CC BY
32
Effect of Vane Thermal Emission Cooling on the Efficiency of the Gas
Turbine Power Plant Kolychev A.V. 1, Renev M. E. 2, Savelov V. A. 1, Arkhipov P. A. 1
1 Baltic state technical University "VOENMEH", Saint Petersburg, Russian Federation,
2 - Saint Petersburg State University, Saint Petersburg, Russian Federation
Abstract. The work is devoted to the problem of increasing efficiency of power gas turbine units (microturbines). One of ways to improve efficiency is to increase gas temperature in front of the turbine. Cooling of gas turbine elements is difficult. One of the solutions to the problem may be the method of thermal emission cooling. The purpose of this work is to estimate the potential effect of thermal emission cooling of turbine blades on efficiency. The mentioned aim is achieved by analyzing the main factors influencing the efficiency of the power gas turbine unit. Calculated estimations of thermal condition of turbine blades with thermo-emission cooling depending of electron work function and gas temperature in front of the turbine.
The most significant results of the work are the obtaining of dependence of efficiency of power gas turbine unit on the value of electron work function (thermo emission cooling) and its surface temperature. Besides, as a result of numerical estimations it was established for the first time that the blade temperature of the turbine with thermal emission cooling can reach the value of about 1000 K at the electron work function 1 eV and at the gas temperature in front of the turbine 2700 K (by 7-8 % higher than modern power gas turbines). The obtained results can be applied in practice in terms of justification of thermal emission cooling application in gas turbines. The method of thermal emission cooling can be applied in micro turbines, large power turbines, aircraft engines.
Keywords: thermal emission cooling, thermoelectronic emission, power gas turbine installations, efficiency.
DOI: 10.5281/zenodo.4316996 UDC: 629.785
Efectul râcirii cu emisii termice a paletelor asupra randamentului instalatiei energetice
cu turbina cu gaze Kolîcev A.V.1, Renev M.E.2, Savelov V.A. 1, Arhipov P.A. 1
1Universitatea Tehnicâ de Stat Balticâ "VOENMEH", 2Universitatea de Stat din Sankt Petersburg, Sankt Petersburg, Federatia Rusâ Rezumat. Lucrarea are ca subiect problema sporirii eficientei centralelor cu turbine cu gaz, inclusiv a microturbinelor. Una dintre principalele modalitâti de îmbunâtâtire a eficientei este cresterea temperaturii gazului din fata turbinei. Râcirea elementelor microturbinei este dificilâ din cauza dimensiunilor lor geometrice reduse. Scopul lucrâri constâ în evaluarea efectului potential al râcirii cu emisii termice a palelor turbinei asupra valorii randamentului. Acest obiectiv este atins prin derivarea analiticâ a unei noi relatii care leagâ eficienta, temperatura si functia de lucru a electronilor suprafetei palelor si prin efectuarea de calcule detaliate ale stârii termice a palelor turbinei cu râcire termionicâ pentru valorile date ale functiei de lucru a electronilor suprafetei palelor turbinei si a temperaturii gazului din fata turbinei, care determinâ randamentul turbinei. Cele mai semnificative rezultate ale lucrârii sunt: stabilirea dependentei eficientei unei centrale cu turbinâ cu gaz de valoarea functiei de lucru a electronilor (râcire termionicâ) si de temperatura suprafetei paletei turbinei. Ca rezultat al calculului, s-a constatat câ temperatura unei palete a turbinei cu râcire termionicâ poate atinge o valoare de ordinul 1000 K atunci când lucrul de emisie a electronilor de pe suprafetei palei turbinei este egalâ cu 1 eV si la o temperaturâ a gazului în fata turbinei de 2700 K. La aceastâ temperaturâ a gazului în fata turbinei, eficienta ( randamentul) turbinei sporeste cu 7-8%. Semnificatia rezultatelor obtinute constâ în faptul câ rezultatele obtinute pot fi aplicate în practicâ în ceea ce priveste fundamentarea utilizârii râcirii termionice în turbine cu gaz si în stabilirea faptului câ râcirea termionicâ îsi poate gâsi aplicatia în microturbine, turbine de mare putere si motoare de aeronave.
Cuvinte-cheie: râcire termionicâ, emisie termionicâ, centrale electrice cu turbinâ cu gaz, randament.
