CC BY
35ВОЗМОЖНОСТЬ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КОКСОВОГО ГАЗА В КОНВЕРТИРОВАННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ УСТАНОВКАХ ЭЛЕКТРО- И КОМПРЕССОРНЫХ СТАНЦИЙ
УДК 621.452.3
А.В. Бакланов, к.т.н., АО «Казанское моторостроительное производственное объединение» (Казань, РФ), [email protected] С.П. Неумоин, АО «Казанское моторостроительное производственное объединение», [email protected]
Для решения имеющейся проблемы по утилизации газа, полученного при промышленной газификации угля, предложено использовать данный газ для выработки электроэнергии при помощи газотурбинной установки, служащей для привода электрогенератора. Учитывая, что в последнее время активно разрабатывается тема использования газа, получаемого из угольных пластов, транспортировка данных газов может осуществляться с помощью компрессорной станции, содержащей наземные газотурбинные установки. В качестве примера взята газотурбинная установка на базе конвертированного авиационного двигателя НК-16СТ. Представлена конструкция камеры сгорания и топливной системы установки. В статье предлагается общая универсальная методика расчета топливной системы и камеры сгорания для адаптации газотурбинной установки к работе на коксовом газе. Расчет по данной методике производится в три этапа. На первом этапе выбирается состав и определяются теплофизические характеристики рассматриваемого газа. На втором - производится расчет топливной системы, строятся расходные характеристики топливной системы двигателя и топливной системы камеры сгорания при их работе на природном газе и коксовом газе. После этого вырабатываются рекомендации по изменению ее конструкции. На третьем этапе производится расчет камеры сгорания и вырабатываются рекомендации о необходимости изменения фронтового устройства или перераспределения воздуха по длине жаровой трубы. С помощью параметра объемной теплонапряженности выполнена оценка достаточности имеющегося объема жаровой трубы для работы на коксовом газе. Также определена средняя температура газа в зоне горения камеры сгорания.
КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА: ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, КАМЕРА СГОРАНИЯ, КОКСОВЫЙ ГАЗ, ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА.
Многие компании, занимающиеся промышленной переработкой угля, сталкиваются с проблемой утилизации газа, полученного путем газификации угля. Наиболее рациональное решение - использование этих газов в качестве топлива в газоприводном оборудовании для выработки электроэнергии. В последнее время также активно разрабатывается тема использования газа, получаемого из угольных пластов. Учитывая вышеизложенное, разработка концепции энергетической установки для привода электрогенератора, работающей на различных видах газа, а также установки для
компрессорных станций весьма актуальна.
В последние годы в России и за рубежом прорабатывается вопрос об использовании в качестве топлива для наземных приводных двигателей доменного и каменноугольного газов с низкой теплотворной способностью 25-34 МДж/кг. К данной теме необходимо подходить основательно, т. к. применение газообразных топлив с теплотворностями ниже, чем у природного газа, может сказаться на конструкции двигателя и на его эксплуатационных параметрах. В данной статье предлагается общая универсальная методика рас-
чета топливной системы и камеры сгорания для адаптации газотурбинной установки (ГТУ) к работе на газах различного состава [1].
Расчет производится в три этапа. На первом этапе определяются теплофизические характеристики рассматриваемого газа. На втором выполняется расчет топливной системы и вырабатываются рекомендации по изменению ее конструкции. На третьем этапе производится расчет камеры сгорания и вырабатываются рекомендации о необходимости изменения фронтового устройства или перераспределении воздуха по длине жаровой трубы.
А.V. Baklanov, Candidate of Science (Engineering), JSC Kazan Motor-Building Production Association (Kazan, Russian Federation), [email protected]
S.P. Neumoin, JSC Kazan Motor-Building Production Association, [email protected]
The possibility of using coke oven gas in converted gas turbine units of electrical and compressor stations
To solve the existing problem of utilization of gas obtained from the industrial gasification of coal, it is proposed to use this gas to generate electricity by means of a gas turbine installation used to drive an electric generator. Given that the topic of using gas obtained from coal seams has been actively developed recently, a gas compressor station containing ground gas turbines can be used to transport these gases. As an example, a gas turbine unit based on the converted NK-16ST aircraft engine is taken. The design of the combustion chamber and fuel system unit is considered.
