Features of aircraft engine converting into gas turbine drive blower for gas-main pipelines

Full Text

В настоящее время для привода газоперекачивающих агрегатов на магистральных газопроводах используются конвертированные авиационные газотурбинные двигатели (ГТД), так как базовым авиационным ГТД присущие высокая надежность, экономичность и эксплуатационная технологичность, малые габаритные размеры и масса, стабильность потребительских свойств. Перечисленные достоинства авиационных приводов позволяют реально повысить эффективность и экономичность современных газоперекачивающих агрегатов и способствуют совершенствованию структуры компрессорных станций магистральных газопроводов. При этом разнообразные газоперекачивающие агрегаты имеют различные технико-экономические показатели. Для базового авиационного двигателя наземного использования в качестве привода центробежного нагнетателя природного газа, изменяются физические условия на входе в двигатель, параметры номинального режима и вид топлива. В связи с этим анализ влияния технико-экономических показателей ГТД на эффективность работы газоперекачивающего агрегата является актуальной задачей, и необходимо ещё на начальном этапе конвертирования иметь возможность получения достоверных значений термодинамических параметров конвертируемого двигателя и его эффективности. Алгоритм расчета для термодинамического анализа авиационных двигателей достаточно сложен, еще более сложной задачей является анализ циклов ГТД при их работе на природном газе, с произвольным составом, зависящим от месторождения. Между тем, известно, что состав топливного природного газа в значительной степени определяет процессы горения и образования продуктов сгорания, характеристики цикла тепловой машины. При расчёте циклов тепловых машин необходимо учитывать различие термодинамических свойств разных рабочих тел в процессах расширения и сжатия для конкретных составляющих топливного газа и продуктов его сгорания [1, 2]. При этом, достоверность расчетов, как показал анализ использующихся методов [3-5], может быть обеспечена только при учёте зависимости параметров веществ, участвующих в расчётных моделях, от температуры. Без этого невозможно рассчитать энтальпию, работу процессов сжатия и расширения как с использованием вспомогательных функций Z и Y [2]: ; ; ; , так и с использованием π-h-T -функций [5]: и . В работе [3] приведён краткий алгоритм термодинамического расчёта авиационных ГТД с учётом зависимости свойств воздуха и продуктов сгорания от температуры. В алгоритме расчёта зависимость теплоёмкости от температуры авторы представляют в виде аппроксимирующего полинома n-го порядка где - коэффициенты полинома, зависящие от величин удельного расхода топлива на 1 кг воздуха , а 1000 - масштабный коэффициент. Изменение энтальпии в процессе от начальной температуры до температуры имеет вид: За исходную температуру принимаем К, так как низшая теплотворная способность топлив даётся для этой температуры. Тогда По данному уравнению с известными и находится значение энтальпии. Для нахождения по известному значению энтальпии решается обратная задача: . Из уравнения адиабаты после интегрирования можно определить отношение давлений в адиабатных процессах сжатия и расширения: . Величину газовой постоянной следует находить с учетом : . Отношение давлений запишется: . Обратная задача определения температуры по известному отношению давлений решается в виде . Алгоритм, приведённый в работе [3], для термодинамического анализа авиационных двигателей достаточно сложен. Ещё более сложной задачей является анализ циклов ГТД при их работе на природном газе с произвольным составом, зависящим от места его добычи. Необходимость учета переменности свойств воздуха и продуктов сгорания, в процессе термодинамических расчетов циклов очевидна, и отсутствие учёта изменения свойств рабочего тела от температуры и коэффициента избытка воздуха может дать ошибку в вычислениях более 5% [3]. Для решения этой задачи потребовалось создание алгоритма расчета параметров смеси произвольных газов, и массива с данными термодинамических свойств компонентов газового топлива и продуктов сгорания в диапазоне температур от -60 до 1850 ֯С. Математическая модель термодинамического расчета разработана на основе алгоритма функций. Достоверная точность использующегося метода обеспечена при учете зависимости