© KornneB A.B., PeHeB M.E., CaBe^OB B.A., ApxnnoB n.A. 2020
О влиянии термоэмиссионного охлаждения на КПД газотурбинной энергетической установки Колычев А.В.1, Ренев М.Е.2, Савелов В.А. 1, Архипов П.А.1
1Балтийский государственный технический университет «ВОЕНМЕХ», Санкт-Петербург, Российская
Федерация,
2Санкт-Петербургский государственный университет, Санкт-Петербург, Российская Федерация Аннотация. Работа посвящена проблеме повышения КПД энергетических газотурбинных установок, в том числе микротурбин. Одним из основных способов улучшения эффективности является повышение температуры газа перед турбиной. Охлаждение элементов микротурбин затруднено из-за их малых геометрических размеров. Одним из решений проблемы может стать метод термоэмиссионного охлаждения. Цель настоящей работы - оценить потенциальное влияние термоэмиссионного охлаждения лопаток турбины на КПД. Указанная цель достигается аналитическим выводом новой зависимости, связывающей КПД, температуру и работу выхода электронов поверхности лопаток и проведением детальных расчетов теплового состояния лопаток турбин с термоэмиссионным охлаждением для заданных значений работы выхода электронов поверхности лопаток турбины и температуры газа перед турбиной, определяющей КДП. Наиболее существенными результатами работы являются: зависимость КПД энергетической газотурбинной установки от величины работы выхода электронов (термоэмиссионного охлаждения) и температуры поверхности лопатки турбины. В результате расчета установлено, что температура лопатки турбины с термоэмиссионным охлаждением может достигать величины порядка 1000 К при работе выхода электронов поверхности лопатки турбины равной 1 эВ и при температуре газа перед турбиной 2700 К. При такой температуре газа перед турбиной КПД на 7-8 % выше. Значимость полученных результатов заключается в том, что полученные результаты можно применять на практике в части обоснования применения термоэмиссионного охлаждения в газовых турбинах и в установлении того факта, что термоэмиссионное охлаждение может найти свое применение в микротурбинах, крупных энергетических турбинах, авиационных двигателях.
Ключевые слова: термоэмиссионное охлаждение, термоэлектронная эмиссия, энергетические газотурбинные установки, КПД.
ВВЕДЕНИЕ
На сегодняшний день в энергетике актуальным является разработка методов и средств, которые позволят улучшить основные характеристики энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ): КПД, надежность, ресурс, с одновременным понижением стоимости разработки, создания, эксплуатации, технического обслуживания и др.
Одной из основных задач при создании ЭГТУ является повышение их эффективного КПД, который в настоящий момент находится на уровне 25-35% [1-3] для ЭГТУ простого цикла. Достигнуть этого предполагается, в том числе, за счет повышения температуры продуктов сгорания перед турбиной. Однако конструкции современных турбин подошли к пределу термостойкости, несмотря на применение всё более экзотических и дорогих жаропрочных материалов.
Существующие системы сложны и имеют высокую стоимость. Например, цена лопатки ЭГТУ может достигать $10000, при том, что этих лопаток в одной ГТУ может быть до нескольких сотен. Изучаются различные схемы воздушного охлаждения [4-6], эффективность которых требует создания сложной системы каналов циркуляции воздуха в лопатках.
На сегодня существуют множество различных методов охлаждения лопаток турбин [5], основанных на движении воздуха в специальных каналах и создании пленок на внешних поверхностях. Самый простой использует только внутреннюю конвекцию без пленочного охлаждения и применяется в основном на лопатках второй или третьей ступени. Все другие методы охлаждения используют пленочное охлаждение в различной степени.
Рис. 1 схематично иллюстрирует пять наиболее распространённых типов воздушного охлаждения, которые сегодня создаются посредством литья по выплавляемым моделям.
На рис. 1 красными стрелками показано направление нагрева, черными - направление движение воздуха-охладителя. Возрастающим слева направо контуром обозначена охлаждающая пленка воздуха.
Наклонные каналы, соединяющие внутренние полости с окружающей средой на рис. 1б, 1в и 1д, увеличивает поверхность тепло-съёма. На рис. 1г показаны вертикальные каналы, поверхность теплосъема увеличена за счет большего количества этих каналов и более плотного их расположения.
JU* JUL
а) Конвективное застенное (рубашечное) охлаждение 2
I CZHH V7///A
б) Конвективное и пленочное охлаждения
3
в) Выпотевание и пленочное охлаждение
4
мл
■tltltltlflHtl
■ШИН
тл
ж
г) Застенное охлаждение/ выпотевание/ и пленочное охлаждение 5
y—EZf-
д) Подповерхностное микроохлаждение двустенное охлаждение 6
Рис. 1. Системы охлаждения лопаток современных газотурбинных установок. 1
Камеры сгорания обычно используют эф-фузионное охлаждение или его комбинацию с конвекционным и плёночным охлаждением, аналогично охлаждению передней кромки лопаток турбин.
Данный метод известен как двухстенное или пристенное охлаждение и помещает охлаждающие каналы внутри стенки, тем самым перемещая охлаждающее рабочее тело ближе к источнику тепла.
Другим направлением является повышение жаропрочности материалов основы лопаток турбин [7-8].
Например, в [9] описан новый сплав, названный ЛОЛТ, который имеет меньшую плотность и большую стойкость к окислению при схожих с никелевый суперсплавом СМ8Х-10 [7-9] прочностных свойствах.
В настоящий момент одними из самых современных сплавов являются сплавы с добавлением рения и рутения, например, ТМ8-238, ТМ8-138Л, ТМ8-196 [10]. Однако, такие сплавы характеризуются очень высокой стоимостью.
Одним из направлений повышения стойкости лопаток турбины, выполненных из никелевых сплавов и суперсплавов, в условиях повышения температуры перед турбиной, является разработка и создание термобарьерных покрытий [14,15], например, на основе оксида алюминия (ЛЬОз) [14], оксида циркония (2гО2) [15,16] и др.