The article proposes a general, universal method of calculating the fuel system and the combustion chamber to adapt the gas turbine unit to work on coke oven gas. The calculation according to this method is carried out in three stages. At the first stage, the composition is selected, and the thermophysical characteristics of the gas in question are determined. On the second stage, the fuel system is calculated; the flow characteristics of the fuel system of the engine and the fuel system of the combustion chamber are constructed while their operation on natural gas and coke oven gas. Then recommendations for changing the system design are advised. At the third stage, the combustion chamber is calculated, and recommendations are provided on the need to change the front-end device or redistribute air along the length of the flame tube. By means of the volumetric thermal stress parameter, the sufficiency of the existing volume of the flame tube for operation on coke oven gas is evaluated. The average gas temperature in the combustion zone of the combustion chamber is also determined.
KEYWORDS: GAS TURBINE ENGINE, COMBUSTION CHAMBER, COKE OVEN GAS, FUEL SYSTEM.
Топливная магистраль Fuel line
Начальный участок Initial section
Р. = 2.5 MPa
Стопорный клапан Block valve
Отбор газа Gas extraction
Дозатор газа Gas measuring device
Конечный участок End section
TU
Топливный коллектор
Fuel manifold
Форсунки камеры сгорания Nozzles of combustion chambers
Рис. 1. Схема топливной системы ГТУ НК-16СТ Fig. 1. Scheme of the fuel system of GTU NK-16ST
РТ = 2,5 МПа
В качестве объекта исследования рассматривается газотурбинная установка на базе двигателя НК-16СТ.
Топливная система установки (рис. 1) включает в себя начальный участок(от топливной магистрали дозатора газа) и конечный участок (от дозатора газа до выхода из топливных форсунок камеры сгорания) [2].
Серийная камера сгорания газотурбинного двигателя (ГТД) НК-16СТ (рис. 2) состоит из корпусов наружного 1 и внутреннего 2, газового коллектора 3, трубопроводов 4 для подачи топлива к форсункам 5, жаровой трубы 6, содержащей кожухи 7 с отверстиями 8 и патрубками смесителей 9. Фронтовое устройство 10 содержит 32 горелки 11. Жаровая
Рис. 2. Камера сгорания ГТУ НК-16СТ: 1 - наружный корпус; 2 - внутренний корпус; 3 - газовый коллектор;
4 - трубопроводы; 5 - форсунки;
6 - жаровая труба; 7 - кожухи;
8 - отверстия; 9 - патрубки смесителей; 10 - фронтовое устройство; 11 - горелки Fig. 2. Combustion chamber of GTU NK-16ST: 1 - outer case; 2 - inner case; 3 - gas collector; 4 - pipe lines;
5 - burner nozzle; 6 - combustion tube;
7 - muffs; 8 - holes; 9 - mix manifold; 10 - combustion chamber flame tube head; 11 - burners
труба - кольцевая, многосекционная, обеспечивающая конвективно-пленочное охлаждение стенок [3].
ПЕРВЫЙ ЭТАП РАСЧЕТА
Для выполнения первого этапа расчета рассматривается коксовый газ. Выполняется расчет его низшей теплоты сгорания и определение стехиометрического
Таблица 1. Состав коксового газа Table 1. Composition of coke oven gas
Компонент Component Молярная масса M,, кг/моль Molar mass, M,, kg/mol Низшая теплота сгорания Hui, МДж/кг Net heating value, Hu,, MJ/kg Объемная доля v. Volume fraction v.
