях .99

.^"■Гн <-89 г.':

11ОО 1200 1ЭОО НОО 1500 1600 Тг, К 1'1200 1ЗОО 1ЛОО %500 ЗБОО Т/м Н

а) б)

Рисунок 4 - Зависимость Р = /(7/-) при применении сжиженного природного газа (а) и водорода (б) при 7г£ = 10; 20; 30 и т=1;8.

Таким образом, использование газообразною топлива становится более эффективным с ростом т. Полученные результаты хорошо согласуются с паспортными данными двигателе! НК-88 и НК-89.

При проведении сравнительного анализа влияния состава газового топлива на показатели эффективности ТВаД были определены зависимости эффекшвного КПД 7]е и относительного расхода топлива дтоп при изменении температуры газа перед турбиной Т*г (рисунок 5, 6) для водорода, попутного

г

/

- -—<

л

Г/у У

г

ПНГ-ГГ1-30

/о.

>

V

У

Г г

? ^

Г

ПНГ-Л1-30 ПГ--22

1000 1ЮО 1200 1300 1400 1500 Тг,К

1000 1100 1200 1300 1400 1500 Тг,К

Рисунок 5 - Зависимости г\е, =_/[Тг ) ПРИ применении попутного нефтяного газа (ПНГ), водорода (В) и природного газа (ПГ) при 7г£ = 10; 20; 30.

При переходе с попутного нефтяного газа на водород це увеличивается в среднем на 7-8 %, а при переходе на природный газ ^увеличивается на5-6%. Низшая теплота сгорания водорода в 3,5, а природного газа в 13 раза больше Ни попутного нефтяного газа (таблица 1). Следовательно, изменение эффективных показателей как ТВаД, так и ТРДЦ, определяется не только значением //ц', но и зависитот со става топливного газаи нээффициентаизбытка воздуха«.

При переходе с водорода на попутный нефтяной газ относительный расход топлива цтоп увеличился в среднем в раза, а при переходе с природного газа на попутный нефтяной газ дто„ возрастает в среднем на 30% (рисунокб),

1ПНГ-7Г1-10

С) ТОП

0.035 о.оз

/ г

А У V

/ * \ /у '/У

'л * -'А г"

>'Л К/

ПНГ-Я1 -10

пг-эт-! -20 пг-я! .зо

Я топ

0,025 0,02 0,015 0.01 3,005

1100 1200 1300 1400 1500 Тг, К

У г

У Л у

} г #

у А •V

/

! *

ПНГ-711-Ю

В-Я"! »10 Вг-УТ* -20

в-тгг-зя

1100 1200 1300 1400 1500 ТГ, К

Рисунок б - Зависимости qT0П = /(!/•) при применении попутного нефтяного газа (ПНГ), природного газа (ПГ) и водорода (В) при тг^ = 10; 20; 30.

следовательно, на изменение дто„ оказывает преобладающее воздействие теплота сгорания топлива.

Зависимость удельной мощности ТВаД ДОеуд от скорости полёта Мп представленанарисунке7 для вышеуказанных состаю в топливного газа. Нама-лых Мп имеет высокие знанения, при некоторой МПтаги еёдальнейшемувеличе-нииДОеуд начинает снижаться, а показатели эффективности ухудшаются. Неуд

кДж/кг ~_

= 13

В-Я2 -10

ПГ-7Г2 »13

ПГ-Я2 -го

ПГ-1Г! .53

Мп

Ыеуд хДж/К!

гэо

285

ггз

275 270 2Н 260 255 250

----1 (- 7Г2-Ш

' " 1

Ч N ш

ПН ■-П1

'Х-

ПНГ-Лз-ю

од о,г од од 1ЯЯ Рисунок 7 - Зависимости уд = /(Мп) при применении попутного нефтяного газа (ПНГ), природного газа (ПГ) и водорода (В) при Тг = 1153К; Нп=1500м, САУ.

В диапазоне приемлемых для ТВаД скоростей полёта при переходе с юдорода на попутный нефтяной газ Л?еуд увеличивается в среднем в 10% -12%, а при переходе с природного газа на попутный нефтяной Меуд снижается в среднем на 2%. Рассчитанные характеристики хорошо согласуются с паспортными данными ГТД ТВ-2 117ТГ.