Перспективным направлением выглядит применение керамических материалов [1112]. Они характеризуются высокой стойкостью к окислению и сопротивлению ползуче-
сти. Но при этом имеют проблемы, связанные с низкой трещиностойкостью.
Так, в [11] анализируется керамический материал на основе карбида кремния (SiC) усиленный боридом гафния (HfB2) и боридом циркония (ZrB2), а в [12] - керамика на основе борида титана (TiB2). В [13] описывается карбидокремниевая (SiC/SiC) керамика. Достоинством данных материалов является их способность работать при высоких температурах без дополнительного охлаждения. Материалы на основе боридов [12] имеют электрическую проводимость, что теоретически позволяет организовать их термоэмиссионное охлаждение за счет специального покрытия.
Описанные выше проблемы стимулируют поиск методов охлаждения, основанных на новых в данной предметной области физических принципах, применение которых позволит произвести существенное повышение температуры газов перед турбиной, по сравнению с существующими методами.
Существуют и другие подходы к увеличению КПД ЭГТУ. Например, перспективным выглядит создание детонационных камер сгорания (КС), которые теоретически должны превосходить по КПД на 20-25 % КС обычных ЭГТУ [17-18]. Основные надежды связываются с ротационным детонационным двигателем (rotational detonation engine -RDE) [17-21]. Например, в Японии [20] испытана модель дискообразной RDE - газотурбинной установки. Проводятся эксперименты и в США [21]. Однако на сегодняшний день реализация RDE сталкивается с проблемой инициации и поддержания детонационного
1 Appendix 1
горения, а также необходимостью обеспечения детонационного режима горения по всему объему КС, что пока сделать никому не удается.
Другим направлением обеспечения высокого КПД ЭГТУ является организация и поддержание горения бедных и сверхбедных топливовоздушных смесей, а также смесей, в которых присутствуют различные примеси, например, водяной пар. Кроме этого, для снижения вредных выбросов окислов азота КОх в атмосферу приходится уменьшать температуру сгорания и количество горючего в топливоздушной смеси.
Горение «трудных» топливных смесей часто приводит к возникновению аварийных ситуаций, связанных с проскоком пламени и возникновению вибрационного горения [23].
Перспективными с точки зрения инициации и поддержания горения бедных тепло-воздушных смесей являются плазменные методы [17-18, 22-35].
Среди них представляют интерес экономичные методы, основанные на подкритиче-ских стримерных СВЧ разрядах [17-18,35]. Данную технологию можно применять, как для микротурбин [35], так и для более крупных установок [17]. В [35] экспериментально получено устойчивое зажигание особо бедной топливно-воздушной смеси с концентрацией топлива меньше предела воспламенения при нормальных условиях [35].
В настоящей работе исследуется новый для газотурбинной техники метод термоэмиссионного охлаждения (ТэО), который с одной стороны может дополнить существующие методы охлаждения (обеспечить дополнительный отвод тепла), а с другой -дополнить плазменные методы поджига и поддержания горения, для более эффективной реализации которых необходимо наличие так называемых запальных электронов. Наличие в потоке запальных электронов позволяет уменьшить время протекания процесса воспламенения и более эффективно передавать потоку энергию СВЧ-излучения. В случае же ТэО происходит существенное повышение концентрации заряженных частиц вблизи поверхности ТЭО [17-18,35], увеличивающее тем самым количество «запальных» электронов.
Стоит также отметить, что температура современных сплавов лопаток турбин при их работе достигает величин порядка 1530 К, температура термобарьерных и защитных
покрытий - 1800 К [3]. При этом температура газа перед турбиной лучших современных ЭГТУ находится на уровне 1850-2000К. Такие температуры, как показало применение ТэО в ускорительной технике, оптимальны для работы покрытия с низкой работой выхода электронов.
Принципиальная схема ТэО приведена на рис. 2. На рис. 2 серым обозначен сплав - материал основы, красным - направление нагрева лопатки турбины, синим - термоэмиссионное покрытие, синими стрелками - термоэлектроны, черными стрелками -направление движения воздуха (хладагента).
При нагреве лопатки турбины с поверхности покрытия происходит термоэмиссия электронов е , которая сопровождается эффектом охлаждения материалы основы лопатки турбины. В результате ТэО-покрытие и материал основы (лопатка турбины) охлаждаются. Уменьшение температуры за счет ТэО может достигать 1000° С.
Новизна метода заключается в том, что основными носителями тепла являются электроны (электронный газ), который как хладагент обладает новыми свойствами.
Электронный газ имеет более высокую подвижность, по сравнению с молекулами и атомами классических жидкостей и газов, электроны обмениваются энергией не только через столкновения, но и через электрическое поле, что позволяет им собирать тепло в объеме кристалла материала, а не по поверхности.
Небольшой размер электронов позволяет производить охлаждение тонких элементов, создание каналов охлаждения в которых очень сложно или невозможно.
Все указанные свойства позволяют получить новый технический эффект снижения температуры и температурных напряжений элементов газотурбинных установок без необходимости создания специальных каналов охлаждения.