Углекислый газ CO2 Carbon dioxide CO2 0,04401 - 0,03
Монооксид углерода CO Carbon monoxide CO 0,02801 10,1 0,07
Водород H2 Hydrogen H2 0,002016 119,93 0,5
Кислород O2 Oxygen O2 0,032 - 0,005
Метан CH4 Methane С H4 0,016042 50,032 0,3
Азот N2 Nitrogen N2 0,02802 - 0,035
Сероводород H2S Hydrogen sulphide H2S 0,034076 15,2 0,005
Таблица 2. Массовые доли компонентов Table 2. Mass fraction of components
Компонент Component Массовая концентрация у,, кг/м3 Weight concentration y,, kg/m3 Массовая доля w. Mass fraction w.
Углекислый газ CO2 Carbon dioxide CO2 0,05 0,13
Монооксид углерода CO Carbon monoxide CO 0,08 0,19
Водород H2 Hydrogen H2 0,04 0,1
Кислород O2 Oxygen O2 0,01 0,02
Метан CH4 Methane C H4 0,2 0,46
Азот N2 Nitrogen N2 0,04 0,09
Сероводород H2S Hydrogen sulphide H2S 0,01 0,02
коэффициента. Состав коксового газа, принятый для расчета, приведен в табл. 1.
Расчет молярной концентрации каждого компонента выполняется по формуле:
V.
С=-'---(1)
' 0,02404 (1)
где С. - молярная концентрация
/-го компонента, моль/м3; V. -
/
объемная доля /-го компонента; 0,02404 м3/моль = 0,0224 м3/ моль293,15 К/273,15 К - молярный объем идеального газа при 20 °С
(293,15 К) и давлении 101 325 Па, где 0,0224 м3/моль - молярный объем идеального газа при 0 °С (293,15 К) и давлении 101 325 Па.
Зная молярную концентрацию С. и молярную массу М. (см. табл. 1) каждого компонента, определяем массовую концентрацию каждого компонента коксового газа у., кг/м3 [4]
У, = СМ., (2)
где у,. - массовая концентрация -го компонента, кг/м3.
Сложив массовые концентрации компонентов коксового газа, получим его плотность:
Ркг = ЗУ, = 0,43 кг/м3, (3)
где рКГ - плотность коксового газа, кг/м3.
Определяем массовую долю каждого компонента:
где а. - массовая доля i-го компонента.
«СТАЛКЕР» ПМ-2
Результаты расчета массовых долей компонентов приведены в табл. 2.
Зная массовые доли компонентов, рассчитываем массовую теплоту сгорания. Для рассматриваемого состава низшая теплота сгорания коксового газа
НиКГ в МДж/кг составляет:
H КГ = 2шН . = 36,88 МДж/кг,
иКГ ; I и. ' " '
(5)
где Иц. - низшая теплота сгорания /-го компонента, МДж/кг (см. табл. 1).
Стехиометрический коэффициент коксового газа 10, выражающийся как кг воздуха/кг топлива, - это масса воздуха, необходимая для полного сгорания 1 кг коксового газа. Для этого необходимо оценить количество кислорода, которое требуется для сгорания всех горючих компонентов коксового газа, т. е. монооксида углерода СО, водорода Н2, метана СН4, сероводорода Н^ (количество кислорода, которое участвует в окислении азота N2, не учитывается, так как механизм реакции окисления азота сильно зависит от организации процесса горения).
Как известно, 1 кг СО стехиометрически реагирует с 0,57 кг О, 1 кг Н - с 7,9 кг О, 1 кг СН„ - с 3,99 кг О„ 1 кг
' 2 2 ' 2 4 ' 2'
Н2Б - с 2,8 кг О2. Таким образом, масса кислорода т0, необходимая для сгорания 1 кг коксового газа, составляет:
m0 = 2a,m0l - 0,02 кг = 2,77 кг,
(6)
где т0. - масса кислорода, стехиометрически реагирующая с /-м компонентом, кг; 0,02 кг - масса кислорода, содержащаяся в 1 кг коксового газа.