В главе 3 рассмотрены результаты проведённых автором экспериментальных исследований ГТД, работающего на природном газе в составе газоперекачивающего агрегата (ГПА). С учётом особенностей экспериментальной установки разработана схема измерения параметров с использованием эксплуатационных замеров и дополнительных замеров с помощью специально спроекшро ванных зондов для интегрированного определения параметров в заданной точке. Выполнено сравнение результатов измерения мощности ГТД с помощыо торсионного вала с результатами определения мощности ГТД по параметрам нагнетателя ПГ (эксплуатационный метод) и результатами расчёта мощности ГТД с использованием разработанной методики и программы (тепловой способ). Проведена оценка погрешностей для используемых методов и установлено, что погрешность определения мощности ГТД тремя вышеуказанными способами удовлетворяет требуемой точности. Рассчитанные и экспериментальные данные хорошо согласуются между собой, разницамеаду ними составилаотО^%до 1 $%длявсех режимов работы ГТД.

В главе 4 исследована эффективность использования авиационных ГТД в качестве механического привода в наземных энергетических установках (их сх емы по казаны н а рису нке 8).

Рисунок 8 - Перспективные схемы авиационных ГТД для наземной эксплуатации.

Схемы газотурбинных установок ГТУ на базе ТВаД (1-е простым циклом; 2-е регенеративным циклом по классической схеме). Схемы ГТУ на базе ТРДД с т = 0,5 (3-е двухступенчатой свободной турбиной (СТ), первая ступень которой работает во внут-реннем контуре, а вторая ступень в наружном; 4- с аналогичной СТ с регенераций тепла во внешнем контуре перед II ступенью СТ).

При юнвертировании ТРДД для наземных приюдов второй контур не используют (НК-16СТ, АЛ-31СГ и др). В ГТД изменяется силовая схема и перераспределяются усилия в опорах подшипник) в, в целом снижается ресурс. В схемах 3, 4 рассматривается ТРДД, который может быть использован в качестве приюда без изменения его силовой схемы двигателя. С этой целью

проектируется двухступенчатая силовая турбина, одна ступень которой работает ю внутреннем контуре, а другая- во внешнем.

Рассмотрено влияние параметров цикла на эффективность использования авиационного ГТД в качестве механического приюда. За 1фитерии эффективности взяты удельная мощность свободной турбины УУеуд и эффективный КПД ГТУ т]е. Получены уравнения и определены с учётом состава топливного газа коэффициенты влияния параметров термодинамического цикла на эффективность применения авиационных ГТД для наземного приюда.

На рисунке 9 представлены зависимости Мстуд'7?« = /(7Г£) в диапазоне изменения Тр от 1000 до 1600К для природного газа месторождения Ямбург. Наибольшая удельная мощность Л^туд была получена для схемы двигателя 1. Введение регенерации в схему 1 увеличивает гидравлические потери в цикле и удельная мощность ГТД снижается на 2-3%. Для схем 3,4 наличие второго контура приюдит к снижению удельной мощности свободной турбинына25% - 40%. В схеме 3 эффективный КПД т]е снижается в два раза по отношению к схемам 1, 2. Приемлемые значения т]е можно получить только при введении в цикл регенерации тепла в наружном юнтуре.При этом происходит смещение тг£ (при юторых достигается т]е - max) в сторону меньших величин.

New............. I"....................I.............

Ыеуд \ ф/кг"ием1

5 7 9 П 13 15 17 19 21 TTj

6 8 10 12 14 16 18 20 22 TTj

rie

O.iS

рЕ 2 N С*« Ml

N

ж

схема "Г •X 1

rje-

> JL 2 гк н- ем*1

У »,4 _ . X

.V -- -- -- ----А.

.X' ** Л' | |

10 12 14 16 18 20 22

7Tz

a) £=3,47

9 21 13 15 17 19 21 23 25 27

6) £ = 5,56

Рисунок 9 - Зависимости Ые уд, г]е = /(л^).

При параметрах цикл а 7г£ < 30, Г/ = 1600/Си т = 0,5 использование тепла уходящих газов увеличило знэтение т]е в среднем на 14,5%, а ДОеуд на 13 2%, несмотря на повышение уровня гидравлических потерь. Получена зависимость относительного изменения г]е от степ а! и регенерации г;, в наружном контуре:

5r|e = [1 — &2о][(2^24 ~ 1)^2з]<^г// (где kt- коэффициенты, зависящие от начальных значений параметров цикла). Эффект от введения регенерации более ощутим при небольших значениях тг£. Эффективность привода зависит не только от схемы установки, но и от сочетания параметров цикла, их взаимного влияния друг на друга. Относительное изменение 1Ст для схем 3,4 при изменении m, lcml, lcmU было получено в виде: 8lCT = ~[к20 + к21 - l]Sm + k208Lcm, + [1 — k2g]öLcmn. Расчёт численных значений коэффициентов влияния на работу ступеней свободной турбины и 1ст/, показал, что увеличение энтальпии на выходе из ТНД /гТНд на 1% ведет к росту ¿ст// на 1%, и к снижению Z,CT/ на величину [-(2fc24 — 1)(1 - ^22)^17] - это меньше 1%. С ростом степени регенерации г коэффициент снижения Lf-jj уменьшается сильнее. В рассматриваемых условиях (при тех же значениях 7г£) двигатель схемы 4 при г =0,8 экономичнее двигателя схемы 3 в среднем на 10-13%.