Кроме того, ТэО может дополнить существующие методы охлаждения, потому как пути движения термоэлектронов находятся в самой структуре материала лопатки турбины.
Стоит также добавить, что появляется возможность проводить диагностику нагрева как всей лопатки, так и наиболее ее важных участков (например, в областях передней и задней кромок) по току термоэмиссии. Чем выше нагрев, тем ваше ток.
AAAAAAAAAAAAA AA
А А А А ААА ААА ААА А А
С
f—1
Рис. 2. Схема реализации термоэмиссионного охлаждения лопаток современных газотурбинных
7
установок. '
МОДЕЛИ И МЕТОДЫ
Основное отличие настоящей работы от известных публикаций заключается в том, что впервые учтено термоэмиссионное охлаждение поверхности лопатки турбины при очень низких значениях работы выхода электрона.
Эффективный КПД ЭГТУ напрямую зависит от температуры газа перед турбиной. В общем случае он выражается через коэффициент полезной работы ф и термический КПД цТТУ следующей зависимостью:
(1)
где лэ - эффективный КПД ЭГТУ, ф = 1-х%т -коэффициент полезной работы,
Ллу = 1-1/%т - термический КПД, х = Т1/ Т2 , % = р / р - степень повышения давления, р2 - давление на выходе из компрессора, р1 - давление на входе компрессора, Т2 - температура в камере сгорания (перед турбиной), Т1 - температура на входе ЭГТУ, т = (у-1) / У, У -показатель адиабаты как физический параметр газа [2].
Тогда эффективный КПД будет равен:
Лэ =(1 -та- )■(!-1/л")
(2)
Для современных ЭГТУ % =20-50, а т =0.25 для к =1.33, Т1= 300 К. Тогда принимая % =35 выражение (2) сильно упрощается:
цэ =(1-х%™)-(1 -1/%Г ) = 0.58-423/Т (3)
Как видно из рис. 3, эффективный КПД простого цикла современных ЭГТУ находится на уровне 34-36 %, но рост температуры газа перед турбиной до 2700 К позволит увеличить эффективный КПД до уровня 43-44% Это на 8 % выше лучших современных образцов.
Для проведения численных оценок теплового состояния лопаток турбины с ТэО принимались следующие допущения:
- весь ток термоэмиссии проходит в плазму рабочего газа;
- в тепловом балансе учитываются только ТэО, излучение, нагрев проходящим электрическим током и нагрев со стороны потока рабочего газа.
0.35
0.25
1000
1500
2000
2500
Ttb, К
Рис. 3. Зависимость эффективного КПД от температуры газа для современных газотурбинных
установок. 8
Appendix 1
e
7
- отсутствует разрушение покрытия под действием механических и термических нагрузок, т.е. покрытие считается абсолютно прочным.
- лопатка внутри сплошная без специальных каналов охлаждения (данное допущение напрямую справедливо для микротурбин);
- поверхность покрытия имеет постоянное значение работы выхода электронов;
- ТэО происходит только с внешней поверхности лопатки турбины
Уравнение теплового баланса на лопатке турбины в общем виде выглядит следующим образом:
q = qTmr + q , (4)
gas TEEC rad
где qgas, 4TEEC , 4rad - нагрев га30м, термоэмиссионное охлаждение и охлаждение излучением.
Термоэмиссионное охлаждение вычисляется по следующей зависимости:
4teec = j ф+ —b
(5)
где е - заряд электрона, 1,6-10-19 Кл; Ф - общая работа выхода электронов эмиссионного слоя, эВ; Ть - температура лопатки турбины, К; ] - плотность тока эмиссии, А/м2; к - постоянная Больцмана, 1,38-10-23 Дж/К.
Плотность тока термоэмиссии подсчиты-вается по закону Ричардсона-Дешмана [42]:
j = A (1 - R) exp
^-11600 ФЛ
T
tb
(6)
где Т = Т = 120 1 04 А/(м2К2) - универсаль-
сс 3
ная термоэмиссионная постоянная; Я = 0,1 -средний по энергиям коэффициент отражения.
qgas =а'(Тсс - T,b ) :
(7)
где А - температура газа перед турбиной, а -
коэффициент теплоотдачи. При этом величина отвода тепла излучением составляет:
где е - степень черноты поверхности ТЭО-покрытия, о = 5,6710-8 Вт/(м2К4) - постоянная Стефана - Больцмана. Тогда эффективный те КПД газовой турбины может быть рассчитан по следующей зависимости:
A
П = 0,58--
'з f (ф, Ttb)
/(Ф, T ) = B ■ f (Ф,Т )+C • T 4 + D ■ T (9)
tb 1 tb tb tb
/1(ф, Tb) = Tb Ф exp
^-11600 ■Ф^
B = 140.4 Ю04
4rad = Z°Ttb
(8)
где А = 423а = 1,7-106 С = 2,84 •Ю-8,О = а = 4000 - 5000 .