Учитывая, что в 1 кг воздуха содержится 0,232 кг кислорода, получаем стехиометрический коэффициент:
L° " 0,232
то =11Экгвозд
кг топл
(7)
Расход природного газа при работе двигателя НК-16СТ на номинальном режиме (МСТ = 16 МВт) составляет бПГ = 1,179 кг/с. Эквивалентный расход коксового газа б для того же режима будет составлять:
G.,
6пЛпг
= 1,59 кг/с,
(8)
где ИцПГ = 49,84 МДж/кг - низшая теплота сгорания природного газа.
ВТОРОЙ ЭТАП РАСЧЕТА
Когда известен расход топлива, необходимо выполнить второй этап расчета и определить, способна ли топливная система камеры сгорания пропустить через себя этот расход, то есть выполняется ли условие:
G = G ,
Т К'
(9)
МАРКЕРОИСКАТЕЛЬ
Обнаружение всех типов электронных маркеров, которые используются для идентификации подземных коммуникаций.
W9
• Определение положения пассивных и активных электронных маркеров восьми типов: «Кабельное ТВ», «Газ», ВО/1С, «Телеком», «Канализация», «Водопровод», «Электроснабжение», «Техническая вода».
• Режим сканирования: поиск одновременно до четырех маркеров различного типа.
• Определение глубины залегания маркера (а зависимости от типа маркера - до 2,5 м).
• Питание от двух Ni-Mh-аккумуляторов: 6 В, 2 А ч.
• Степень защиты: IP54.
«СТАЛКЕР» 75-24, 15-24
КОМПЛЕКСЫ ТРАССОПОИСКОВЫЕ
Локализация и диагностика подземных коммуникаций.
ПРИЕМНИК ПТ-24
«50 ГЦ»
ФУНКЦИЯ «КОМПАС» С РЕЖИМОМ «ВТОРАЯ ЛИНИЯ»
Одновременное схематическое отображение на дисплее искомой коммуникации и трассы с протекающим током 50,100 или 300 Гц.
(СРЭ ) (ЗрЗ Выноска подземных трасс с последующим наложением на карту.
• Время работы - до 10 часов.
• Поиск положения передающих зондов и камер телеинспекции.
• Увеличенный, сверхъяркий цветной дисплей.
• Диапазон рабочих температур: от -30 до +55 °С.
ГЕНЕРАТОР ГТ-15
• Мощность 10 Вт.
• Встроенный индуктор для бесконтактной псдачи сигнала в коммуникацию.
ГЕНЕРАТОР ГТ-75
• Мощность 75 Вт.
на правах рекламы
Ж
РАДИО-СЕРВИС
—■■"I 426000, РФ, г. Ижевск,а/я 10047,ул. Пушкинская, д.268 Г^Т^у Тел.: +7 (3412) 43-9М4; факс: +7 (3412) 43-92-63 vS-w^S**^ E-mail: [email protected]: www.radio-service ru
а) а)
3,0
6VT „¡кг/с-К
si кды 25 р ' Ра
2,0
1,5
1,0
б) b) evr
1,0 1,1 1,2 1,3 1,4 1,5 1,6 1,7 1,8 1,9 2,0 2,1 2,2 2,3 2,4 2,5 — О 2,9мм —В =1,179
Р
0{Т
,10
,10'
3,0
|Л кг/с-К Па
-5 kg/c-K 2,5
Ра
2,0
1,5
1,0
1,0 1,1 1,2 1,3 1,4 1,5 1,6 1,7 1,8 1,9 2,0 2,1 2,2 2,3 2,4 2,5 — /7 3,8 мм — D 2,9 мм —6=1,59
Рис. 3. Расходные характеристики топливной системы двигателя и топливной системы камеры сгорания при работе двигателя: а) на природном газе; б) на коксовом газе
Fig. 3. The flow characteristics of the fuel system of the engine and the fuel system of the combustion chamber when the engine is running: a) on natural gas; b) on coke gas
где бТ - расход топлива на выходе из дозатора газа, кг/с, бК - расход через топливную систему камеры сгорания, кг/с.