С целью оценки термодинамической эффективности цикла и объективного выбора его параметров для конвертируемого авиационного ГТД, работающего на природном газе, определенного месторождения, в зависимости от условий эксплуатации применен совмещенный метод эксергетического и энергетического анализа. Энергетический метод позволяет определить суммарную потерю работы в следствии необратимости реального теплового процесса в ГТД, а эксергетический метод - потерю работоспособности в термодинамической системе ГТД от заданного состояния рабочего тела до полного термодинамического равновесия его с окружающей средой. Подобная оценка актуальна в зависимости от местности эксплуатации ГТД, которая отличается среднегодовой температурой окружающей среды. Использование алгоритма уточнённого определения теплофизических параметров рабочего тела позволяет определить энергетические и эксергетические показатели как вновь создаваемых двигателей, так и двигателей, находящихся в эксплуатации и работающих на газовом топливе. Объектами исследования являются ГТД, указанные в таблице 2. Проведён анализ зависимостей параметров эффективности ГТД, и по его результатам построены графики Ne уд, суд = /(п^) (рисунок 10).

суд

Neva,

293 н—;

Тг/ТМ=5-0

п/кВТч--Д- -. .1

J.......)...

210 190 -170 ISO 130

I

т-14ст ~ „_ X/ /

/

/

/

/ i

ryt nopt-

чнк-и

(Т 1 -1-Тг/Тн-3,4

п:

Ч

7 6 9 10 11 12 13 14 15 16 17 IS 7Т%

Рисунок 10 - Зависимости Яеул, суд = /(л"£) для СН4=98% - сплошная линия, СН4=84% - штриховая линия.

Термодинамический расчет произведен для природного газа месторождений Ямбурга и Оренбурга (таблица 1). С ростом температуры газа перед турбиной возрастает 7г£.с,р(. В зависимости от содержания метана изменение Ые уд составляет от 1% до 2%. Характер изменения удельного расхода топлива Суд = /Оф представляет интерес для эксплуатации. Так как удельный расход топлива обратно пропорционален эффективному КПД цикла, то минимальный суд соответствует максимальному т]е и Щж0„ — ■ Изменение суд в зависимости от содержания метана составило в среднем 12% во всём диапазоне 7г£ и Тр. Рассчитанные значения параметров исследуемых ГТД хорошо согласуются с данными, полученными в эксплуатации.

Для определения эксергетических показателей ГТД составлен эксергети-ческий баланс термодинамической системы. Зависимость эксергетического КПД от параметров цикла - и Т/ качественно такая же, как и эффективного КПД от этих параметров. Степень повышения давления эорг, при которой достигается максимум эксергетического КПД, выше, чем соответствующая максимальной ДГеул и меньше тг^ор£, при которой достигается максимум т]е. Эксергети-ческий КПД 77ч = — = . , ^ —--- является отношением эксергии,

давшей полезный эффект в виде механической работы привода к эксергии тепловой энергии топлива, которая меньше тепла, подводимого в цикле. Уменьшение оптимальных значений объясняется тем, что полезная эксергия, которая трансформируется в механическую работу турбины, не только складывается из эксергии вносимого в двигатель топлива, но и учитывает эксергию работы сжатия.

№ Параметр МБ- НК- НК- НК- НК- АЛ-

5002 12СТ 14СТ 16СТ 38СТ 31СТ

1 Эксергетический КПД ?]э,% 38,9 32,5 39,2 39,0 53,4 51,3

2 Эффективный КПД Т)е,% 28,2 26,3 32,2 29,0 38,0 37,2

т*

Рисунок 11 - Зависимость Пу = /(г;).