РЕЗУЛЬТАТЫ И ОБСУЖДЕНИЯ
На рис. 4 представлен график зависимости эффективного КПД ЭГТУ от температуры лопатки турбины и работы выхода электрона. При помощи выражения (9) можно определить эффективный КПД ЭГТУ, задавшись температурой лопатки и величиной работы выхода электронов. Данное выражение интересно тем, что КПД привязывается к температуре лопатки турбины и к работе выхода электронов, которые косвенно указывают на температуру перед турбиной. По-видимому, данное выражение можно применять до значений = 43 - 44 %. Далее для более детального определения температурных характеристик, получаемых в результате применения ТэО, были произведены дополнительные расчеты.
Профиль лопатки турбины (представлен на рис. 5) и распределение коэффициента теплоотдачи по ободу (рис. 6) брались из [36]. Причем коэффициент теплоотдачи был преобразован с учетом того, что лопатка в расчетах сплошная, а в [36] - с каналами охлаждения и открытой кромкой, через которую выходит воздух.
На рис. 10 показано распределение температуры по поверхности лопатки с ТэО. Представлены кривые распределения температуры лопатки турбины для трех различных температур газа перед турбиной: 1800 К (сплошные кривые), 2000 К (пунктирные кривые), 2700 К (кривая точками). Данные температуры характерны для современных и перспективных газовых турбин.
0.35 0.3 0.25 0.2 0.15 0.1 0.05
0 800
- Ф = 1 эВ
/ ф = 1.5 эВ
/ / Modern i
Ф = 1.1 эВ /"' Gas iuroines |3J 1 j
ф = 1.8 эВ
у /
///
1000
1200
1400
1600
Тй. К
Рис. 4. График зависимости эффективного КПД от температуры лопатки турбины ^ при различных значениях работы выхода электронов ф. 9
Решалось трехмерное нестационарное уравнение теплопроводности с граничными условиями второго рода (5) - (8) и с источниками объемного тепловыделения (нагрев проходящим электрическим током). Результаты представлены на рис. 7 - 10.
На рис. 7 цифрой 1 обозначена температура сплошной лопатки турбины без ТэО, цифрой 2, 3, 4 сплошные линии зависимости тем-
пературы лопатки турбины с ТэО и с работами выхода электронов 1.8 (2), 1.5 (3) и 1.0 (4) эВ и без учета нагрева проходящим по лопатке турбины током. Пунктирные линии 5, 6 и 7 обозначают температуру лопатки турбины с ТэО с работами выхода электронов 1.8 (5), 1.5 (6) и 1.0 (7) эВ соответственно и с учетом нагрева проходящим током.
У, m
0.08
0.06 -0.02
и
X, т 0.04 Рис. 5. Расчетная область - лопатка турбины.10
а, Вт / м2К
4000
2000
о 0.5
Рис. 6. Изменение коэффициента теплоотдачи а по длине контура L лопатки турбины. 11
9,10,11
Appendix 1
На рис. 8 (I) представлен суммарный ток термоэмиссии, который поступает в лопатку с нижней ее части. Как видно из рис. 8, чем ниже работа выхода электронов, тем выше суммарный ток, но и выше охлаждение. Однако, чем ниже работа выхода электронов,
тем выше становится нагрев лопатки проходящим током и, следовательно, уменьшается различие между температурами лопаток турбины для различных работ выхода электронов, что можно заметить на рис. 8 для работы выхода электронов 1 эВ и 1.5 эВ.
Рис. 7. График зависимости температуры лопатки турбины от температуры камере сгорания: контрольный случай без термоэмиссионного охлаждения и с охлаждением. Первое число в легенде -работа выхода, второе - без нагрева электрическим током (а), с электрическим током (б). 12
На рис. 9 изображены кривые распределения температуры по поверхности сплошной лопатки турбины в случае отсутствия ТЭО. Кривая 1 соответствует температуре газа перед турбиной в 2700 К, кривая 2 - 2000 К, кривая 3 - 1800 К. На рис. 9 также отмечен максимальный перепад температур по контуру лопатки турбины, который в данном случае составляет 110 К.
На рис. 10 показано распределение температуры по поверхности лопатки с ТэО. Представлены кривые распределения температуры лопатки турбины для трех различных температур газа перед турбиной: 1800 К (сплошные кривые), 2000 К (пунктирные кривые), 2700 К (кривая точками). Максимальный перепад температур по контуру лопатки турбины в данном случае находится на уровне 50-60 К
Из графиков рис. 7-10 можно сделать следующие промежуточные выводы.
Appendix 1
Температура лопатки турбины при наличии одного только излучения находится на уровне порядка 2300 К при температуре рабочего тела 2700 К, что является неприемлемым с точки зрения существующих материалов.