теплофизических параметров рабочего тела от температуры в цикле и конкретного состава природного газа. В ходе выполнения многочисленных вариантных расчётов газотурбинных двигателей, использующихся для привода центробежных нагнетателей природного газа (НК-12СТ, НК-14СТ, НК-16СТ, НК-38СТ, АЛ-31СТ и др.) было получено хорошее совпадение результатов расчётов по разработанной методике и паспортных данных натурных испытаний ГТД. На основе созданной математической модели разработан алгоритм и программа термодинамического расчета, которые позволили оценить влияние распределения степени повышения давления по каскадам компрессоров на параметры эффективности конвертирования авиационного двигателя в наземную установку, при суммарной степени повышения давления в компрессорах: от 15 до 25 и температуры газа перед турбиной высокого давления: = 1200 К; 1300 К; 1450 К; 1600 К. Исследуемые ГТД, работают в составе газоперекачивающих агрегатов, поэтому критериями эффективности термодинамического процесса являются полезная работа цикла и удельный расход топлива (которым является транспортируемый природный газ). Характер изменения удельного расхода топлива от параметров цикла представляет собой большой интерес для эксплуатации. По результатам расчетов были построены графики зависимости (рис.1), где относительная степень сжатия в компрессоре низкого давления: , где - степень повышения давления в компрессоре низкого давления, - суммарная степень повышения давления в ГТД, . Расчёт удельной полезной работы производился с учетом механических потерь в опорах, изменения массы рабочего тела по тракту ГТД и гидравлических потерь в цикле. Энтальпию и температуру рабочего тела в цикле определяем с помощью функций с учетом состава топливного газа и изменением температуры по тракту двигателя. На рис. 2 построена зависимость при различных . Удельный расход топлива для газотурбинных двигателей, используемых для перекачки природного газа оценивается, : , где - низшая теплотворная способность топлива, - эффективный КПД цикла. С повышением температуры газа перед турбиной увеличиваются эффективна работа цикла, эффективный КПД цикла, и снижается удельный расход топлива. Увеличение эффективной работы цикла и уменьшение удельного расхода с ростом связано с повышением работоспособности рабочего тела и температуры воздуха за компрессором, следовательно, снижением количества подводимого топлива при условии . Из графических зависимостей видно, что при равномерном распределении степени повышения давления по каскадам компрессоров () уменьшается полезная работа цикла в среднем от 0,5 до 1% и увеличивается удельный расход топлива от 1% до 2%. Для и , когда вся работа сжатия совершается в одновальном газогенераторе, удельные показатели ГТУ улучшаются. а б Рис. 1 Зависимость при различных суммарных степенях повышения давления: а - = 15; б - = 25 а б Рис. 2 Зависимость при различных суммарных степенях повышения давления: а - = 15; б - = 25 Повышение показателей эффективности можно добиться увеличением . Следовательно, переход к двухвальному газогенератору позволяет реализовать большие значения с обеспечением хорошего запаса газодинамической устойчивости работы компрессора, которую теряет однокаскадный газогенератор при реализации высоких степеней сжатия. Появление второго каскада компрессора увеличивает уровень механических потерь в опорах, и это приводит к незначительному снижению эффективных показателей цикла. Из полученного анализа можно сделать вывод, что оптимальное распределение степени повышения давления по каскадам следует производить с учетом распределения теплоперепада на турбинах компрессоров. Из условия равномерной нагруженности турбин и плавности проточной части - отношение и прямо пропорционально квадрату скольжения роторов двухвального газогенератора.

About the authors

Michail Y Orlov

Samara State Area of scientific interests

Email: adler65@mail.ru
(Ph.D. (Techn.)), Associate Professor 34, Moskovskoye Shosse, Samara, 443086, Russia

Svetlana A Gulina

Samara State Technical University

Email: kr_oeg@mail.ru
(Ph.D. (Techn.)), Associate Professor 244, Molodogvardeyskaya st., Samara, 443100, Russia

Gulysina M Orlova

Samara State Technical University

Email: kr_oeg@mail.ru
(Ph.D. (Techn.)), Associate Professor 244, Molodogvardeyskaya st., Samara, 443100, Russia

References

Supplementary files