'н

Как видно из таблицы 2, установки с высокими параметрами цикла (НК-38СТ и АЛ-31СТ) имеют большую разницу(т?э-т/е). На рисунке 11 построена зависимость 7г£ = /(Тг*/Тн*) и показано, когда достигается максимум Ие уД, максимум т]е и максимум 7/э. Диапазон выбора 7г£, Тр для проектируемого ГТД определяется областью, ограниченной линией ДГе уд=тах и 7)е=тах. Использование эксергетического

метода уменьшает данную область до линии ri3= max. Для зависимости n^api =

т*

= f(~) величина эксергии, преобразованной в механическую работу цикла, максимальна, и потери эксергии наименьшие. Для двигателей НК-12СТ, НК-16СТ выбор 7г£ соответствует максимуму т]э. Это свидетельствует о том, что эксергия системы наиболее эффективно преобразуется в механическую работу, поэтому характеристики этих агрегатов предпочтительны по отношению к другим. Этот выбор подтверждают расчёты критериев ресурсо- и энергосберегающих характеристик. В ходе выполнения вариантных расчётов известных ГТД было получено хорошее совпадение результатов расчётов с эксплуатационными и экспериментальными данными ГТД - расхождение составляет не более 2%.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

В результате проведенных исследований решена актуальная, практически важная задача повышения эффективности ГТД, работающих на газовом топливе. При этом получены следующие результаты и выводы:

1. Разработан алгоритм и программа уточнённого расчёта теплофизических параметров рабочего тела ГТД в зависимости от процентного содержания основных компонентов и примесей топливного газа (CmH„; H2S; СО2; 02; СО; Н2; Н20; N2). Составлена методика расчёта теплофизических параметров для различных схем ГТД.

2. Учитывая состав компонентов и примесей газового топлива, проведён сравнительный анализ рассчитанных теплофизических показателей рабочего тела. Установлено, что для природного газа в зависимости от месторождения, //цС изменяется в среднем на 27%, a L0 на 22%. Эти показатели определяют значение коэффициента избытка воздуха а и работоспособности рабочего тела (ттгсм, fihCM, R и S). Так, например, при а = 1 изменение R достигает 7%, а для более бедных смесей - до 2%.

3. Разработана методика и программа расчёта термодинамического цикла ГТД на основе уточнённого определения теплофизических параметров рабочего тела.

4. Исследованы термодинамические циклы ГТД и установлено, что значение параметров эффективности как ТРДД, так и ТВаД, определяются не только теплотой сгорания топлива, но зависит от состава топлива. Для ТВаД, в зависимости от месторождения природного газа, изменение t]e в среднем составляет 4-5%, a Ne уд -2%.

5. На основе экспериментального исследования проведено сравнение расчётных параметров с результатами натурных испытаний ГТД, работающего на природном газе определенного состава. Разница между ними составила от 0,5% до 1,8% для исследуемых режимов работы ГТД.

6. Для конвертирования ТРДД без изменения силовой схемы установки получены уравнения и рассчитаны численные значения коэффициентов влияния параметров цикла на эффективность привода. Изменение параметров цикла в диапазоне не более 5% оказывает следующее влияние на работу ступеней свободной турбины LCT// и L„i. Установлено, что увеличение /1ТНД на 1% ведёт

к росту ¿CT/f на 1%, и к снижению LCTl на величину меньше 1%. Увеличение яст, на 1% приводит к повышению Lcrl на 0,5%, а Ь„ц снижается на 0,7%. Этот факт приводит к снижению тгвен// и дополнительно снижает LCT// на 0,35%.

7. На основе энергетического и эксергетического методов исследования разработан алгоритм оценки эффективности приводного ГТД. Использование эксергетического метода уменьшает область выбора параметров цикла (л|-,Тг*) до линии т]3= тах для которой величина эксергии, преобразованной в механическую работу цикла, максимальна и потери эксергии наименьшие.

Внедрении результатов работы является использование программы расчёта в проектной разработке ОАО «Кузнецов» по адаптации энергетической ГТУ под нетрадиционные виды топлива (попутный газ, биогаз, доменный газ и др.). Методика термодинамического расчета ГТД на газовом топливе внедрена в учебный процесс ФГАУ ВПО Уральский федеральный университет.

Основное содержание работы изложено в следующих публикациях:

1. Алексеенко В.П., Моделирование нестационарных процессов газовой динамики и теплообмена в газотурбинных двигателях [Текст] / В.П.Алексеенко, В.В. Бирюк, С.А.Гулина, М.Ю.Орлов, Ю.А.Синеговский. - Известия Самарского научного центра Российской Академии Наук (спец. выпуск) - 2008. - с. 68-71.

2. Гулина С.А., Использование компьютерного проектирования при создании ГТД с пониженным уровнем выбросов оксислов азота [Текст] /С.А.Гулина, М.Ю.Орлов, Д.А.Угланов. - Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3.- 2008. - с. 79-93.

3. Алексеенко В.П., Применение вихревого эффекта в расчёте камер сгорания ГТД [Текст] /В.П.Алексеенко, В.В.Бирюк, С.А.Гулина, М.Ю.Орлов, Ю.А.Синеговский. -Известия Самарского научного центра Российской Академии Наук, №3.-2009. - с.45-47.