При наличии ТэО температура лопатки турбины существенно уменьшается и зависит от величины работы выхода электронов
Суммарный ток, создаваемый термоэлектронами, достигает величины 3500 А с одной лопатки. Как видно из рис. 9 и 10 максимальные температурные перепады АТ при ТэО уменьшаются с 110 до 60 К. В целом это означает уменьшение на 40-45 % температурных напряжений в лопатке, которые могут достигать половины все напряжений, возникающих в ней. Таким образом, применение ТэО может привести к уменьшению не только температуры, но и суммарных напряжений на 20%. Такое падение напряжений может
привести к росту ресурса почти на порядок объем работы (и прибыли), проведенный од-[39], а это может повлиять на суммарный ной газовой турбиной
I, К 3500 3000 2500 2000 1500 1000 500 0
1800 1900 2000 2100 2200 2300 2400 2500 2600 т К
сс '
Рис. 8. Ток термоэмиссии при термоэмиссионном охлаждении лопатки турбины. 13
1 1- 1.0 еУ 1
2- 1.5 еУ -
3- 1.8 еУ _ ^ -
_ _ _ _ - -
_ _ - - -
I
Ть , К
2600 2400 2200 2000 1800 1600
0
А Т. = 110К
Л
0.01
0.02
0.03
0.04
■ 1 - 1800 К -2 - 2000 К 3 - 2700 К
0.05
I, м
Рис. 9. Распределения температур по нижнему контуру лопатки турбины без термоэмиссионного охлаждения. 14
III. ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Выявлен ряд интересных закономерностей, характерных для применения ТэО лопатки турбины.
ТЭО позволяет получить низкую температуру лопатки турбин при существенной тем-
пературе газа перед турбиной (до 2700 К). Это позволит применять существующие сплавы в ЭГТУ при росте КПД на 8-10% по сравнению с существующими ЭГТУ. В целом это означает уменьшение на 40-45 % температурных напряжений в лопатке, которые
1314 Арреп&х 1
53
ТэО. Это позволит решить проблему
могут достигать половины все напряжений, ждения по сравнению со случаем отсутствия возникающих в ней.
Отмечено существенное уменьшение температуры лопатки турбины без каналов охла-охлаждения микротурбин, в которых охлаждение лопаток (из-за размеров) достаточно проблематично.
T ь, К 1500 1400 1300 1200 1100
1000
900
AT =55 К
, tb
l, м
1 - 1.0 eV, 1800 К ---- 4 - 1.0 eV, 2000 К 7 - 1.0 eV, 2700 К
2 - 1.5 eV, 1800 К ---- 5 - 1.5 eV, 2000 К 8 - 1.5 eV, 2700 К
3 - 1.8 eV, 1800 К ---- 6 - 1.8 eV, 2000 К 9 - 1.8 eV, 2700 К
Рис. 10. Распределения температур по нижнему контуру лопатки турбины с термоэмиссионным охлаждением. 15
Температура лопатки турбины при температуре газа перед турбиной 2700 К может достигать величины 1000-1200 К при работе выхода электронов порядка 1 эВ, что намного меньше, чем температура современных лопаток турбины при существенно более низких температурах в камере сгорания (1800-2000 К).
При применении ТэО уменьшается не только температура, но температурные напряжения, вплоть до 40 %. Метод термоэмиссионного охлаждения может найти свое применение в микротурбинах, крупных энергетических турбинах, авиационных двигателях. Особенно перспективным выглядит вариант применение ТэО в составе газотурбинного преобразователя транспортно-энергетического модуля. В этих условиях создаются благоприятная среда для ТэО и имеет смысл направить избыточное тепло на улучшение этой среды в части ТэО.
Благодарность. Работа выполнена при финансовой поддержке Министерства науки
и высшего образования Российской Федерации в ходе реализации проекта «Создание опережающего научно-технического задела в области разработки передовых технологий малых газотурбинных, ракетных и комбинированных двигателей сверхлегких ракет-носителей, малых космических аппаратов и беспилотных воздушных судов, обеспечивающих приоритетные позиции российских компаний на формируемых глобальных рынках будущего.», № FZWF-2020-0015.
APPENDIX 1 (ПРИЛОЖЕНИЕ 1) xFig. 1. The cooling vanes of modern gas turbines.
2Convective wall cooling 3Convective and film cooling 4Exudation and film cooling 5Wall cooling/exudation/ and film cooling 6Subsurface microcooling double wall cooling
14 Appendix 1
7Fig. 2. The scheme of realization of the thermionic cooling vanes of modern gas turbines.
8Fig. 3. The dependence of the effective efficiency of gas temperature for a modern gas turbine plants.
11Fig. 6. The change of the heat transfer coefficient a along the length of contour L of the turbine blade.
12Fig. 7. Graph of the dependence of the turbine blade temperature on the temperature of the combustion chamber: control case without thermal emission cooling and with cooling. The first number in the legend is the work function, the second - without electric heating (a) with electric current (b).
13Fig. 8. Current of thermal emission when the thermionic cooling of turbine blades.
14Fig. 9. The temperature distribution along the lower contour of the turbine blade without thermionic cooling.
15Fig. 10. The temperature distribution along the lower contour of the turbine blade with a thermionic cooling.
ЛИТЕРАТУРА (REFERENCES)
1. Nourin F., Amano R. S. Review of Gas Turbine Internal Cooling Improvement Technology //Journal of Energy Resources Technology. - 2020. - С. 1-22.
2. Sahin V. V. Ustrojstvo i dejstvie energet-icheskih ob"ektov [Device and action of power installations]. Sankt-Peterburg, 2008.195 p.