Под топливной системой камеры сгорания понимается топливный коллектор, топливопроводы и форсунки (рис. 2).
Расход через топливную систему камеры сгорания определяется по формуле [5]:
Р =
RJ'
Gk = MF/(2p(pBX-pK),
(10)
где р - коэффициент расхода топливной системы камеры сгорания, Гф - суммарная площадь отверстий форсунок, м2; р - плот-
6к = М^У2^(рвх-р„).
Подставив (11) в (9), умножив обе части равенства на ^ и проведя необходимые преобразования, получаем:
Рвх М Р)
или
GTVT Р
С*
где р=-
Параметры
GJT G„vT
будем
называть расходными характеристиками топливной системы двигателя и топливной системы камеры сгорания соответственно.
Определим графическим способом значение параметра р для номинального режима работы двигателя НК-16СТ на природном газе. Для этого построим кривые
вУГ 6УГ —и Р„Р
»в, RA р)
ность топливного газа, кг/м3; рвх - статическое давление топливного газа на входе в топливный коллектор, Па; рк - статическое давление воздуха в камере сгорания, Па.
Плотность топливного газа определяется по формуле:
где ЯГ - газовая постоянная топливного газа, Дж/(кгК), Т - температура топливного газа, К. Подставив выражение для плотности в (10), получаем:
для различных значений р и найдем точку их пересечения. При построении кривых считаем бТ = бПГ = 1,179 кг/с, Т = 293 К, рк = 941 438,4 Па (из дроссельной характеристики двигателя НК-16СТ), ПГ = 519 Дж/(кгК), р = 0,731 (по результатам продувок топливной системы камеры сгорания), Гф = 0,000845 м2 (у камеры сгорания НК-16СТ имеется 32 форсунки, в каждой выполнено 4 отверстия диаметром йотв = 0,0029 м). Из рис. 3а видно, что кривые расходных характеристик пересекаются в точке р = 1,25, что соответствует давлению на входе в топливную систему камеры сгорания рвх = 1,25941 438,4 Па = 1 176 798 Па. "
На графиках (рис. 3б) показаны кривые расходных характеристик топливных систем двигателя и камеры сгорания,построенные для работы двигателя НК-16СТ на коксовом газе. При построении кривых считается бТ = бКГ = 1,59 кг/с, (11) ПГ = 804 Дж/(кгК). Из рисунка
и
Таблица 3. Параметры в расчетных сечениях жаровой трубы
Table 3. Parameters in the calculated cross sections of the combustion tube
Фронтовое устройство Combustion chamber flame tube head Наружная обечайка жаровой трубы (пояса отверстий) Combustion tube outer shell (hole belts) Внутренняя обечайка жаровой трубы (пояса отверстий) Combustion tube inner shell (hole belts)
'и Ни ' ви ''ви
Площадь отверстий F, м Hole area F, m2
0,012829 0,00928655 0,01236375 0,006649 0,0061819
относительная площадь отверстий F( relative hole area
0,078 0,0564 0,0752 0,0404 0,0375
расход воздуха в сечении, кг/с G air flow in cross section, kg / s
7,664 5,533 7,367 3,962 3,683
а коэффициент избытка воздуха a excess air ratio
Применение в качестве топлива природного газа Use of natural gas as a fuel
0,387 0,279 0,372 0,2 0,186
Суммарный коэффициент избытка воздуха для зоны горения Total excess air ratio for the combustion zone
1,424
Применение в качестве топлива коксового газа Use a coke gas as a fuel
0,405
0,292
0,389
0,209
0,195
Суммарный коэффициент избытка воздуха для зоны горения Total excess air ratio for the combustion zone
1,49
видно, что при использовании форсунок со штатными диаметрами отверстий ботв = 0,0029 м (Гф = 0,000845 м2) кривые расходных характеристик пересекаются в точке р = 1,56, что соответствует давлению на входе в топливную систему камеры сгорания р = 1,56941 438,4 Па=1 468 643,9 Па.