4. Гулина С.А., Опыт расчётного анализа характеристик ГТД, работающих на природном газе [Текст]. / С.А.Гулина, М.Ю.Орлов, Е.Л.Михеенков. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №10.-2010. -с. 129-133.

5. Бродов Ю.М., Методика повышения экономичности ГТУ и ГПА [Текст]. / Ю.М.Бродов, С.А.Гулина. Вестник УГТУ-УПИ, №1.- 2006. - с. 34-36.

6. Бродов Ю.М., Влияние модернизации на совместную работу узлов ГТД [Текст]. / Ю.М.Бродов, С.А.Гулина. Вестник УГТУ-УПИ, №2. - 2007. - с. 53-55.

7. Гулина С.А., Анализ влияния параметров двухвального газогенератора на эффективные показатели ГТУ [Текст]. / Гулина С.А., Кашина О.В., Немытова. Вестник УГТУ-УПИ, №2. - 2010. - с. 98-101.

8. Горюнова И.Ю., Особенности использования газового топлива в авиационных двигателях [Текст]. / И.Ю.Горюнова, С.А.Гулина. Сборник докладов X МНПК «Проблемы и достижения в промышленной энергетике» в рамках выставки «Энергетика и электроника - 2011 » Екатеринбург. 2011г. С 48-51.

9. Горюнова И.Ю., Сравнительный эксергетический анализ ряда приводных авиационных газотурбинных двигателей [Текст]. / И.Ю.Горюнова, СА.Гулина. Сборник докладов «Проблемы и достижения в промышленной энергетике» в рамках выставки «Энергетикаиэлектроника-2011» Екатеринбург. 2011г. С 37-40.

Подписано в печать 10.01.2012 г. Формат60х48 1/16. Тираж 100 экз. Отпечатано с готового оригинал-макета в СГАУ. 443086, г.Самара, Московское шоссе,34.

61 12-5/1948

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени

академика С.П. Королёва» (национальный исследовательский университет)

АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ СОСТАВА ГАЗОВОГО ТОПЛИВА НА ПОКАЗАТЕЛИ ЭФФЕКТИВНОСТИ АВИАЦИОННОГО

На правах рукописи

ГУЛИНА Светлана Анатольевна

ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Специальность 05.07.05

Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки

летательных аппаратов

Диссертации на соискание ученой степени

кандидата технических наук

Научный руководитель:

доктор технических наук,

профессор В.В.Бирюк

Самара-2011

СОДЕРЖАНИЕ

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ............................................................................................................3

ВВЕДЕНИЕ............................................................................................................................................................7

ГЛАВА 1. ОБЗОР СОСТОЯНИЯ ВОПРОСА О ПРИМЕНЕНИИ АЛЬТЕРНАТИВНЫХ ТОПЛИВ ДЛЯ АВИАЦИОННЫХ ГТД....................................12

1Л Использование альтернативных топлив для авиационных ГТД................12

1Л Л Перспективы использования топливного газа для

авиационных ГТД............................................................................................................................16

1Л .2 Основные направления и проблемы использования

авиационных ГТД в наземных условиях......................................................................22

1.2 Расчет циклов ГТД................................................................................................................................29

1.2.1 Расчет идеальных циклов ГТД..................................................................................29

1.2 Л Л Расчет идеального цикла ГТД с подводом теплоты

прир=сопз1 (цикл Брайтона)...................................................................30

1.2.1.2 Расчет идеального цикла ГТУ с

регенерацией теплоты......................................................................................................33

1.2.2 Расчет действительных циклов ГТД......................................................................34

1.3 Результаты исследований для натурных ГТД различных типов..............44

1.4 Цель и задачи исследования........................................................................................................61

ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ РАСЧЕТА РАЗЛИЧНЫХ

СХЕМ ГТД, РАБОТАЮЩИХ НА ГАЗОВОМ ТОПЛИВЕ............................63

2.1 Обоснование необходимости учета переменности

свойств рабочего тела ГТД......................................................................................................................63

2.1.1 Алгоритм расчета свойств рабочего тела........................... 63

2.1.2 Алгоритм термодинамического расчета с использованием термодинамических параметров рабочего тела для

72

продуктов сгорания газового топлива.....................................

2.2 Методика термодинамического расчета ГТД различных схем

с использованием разработанного алгоритма.................................... ^4

2

2.2.1 Методика расчета ТРДД и ТВаД...................................... /D

2.2.2 Методика расчета конвертируемых для работы в

7R

наземных условиях авиационных ГТД................................... ' °

2.3 Анализ результатов расчета ТРДД и ТВаД для различных

Я?