3. Bunker R. S. Evolution of turbine cooling //Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air. - American Society of Mechanical Engineers, 2017. - Т. 50770. - С. V001T51A001.
4. Shiau, C. C., Chen, A. F., Han, J. C., & Krewinkel, R. (2019, June). Detailed Heat Transfer Coefficient Measurements on a Scaled Realistic Turbine Blade Internal Cooling System. In Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air (Vol. 58646, p. V05AT16A001). American Society of Mechanical Engineers.
5. Wang, J., Du, C., Wu, F., Li, L., & Fan, X. (2019). Investigation of the vortex cooling flow and heat transfer behavior in variable cross-section vortex chambers for gas turbine blade leading edge. International Communications in Heat and Mass Transfer, 108, 104301.
9Fig. 4. Graph of effective efficiency to the temperature of the blades of the turbine Ttb for different values of the work function of electron 9.
10Fig. 5. Analysis area - the turbine blade.
6. Fan, X., Li, L., Zou, J., & Zhou, Y.
(2019). Cooling methods for gas turbine blade leading edge: Comparative study on impingement cooling, vortex cooling and double vortex cooling. International Communications in Heat and Mass Transfer, 100, 133-145.
7. Wang R., Zhang B., Hu D., Jiang K., Liu H., Mao J., Jing F. & Hao X. (2019). Thermomechanical fatigue experiment and failure analysis on a nickel-based superalloy turbine blade. Engineering Failure Analysis, 102, 35-45.
8. Wee S., Do J., Kim K., Lee C., Seok C., Choi B. G., Choi Y.S. & Kim W. (2020). Review on Mechanical Thermal Properties of Superalloys and Thermal Barrier Coating Used in Gas Turbines. Applied Sciences, 10(16), 5476.
9. Rame J., Caron P., Locq, D., Lavigne O., Suave L. M., Jaquet V., Perrut M., Delautre J., Saboundji A. & Guedou, J. Y.
(2020). Development of AGAT, a Third-Generation Nickel-Based Superalloy for Single Crystal Turbine Blade Applications. In Superalloys 2020 (pp. 31-40). Springer, Cham.
10. Sulzer, S., Hasselqvist, M., Murakami, H., Bagot, P., Moody, M., & Reed, R. (2020). The Effects of Chemistry Variations in New Nickel-Based Superalloys for Industrial Gas Turbine Applications. Metallurgical and Materials Transactions A, 51(9), 4902-4921.
11. Vaferi, K., Vajdi, M., Nekahi, S., Nekahi, S., Moghanlou, F. S., Asl, M. S., & Mo-hammadi, M. (2020). Thermo-mechanical simulation of ultrahigh temperature ceramic composites as alternative materials for gas turbine stator blades. Ceramics International.
12. Liu Z., Karimi I. A., He T. A novel inlet air cooling system based on liquefied natural gas cold energy utilization for improving power plant performance //Energy Conversion and Management. -2019. - T. 187. - C. 41-52.
13. Boyle R. J., Parikh A. H., Nagpal V. K. Design Considerations for Ceramic Ma-
trix Composite High Pressure Turbine Blades //Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air. - American Society of Mechanical Engineers, 2019. - T. 58677. -C. V006T02A014.
14. Zhang X., Deng Z., Li H., Mao J., Deng C., Deng C., Niu S., Chen W., Song J., Fan J., Liu M., Zhou K. & Liu, M. (2020). Al2O3-modified PS-PVD 7YSZ thermal barrier coatings for advanced gas-turbine engines. npj Materials Degradation, 4(1), 1-6.
15. Thakare, J. G., Pandey, C., Mahapatra, M. M., & Mulik, R. S. (2020). Thermal barrier coatings—a state of the art review. Metals and Materials International, 1-22.
16. Dudnik, E. V., Lakiza, S. N., Hrechanyuk, I. N., Ruban, A. K., Redko, V. P., Marek, I. O., ... & Hrechanyuk, N. I. (2020). Thermal Barrier Coatings Based on ZrO 2 Solid Solutions. Powder Metallurgy and Metal Ceramics, 59(3), 179-200.
17. Bulat P.V., Denissenko P.V., Volkov K.N. Trends in the development of detonation engines for high-speed aerospace aircrafts and the problem of triple configurations of shock waves. Part I. Research of detonation engines. Scientific and Technical Journal of Information Technologies, Mechanics and Optics, 2016, vol. 16, no. 1, pp. 1-21.
18. Bulat, P. V., & Volkov, K. N. (2016). Detonation Jet Engine. Part 2 Construction Features. International Journal of Environmental and Science Education, 11(12), 5020-5033.
19. Ma, J. Z., Zhang, S., Luan, M., & Wang, J. (2019). Experimental investigation on delay time phenomenon in rotating detonation engine. Aerospace Science and Technology, 88, 395-404.
20. Higashi, J., Nakagami, S., Matsuoka, K., Kasahara, J., Matsuo, A., Funaki, I., & Moriai, H. (2017). Experimental study of the disk-shaped rotating detonation turbine engine. In 55th AIAA aerospace sciences meeting (p. 1286).