~ вх
Для того чтобы кривые расходных характеристик пересекались в точке р = 1,25 (как при работе двигателя на природном газе), необходимо диаметр отверстий форсунок увеличить до б = 0,0038 м (Г = 0,00142 м2).
отв ' 4 ф ' '
В соответствии с выполненным расчетом выработаны рекомендации по доработке топливной системы для работы на коксовом газе: 1) требуется изменение диаметра трубопроводов подвода газа к форсункам; 2) требуется
увеличение внутренних каналов форсунки и диаметров отверстий для струйной подачи газа.
Дополнительно в конструкции форсунки предусмотрена постановка жиклера, который позволяет менять пропускную способность топливной системы в зависимости от состава газа, на котором двигатель будет эксплуатироваться. Также в конструкции камеры сгорания предусмотрен демонтаж форсунки для периодической очистки ее каналов в процессе эксплуатации двигателя.
ТРЕТИЙ ЭТАП РАСЧЕТА
На третьем этапе производится расчет необходимости изменения конструкции жаровой трубы в камере сгорания.
В жаровой трубе кольцевой камеры сгорания двигателя НК-16СТ
происходит взаимодействие закрученных струй топливовоздуш-ной смеси, поступающих через завихрители горелок, с воздухом, подаваемым через основные отверстия в зону горения и смешения [6] (рис. 2).
Глубина проникновения струй воздуха в поясах отверстий, расположенных в зоне горения, определяется их диаметром и соотношением газодинамических напоров струй воздуха и газового потока. «Вторичный» воздух, подаваемый в зону смешения камеры сгорания через подводящие смесительные патрубки, определяет максимальную температуру и влияет на формирование температурного поля газового потока на выходе из камеры сгорания [7].
Расположение поясов отверстий жаровой трубы серийной камеры
сгорания двигателя НК-16СТ можно видеть на рис. 2. Расстояние до места подвода воздуха через отверстия и патрубки смесителей на наружном и внутреннем кожухах жаровой трубы измеряется от внутренней поверхности фронтовой плиты до центра отверстий или середины патрубка смесителя.
Для расчета распределения воздуха по длине жаровой трубы воспользуемся следующими допущениями и зависимостями.
Число поясов подвода воздуха соответствует значению в прототипе (табл. 3).
Относительная площадь отверстий для прохода воздуха в каждом поясе определяется следующим образом:
Р.
F. =
F0'
(13)
где Г. - суммарная площадь отверстий /-го пояса, м2, Г0 - суммарная площадь всех отверстий, м2.
Относительные расстояния /_. = где I. - расстояние от
фронтовой плиты до центра любого отверстия или середины патрубков смесителей, м, £ЖТ - длина жаровой трубы, м.
Пренебрегая различием соответствующих коэффициентов расхода отверстий, принимаем, что указанные относительные площади отверстий будут равны соответствующим относительным величинам расхода воздуха через них. Таким образом, расход воздуха по контурам камеры сгорания распределяется пропорционально суммарным площадям проходных сечений отверстий и щелей через контуры.
g • = F.
(14)
la, = 1
(15)
Расход воздуха в i-м сечении определяется по формуле:
L = 0,575 м
1,0 0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 0,1 О
J—1
1
0 0,10 0,20 0,30 0,40 0,50 0,60 0,70 0,80 0,90 I
Рис. 4. Распределение воздуха по длине жаровой трубы Fig. 4. Air distribution along the length of the combustion tube
G. = g ,G
i ^i в
Из графика (рис. 4) видно, что 70 % воздуха участвует в организации процессов горения, а 30 % поступающего в камеру сгорания воздуха расходуется на охлаждение жаровой трубы. Поэтому можно утверждать, что система охлаждения приемлема для обеспечения необходимого состояния стенок при сжигании коксового газа и не нуждается в доработке.