составов газового топлива...........................................................

2.4 Анализ и выводы по результатам расчетов.................................. 88

ГЛАВА 3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕРМОДИНАМИЧЕСКОГО ЦИКЛА ГТД В СОСТАВЕ ГАЗОПЕРЕКАЧИВАЮЩЕГО АГРЕГАТА..............................................................................91

3.1 Описание экспериментальной установки на базе газотурбинного двигателя MS-5002..................................................................... 91

3.1.1 Схема теплотехнических измерений

экспериментальной газотурбинной установки........................... 95

3.1.2 Контрольно-измерительные приборы............................... 98

3.2 Анализ точности определения тепловых испытаний....................... 101

3.3 Расчет параметров установки, результаты исследования................... 110

3.3.1 Определение мощности методом теплового баланса........... 111

3.3.2 Определение мощности на муфте

методом «ГТУ- Нагнетатель».............................................. 115

3.3.3 Определение мощности методом измерения крутящего момента на силовом вале с помощью торсионного вала............ 117

3.4 Анализ результатов экспериментального исследования.................. 118

ГЛАВА 4. ПРИМЕНЕНИЕ РАЗРАБОТАННОГО АЛГОРИТМА ТЕРМОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА НА ОСНОВЕ УЧЕТА ТЕПЛОФИ-ЗИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ТЕЛА ГТД ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ЕГО ЭФФЕКТИВНОСТИ..............................................................................119

4.1 Исследование термодинамических циклов ГТД с использованием энергетического метода исследования............................................ 120

4.1.1 Энергетический расчет конвертируемых для

наземного применения авиационных ГТД................................ 129

4.1.2 Анализ влияния начальных параметров цикла на эффективность привода конвертируемых авиационных ГТД...... 136

4.2 Эксергетический метод исследования термодинамических

циклов ГТД............................................................................... 141

4.2.1 Эксергетический анализ для наземных ГТД,

работающих на природном газе............................................. 144

4.2.2 Оценка эффективности приводных ГТД, работающих

на природном газе............................................................. 156

4.3 Выводы по результатам энергетического и эксергетического

методов анализа.......................................................................... 159

ЗАКЛЮЧЕНИЕ.......................................................................... 163

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ............................. 165

ПРИЛОЖЕНИЕ: Акты внедрения результатов работы....................... 174

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

т К температура;

р Па давление;

к Дж/кг удельная энтальпия

е Дж/кг удельная эксергия

Дж/кгК энтропия

в кг/с массовый расход;

кг удельный расход

Се кВт • ч

/иЯ Дж/кмолъК мольная газовая постоянная

Я Дж/кгК газовая постоянная;

ср Дж/кгК удельная массовая теплоемкость;

м - число Маха;

к - показатель изоэнтропы;

п - показатель политропы;

V о м /кг удельный объём;

Р кг/м плотность

7ГК - степень повышения давления;

7ГТ - степень понижения давления;

^¿5 - относительное давление

Ь Дж/кг удельная работа

С м/с скорость;

N Вт мощность;

п об/с частота вращения;

т - степень двухконтурности

а - коэффициент избытка воздуха

Т - степень подогрева

г - степень регенерации

V - коэффициент полезного действия; 5

а кг/кг относительная влажность

л приведенная скорость

б Дж теплота

К Дж/кг удельная, полезная работа цикла

Б 2 М площадь

Б м диаметр

Н м высота полета

^гидр - коэффициент потерь полного давления

- коэффициент изменения массы

¿0 - стехиометрический коэффициент

Ъ - коэффициент сжимаемости

СОКРАЩЕНИЯ

АД - авиационный двигатель;

ГПА - газоперекачивающий агрегат;

ГТД - газотурбинный двигатель;

ГТ - газообразное топливо;

ГТУ - газотурбинная установка;

КС - камера сгорания;

КПД - коэффициент полезного действия;

ОК - осевой компрессор;

СТ- свободная турбина;

ТВД - турбина высокого давления;

ТНД - турбина низкого давления;

ЦБН - центробежный нагнетатель;

КЦ - компрессорный цех;