21. Paxson D. E., Naples A. Numerical and analytical assessment of a coupled rotating detonation engine and turbine experiment //55th AIAA Aerospace Sciences Meeting. - 2017. - C. 1746.
22. Kim W., Cohen J. Plasma-assisted com-bustor dynamics control at realistic gas
turbine conditions //Combustion Science and Technology. - 2019. - C. 1-20.
23. Matveev I. B., Serbin S. I., Washchilenko N. V. New combined-cycle gas turbine system for plasma-assisted disposal of sewage sludge //IEEE Transactions on Plasma Science. - 2017. - T. 45. - №. 12.
- C. 3100-3104.
24. Deminskii M. A., Konina K. M., Potap-kin B. V. Influence analysis of electronically and vibrationally excited particles on the ignition of methane and hydrogen under the conditions of a gas turbine engine //Journal of Physics D: Applied Physics. - 2018. - T. 51. - №. 12. - C. 125201.
25. Campo F. G., Heebner J. Development of a Plasma Assisted Lean Premixed Fuel Injector for Gas Turbine Engines //10th International Conference on Plasma Assisted Technologies (ICPAT-10). - 2016.
- C. 24.
26. Mousavi M. A. Gas Turbine Combustion Chamber Analysis with Regard to the Effects of the Plasma Space. - 2017.
27. Liu S. et al. Experimental and Numerical Investigations of Plasma Ignition Characteristics in Gas Turbine Combustors //Energies. - 2019. - T. 12. - №. 8. - C. 1511.
28. Kim, G. T., Seo, B. H., Lee, W. J., Park, J., Kim, M. K., & Lee, S. M. (2017). Effects of applying non-thermal plasma on combustion stability and emissions of NOx and CO in a model gas turbine combustor. Fuel, 194, 321-328.
29. Kim W., Cohen J. Plasma-assisted com-bustor dynamics control at ambient and realistic gas turbine conditions //Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air. -American Society of Mechanical Engineers, 2017. - T. 50848. - C. V04AT04A037.
30. Serbin S. I., Kozlovskyi A. V., Burunsuz K. S. Investigations of nonstationary processes in low emissive gas turbine com-bustor with plasma assistance //IEEE Transactions on Plasma Science. - 2016.
- T. 44. - №. 12. - C. 2960-2964.
31. Drokov, V. G., Drokov, V. V., Ivanov, N. A., Myrishenko, V. V., Skudaev, Y. D., & Hodunaev, A. Y. (2019, June). Development of microwave plasma method for measurement of wear particle parameters in lubricant oil samples from aircraft gas
turbine engines. In IOP Conference Series: Materials Science and Engineering (Vol. 560, No. 1, p. 012059). IOP Publishing.
32. Jagannath, R. R. (2019). Development of Plasma Assisted Ignition for Wave Rotor Combustion Turbine (Doctoral dissertation, Purdue University Graduate School).
33. P. Denissenko, M. P. Bulat, I. I. Esakov, L. P. Grachev, K. N. Volkov, I. A. Volo-buev, V. Upyrev, P. V. Bulat (2018). Ignition of lean and stoichiometric air-propane mixture with a subcritical microwave streamer discharge. Acta Astronautica, 150, 153-161.
34. Denissenko P.M., Bulat M. P., Esakov I. I., Grachev, L. P. Volkov, K. N. Volo-buev, I. A., Bulat, P. V. (2019). Ignition of premixed air/fuel mixtures by microwave streamer discharge. Combustion and Flame, 202, 417-422.
35. Bulat Pavel, V., Esakov Igor, I., Grachev Lev, P., Denissenko Petr, V., & Volobuev Igor, A. (2017). On flame front propagation rate in cylindrical tube with multipoint ignition by streamer microwave discharge. Journal Scientific and Technical Of Information Technologies, Mechanics and Optics, 111(5), 956.
36. Pashaev, A. M., Sadihov, R. A., Samedov, A. S., & Ardil, C. (2018). Numerical Modeling of Temperature Fields in Aviation Gas Turbine Elements. International Journal of Mechanical and Mechatronics Engineering, 9(11), 20392046.
37. Maktouf, W., Ammar, K., Naceur, I. B., & Sai, K. (2016). Multiaxial high-cycle fatigue criteria and life prediction: Application to gas turbine blade. International Journal of Fatigue, 92, 25-35.
Сведения об авторах
Колычев Алексей Васильевич.
Кандидат технических наук, доцент кафедры «Ракетостроение» БГТУ «ВО-ЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова. Область научных интересов: термоэмиссионное охлаждение, физика плазмы, энергетика. E-mail: anturui@mail.ru
Ренев Максим Евгеньевич.
Аспирант СПбГУ. Область научных интересов: физика плазмы, СВЧ разряды.
E-mail: merenev@mail.ru
Савелов Виталий Андреевич.
Магистрант БГТУ «ВО-ЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова. Область научных интересов: плазмагазодинами-ка, горение, моделирование E-mail: savel96@mail.ru
Архипов Павел Александрович.
БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова. Область научных интересов: энергодвигательные установки летательных аппаратов, энергетика. E-mail:
arkhipov.voenmeh@gmail.com