Зная расход воздуха в расчетном сечении, можно определить коэффициент избытка воздуха в этом сечении:
Проверкой принятого распределения воздуха служит выполнение условия
а =
W
где ¿0 - стехиометрический коэффициент для рассматриваемого топлива, выражаемый как кг воздуха/кг топлива.
Если учесть, что суммарная площадь раскрытия камеры сгора-
(16) ния составляет Г0 = 0,164474 м2, а расход воздуха на режиме 16 МВт бв = 98 кг/с, и рассматривать три сечения в жаровой трубе, формирующие процесс горения (фронтовое устройство и два пояса подвода воздуха), то в этих сечениях можно определить рассмотренные выше параметры.
Из табл. 3 можно видеть, что коэффициенты избытка воздуха на выходе из горелок, а также в зоне горения камеры сгорания, работающей на природном и коксовом газе, близки по своим значениям. Это объясняется тем, что стехиометрический коэффициент у коксового газа ниже, а значит, для сжигания одного килограмма данного топлива необходимо меньше килограммов воздуха, но это компенсируется большим расходом газа.
Для определения температуры газа в зоне горения по получен-
(17)
ным данным можно воспользоваться выражением [8]:
Q„ =
В и I
(19)
т; = г+-
м_
Срг(1 + а-д
при азг > 1,0, (18)
где Cpг - средняя теплоемкость газа при постоянном давлении, Дж/(кгК); Иц - низшая теплота сгорания, МДж/кг; т| - полнота сгорания; а - коэффициент избытка воздуха в рассчитываемой области; Г* - температура перед завихрителем, К.
По результатам расчета температура в зоне горения при сжигании коксового газа в камере сгорания составляет Г = 2286,67 К, а при сжигании природного газа Г = 2213,06 К, т. е. полученные значения близки.
Для оценки достаточности имеющегося объема жаровой трубы используется параметр объемной теплонапряженности ^, Дж/(с м3 Па) [9]:
где Vж - объем жаровой трубы, м3; р* - полное давление на входе в камеру сгорания, Па.
Для серийной камеры сгорания, работающей на природном газе, ^ составляет 867 Дж/(см3Па), а на коксовом газе - 864 Дж/(см3Па). Видно, что данный параметр укладывается в диапазон, рекомендованный для современных камер сгорания ГТД и составляющий = 330 - 1800 Дж/(см3Па), и имеет гарантированный запас. Таким образом, объем жаровой трубы достаточен для сжигания газа рассмотренного состава.
Полученные данные свидетельствуют о том, что изменений конструкции жаровой трубы и перераспределения отверстий в ней не требуется, а регулировка температурного поля на выходе из камеры сгорания предусмот-
рена возможностью изменения площади проходного сечения в патрубках смесителей жаровой трубы (рис. 2).
ВЫВОДЫ
Разработана универсальная методика расчета топливной системы и камеры сгорания для адаптации ГТУ к работе на газах различного состава.
Подтверждена возможность работы газотурбинной установки НК-16СТ на коксовом газе.
Для подвода больших объемов коксового газа, по сравнению с природным газом, требуется увеличить размеры топливных трубопроводов, агрегатов дозирования, регулирования и топливных форсунок.
Перепроектирование фронтового устройства камеры сгорания и перераспределение расхода воздуха по длине жаровой трубы не требуется. ■
ЛИТЕРАТУРА
1. Росляков А.Д., Кочеров Е.П., Цыбизов Ю.И. Возможность использования попутных газов в газотурбинных двигателях, созданных в рамках конверсии // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2011. № 3 (27). C. 248-252.
2. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Лукачев С.В., Резник В.Е., Цыбизов Ю.И. Конвертирование авиационных ГТД в газотурбинные установки наземного применения. Самара, СНЦ РАН, 2004. 266 с.
3. Бакланов А.В. Управление процессом сжигания топлива путем изменения конструкции горелки в камере сгорания газотурбинного двигателя // Вестник Московского авиационного института. 2018. Т. 25. № 2. С. 73-85.