ВВЕДЕНИЕ

Авиационные двигатели являются наукоёмким высокотехнологичным продуктом, аналогов которому среди других изделий машиностроения практически нет. В развитых странах на долю авиации приходится около 30% годового расхода топлива для всех видов транспорта. Поэтому, с учётом снижения нефтяных запасов, становится актуальным применение в авиации альтернативных видов топлива, обладающих большими ресурсами, меньшей стоимостью и обеспечивающих лучшие экологические характеристики ГТД. Проведённые ОАО «Кузнецов» и ОАО «Туполев» технико-экономические исследования показали высокую эффективность применения газового топлива для двигателей самолетов. При переходе с керосина на сжиженный природный газ концентрация окислов азота в выхлопных газах падает на 30%, массовый выброс Ж)х сокращается на 10%, что позволит сжигать "бедные" смеси и уменьшать вредные выбросы в 1,5-2,0 раза. Использование водорода в качестве топлива ГТД снижает эксплуатационные расходы до 30% по отношению к керосину. Кроме того, в настоящее время природный газ широко используется в наземных газоперекачивающих установках на базе конвертированных авиационных двигателей. Для анализа термодинамического цикла авиационного двигателя, переведённого на газовое топливо, необходимо решить комплекс проблем, связанных с учётом влияния свойств рабочего тела на параметры эффективности ГТД в зависимости от состава газового топлива. Поэтому получение достоверных значений термодинамических параметров двигателя на основе уточнённого термодинамического расчета на начальном этапе перевода ГТД на газовое топливо является актуальной задачей.

Объект исследования: Газотурбинные двигатели и газотурбинные установки, работающие на газообразном топливе, определенного состава.

Предмет исследования: термодинамические циклы ГТД, и их характеристики.

Цель исследования заключается в повышении эффективности ГТД, работающего на газовом топливе. Поставленная цель достигается путем решения следующих задач:

1. Разработка алгоритма и программы расчёта теплофизических параметров рабочего тела ГТД с учётом точного состава топливного газа.

2. Анализ изменения теплофизических параметров рабочего тела ГТД в зависимости от типа газового топлива.

3. Разработка методики и программы расчёта термодинамического цикла ГТД на основе уточнённого определения теплофизических параметров рабочего тела.

4. Анализ показателей эффективности ГТД в зависимости от состава топливного газа.

5. Оценка адекватности созданной методики термодинамического расчёта ГТД, с учётом изменения теплофизических свойств рабочего тела.

6. Повышение эффективности использования авиационного ГТД в качестве механического привода на основе энергетического и эксергетического методов исследования.

Методы исследования базируются на фундаментальных закономерностях технической термодинамики, теории горения, методах математического моделирования термодинамических процессов ГТД, использовании натурных экспериментальных исследований двигателей, энергетического и эксергетического анализа параметров ГТД.

Достоверность и обоснованность результатов и выводов диссертационной работы достигаются: корректным использованием методов математического моделирования процессов работы ГТД и сравнением с результатами исследований отечественных и зарубежных авторов; апробацией разработанной методики и программы путём сравнения результатов расчёта с полученными экспериментальными данными натурных испытаний ГТД, работающего на природном газе определенного состава; сравнение результатов расчётов ГТД, выполненных по программе, разработанной автором и в

8

программном комплексе «Астра», основанном на другой математической модели, дало расхождение полученных характеристик ГТД в пределах 1%.

Апробация работы. Материалы исследований и основные результаты диссертационной работы докладывались на заседаниях кафедры «Оборудование и эксплуатация газопроводов» ВПО УрФУ (2009, 2010, 2011г.), на VII Всероссийской научно-практической конференции «Процессы горения, теплообмена и экология тепловых двигателей», (СГАУ, октябрь 2010 год), на заседаниях кафедры теплотехники и тепловых двигателей СГАУ (сентябрь 2011г.), в ОАО «Кузнецов».

Автор защищает:

1.Алгоритм, программу и методику уточнённого расчета теплофизиче-ских параметров рабочего тела ГТД, работающего на газовом топливе.

2. Результаты анализа изменения теплофизических параметров рабочего тела ГТД в широком диапазоне состава топливного газа и коэффициентов избытка воздуха.

3. Результаты исследования термодинамических циклов для дозвуковых ТРДД со смешением потоков и ТВаД, использующих в виде топлива водород, попутный нефтяной и природный газы. Анализ изменения параметров эффективности ГТД при переводе его на газовое топливо соответствующего состава.

4. Уравнения и коэффициенты влияния параметров конвертированных авиационных ГТД на эффективность привода с учётом состава топливного газа.

5. Результаты обобщённой оценки эффективности ГТД и модель построения области его оптимальных параметров на основе энергетического и эк-сергетического методов исследования.

Научная новизна

1. Разработана математическая модель расчёта параметров ГТД, учитывающая переменность теплофизических свойств рабочего тела в зависимо-

сти от процентного содержания основных компонентов и примесей топливного газа (СтН„; Н28; С02; 02; СО; Н2; Н20; N2).

2. Разработаны алгоритм и методика расчёта термодинамического цикла ГТД, позволяющие получить более точные данные параметров ГТД за счёт использования точных составов топливного газа.

3. Проведены исследования термодинамических циклов различных схем авиационных ГТД с учётом влияния на их термодинамические показатели свойств рабочего тела в зависимости от состава топливного газа и включённых в него примесей, что позволяет повысить эффективность использования газового топлива в ГТД.

4. Определены коэффициенты влияния параметров цикла с учётом состава топливного газа на эффективность привода для перспективных схем авиационных ГТД.

5. С помощью созданной математической модели уточненного учета теплофизических параметров рабочего тела проведен энергетический и эк-сергетический анализ ГТД для выбора оптимальных параметров при конвертировании авиационного двигателя для различных климатических условий эксплуатации.

Практическая ценность:

1. Создана математическая модель учёта теплофизических параметров продуктов сгорания топливного газа, которая обеспечивает получение более точных данных показателей эффективности ГТД, позволяет оценить эффективность его перевода на определенный вид газообразного топлива и спрогнозировать изменение его характеристик.

2. Разработаны алгоритм и программа уточнённого определения теплофизических параметров рабочего тела ГТД для широкого диапазона составов топливного газа, которые могут быть использованы при разработке технических предложений по адаптации ГТД под нетрадиционные виды топлива (попутный газ, биогаз, доменный газ).

3. Определены значения показателей эффективности ГТД хорошо согласующихся с экспериментальными данными за счёт учёта точного состава топливного газа (погрешность рассчитанных значений не превышает 2%), что позволяет выполнять термодинамический расчёт цикла как для вновь создаваемых двигателей, так и для двигателей, находящихся в эксплуатации.

4. Разработанная методика и программа термодинамической оценки параметров ГТД применима для мониторинга характеристик приводных ГТД, находящихся в эксплуатации с целью повышения их эффективности при работе на газовом топливе.

Внедрением результатов работы является использование программы расчёта в проектной разработке ОАО «Кузнецов» по адаптации энергетической ГТУ под нетрадиционные виды топлива (попутный газ, биогаз, доменный газ и др.), в производственной деятельности инженерно-технического центра (Краснотурьинский участок) ООО «Газпром трансгаз Югорск» для оценки мощности и текущего технического состояния ГПА-025И на базе ГТД М8-5002 во время эксплуатации с учетом наработки. Методика термодинамического расчета ГТД на газовом топливе внедрена в учебный процесс ФГАУ ВПО Уральский федеральный университет, и ФГБОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва» (национальный исследовательский университет) (СГАУ).

Работа выполнена на кафедре теплотехники и тепловых двигателей федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва» (национальный исследовательский университет) (СГАУ).

ГЛАВА 1. ОБЗОР СОСТОЯНИЯ ВОПРОСА О ПРИМЕНЕНИИ АЛЬТЕРНАТИВНЫХ ТОПЛИВ ДЛЯ АВИАЦИОННЫХ ГТД

1.1 Использование альтернативных топлив для авиационных ГТД

Авиация является одним из главных факторов технического прогресса общества, средоточием наивысших достижений науки, технологии, производства и мощным стимулом их дальнейшего интенсивного развития. Авиационное двигателестроение, характеризуются наивысшими уровнями следующих основных показателей: 1) термодинамического совершенства; 2) совершенства по уникальным показателям массы и объема;3) рабочей температуры газа в турбинах; 4) газодинамического совершенства и нагруженности компрессоров и турбин; 5) объемной теплонапряженности и экологического совершенства КС; 6) эффективности охлаждения и теплозащиты горячих элементов конструкций; 7) принципиально новых металлических и неметаллических материалов;8) эксплуатационной надежности и безопасности.

Годы

1970

■

' '

<■: >' ,-: • ' ч<5 и ''

• 'У ; < ~ ' Г..

* С ( * > ¥,4

-С г:

ШШШШ

мРННнмм*!

•л* Г

. и :о

'■Л

\

> 5 »1* < чь

. '-> г

"Ь <' Г

«тдл» ';

Ш ; V

"V

-"4

ху г

.£5-" ^ .и»

"у;/ - - ' ! ' > » чч- ! ) О

.к дз>

' 44 - |,

1

ТРЙЯ^М!

я

• к-.мг.хглрг»^.

т. ы «; муы:

« ( 'УС.)

( 11 111 IV V

Рисунок 1.1- Поколение авиационных двигателей.

Основные этапы развития (рисунок 1.1) авиационных ГТД военной и гражданской авиации можно укрупнено характеризовать сменой поколений этих двигателей.

На первом этапе становления и развития воздушно-реактивных двигателей