4. Бакланов А.В., Неумоин С.П., Маркушин А.Н. Оценка возможных режимов работы ГТУ НК-16СТ при использовании в качестве топлива попутного нефтяного газа // Газовая промышленность. 2017. № 5 (752). С. 80-86.
5. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Лукачев С.В., Ковылов Ю.Л., Резник В.Е., Цыбизов Ю.И. Некоторые вопросы проектирования авиационных газотурбинных двигателей. Самара: СНЦ РАН, 2002. 527 с.
6. Маркушин А.Н., Меркушин В.К., Бышин В.М., Бакланов А.В. Организация низкоэмиссионного горения в кольцевой камере сгорания ГТД // Известия высших учебных заведений. Авиационная техника. 2009. № 3. С. 50-53.
7. Lefebvre A.H., Ballal D.R. Gas Turbine Combustion: Alternative Fuels and Emissions, 3rd ed., CRC Press, 2010. 537 pp.
8. Маркушин А.Н., Меркушин В.К., Бышин В.М., Бакланов А.В. Усовершенствование конструкции камер сгорания традиционных схем в целях улучшения экологических показателей ГТД // Известия высших учебных заведений. Авиационная техника. 2010. № 1. C. 41-44.
9. Мингазов Б.Г. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. Конструкция, моделирование процессов и расчет. Учебное пособие. Издание второе, исправленное. Казань: изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2006. 220 с.
REFERENCES
1. Roslyakov A.D., Kocherov E.P., Tsybizov Yu.I. The possibility of using associated gases in gas turbine engines created as part of the conversion // Vestnik Samarskogo Gosudarstvennogo Aerokosmicheskogo Universiteta = Bulletin of the Samara State Aerospace University, 2011, No. 3 (27),
P. 248-252. (In Russian)
2. Gritsenko E.A., Danilchenko V.P., Lukachev S.V., Reznik V.E., Tsybizov Yu.I. Conversion of aviation gas turbine engines to land-based gas turbine plants. Samara, SSC RAS, 2004, 266 p. (In Russian)
3. Baklanov A.V. Management of the process of fuel burning by changing the design of the burner in the combustion chamber of a gas turbine engine // Vestnik Moskovskogo Aviatsionnogo Instituta = Bulletin of the Moscow Aviation Institute. 2018, V. 25, No. 2, P. 73-85. (In Russian)
4. Baklanov A.V., Neumoin S.P., Markushin A.N. Assessment of possible operating modes of GTU NK-16ST when using associated petroleum gas as a fuel // Gazovaya promishlennost = Gas industry. 2017, No. 5 (752), P. 80-86. (In Russian)
5. Gritsenko E.A., Danilchenko V.P., Lukachev S.V., Kovylov Yu.L., Reznik V.E., Tsybizov Yu.I. Some issues of the design of aircraft gas turbine engines. Samara: SSC RAS, 2002. 527 p. (In Russian)
6. Markushin A.N., Merkushin V.K., Byshin V.M., Baklanov A.V. The organization of low-emission combustion in the annular combustion chamber
of the GTE // Izvestiya visshih uchebnih zavedenii. Aviatsionnaya tekhnika = Proceedings of higher educational institutions. Aviation technology. 2009, No. 3. P. 50-53. (In Russian)
7. Lefebvre A.H., Ballal D.R. Gas Turbine Combustion: Alternative Fuels and Emissions, 3rd ed., CRC Press, 2010. 537 pp.
8. Markushin A.N., Merkushin V.K., Byshin V.M., Baklanov A.V. Improving the design of combustion chambers of traditional schemes in order to improve the environmental performance of the CCD // Izvestiya visshih uchebnih zavedenii. Aviatsionnaya tekhnika = Proceedings of higher educational institutions. Aviation technology. № 1, 2010, P. 41-44. (In Russian)
9. Mingazov B.G. The combustion chamber of gas turbine engines. Design, process modeling and calculation. Tutorial. Second edition, revised. Kazan. Publishing house of Kazan state tech. University, 2006. 220 p. (In Russian)
