Научно-технический прогресс газотурбинных установок магистральных газопроводов

Федеральное агентство пообразованию
Государственное образовательноеучреждение высшего профессионального образования
Санкт-Петербургскийгосударственный горный институт им. Г.В. Плеханова
Кафедра транспорта и хранения нефти и газа
РЕФЕРАТ
По дисциплине: Газотурбинныеустановки
На тему: Научно-технический прогресс газотурбинных установокмагистральных газопроводов
Санкт-Петербург
2010 год

Содержание
Введение
1. История развития ГТД
1.1 Россия
1.2 Германия
1.3 Англия
2. ГТД наземного и морского применения
2.1 Механический привод промышленногооборудования
2.2 Привод электрогенераторов
2.3 Применение в морских условиях
3. Основные типы наземных и морскихГТД
3.1 Стационарные ГТД
3.2 Наземные и морские ГТД,конвертированные из авиадвигателей
4. Основные мировые производители ГТД
4.1 Основные российские производителиГТД
5. Основы рабочего процесса ГТД
6. Применение сложных циклов в ГТД
7. Основные параметры наземных иморских приводных ГТД
8. Особенности требований к приводнымГТД для ГПА
8.1 Требования к характеристикам ГТД
8.2 Требования к ресурсам инадёжности
8.3 Требования к габаритам и весовымхарактеристикам
8.4 Используемые ГСМ
8.5 Требования экологии ибезопасности
Заключение
Список использованной литературы

Введение
В современной техникеразработано и используется множество различных типов двигателей. В даннойработе рассматривается лишь один тип – газотурбинные двигатели (ГТД), т.е.двигатели, имеющие в своём составе компрессор, камеру сгорания и газовуютурбину. ГТД широко применяются в авиационной, наземной и морской технике (рис.1). В настоящее время в общем объёме мирового производства ГТД в стоимостномвыражении авиационные двигатели составляют около 70%, наземные и морские –около 30%. Объём производства наземных и морских ГТД распределяется следующимобразом:
— энергетические ГТД ~91%;
— ГТД для привода промышленногооборудования и наземного транспорта ~ 5%;
— ГТД для привода судовыхдвижителей ~ 4%.
/>
Рис. 1. Классификация ГТДпо назначению и объектам применения.
В современной гражданскойи военной авиации ГТД практически полностью вытеснили поршневые двигатели изаняли доминирующее положение. Их широкое применение в энергетике,промышленности и транспорте стало возможным благодаря более высокойэнергоотдаче, компактности и малому весу по сравнению с другими типами силовыхустановок. Высокие удельные параметры ГТД обеспечиваются особенностямиконструкции и термодинамического цикла. Цикл ГТД, хотя и состоит из тех жеосновных процессов, что и цикл поршневых двигателей внутреннего сгорания, имеетсущественное отличие. В поршневых двигателях процессы происходятпоследовательно, один за другим, в одном и том же элементе двигателя –цилиндре. В ГТД эти процессы происходят одновременно и непрерывно в различныхэлементах двигателя. Благодаря этому в ГТД нет такой неравномерности условийработы элементов двигателя, как в поршневом, а средняя скорость и массовыйрасход рабочего тела в 50…100 раз выше, чем в поршневых двигателях. Этопозволяет сосредоточить в ГТД большие мощности. Авиационные ГТД по способусоздания тягового усилия относятся к классу реактивных двигателей,классификация которых показана на рис. 1.2.
/>
Рис. 1.2. Классификацияреактивных двигателей.

Среди реактивныхдвигателей можно выделить две основные группы.
Первую группу составляютракетные двигатели. Они создают тяговое усилие за счёт ускорения рабочего тела,запасённого на борту летательного аппарата (ЛА). В настоящее время наибольшеераспространение получили жидкостные реактивные двигатели (ЖРД) и ракетныедвигатели твёрдого топлива (РДТТ). Первые из них используют двухкомпонентноежидкое топливо – размещённые в разных ёмкостях горючее и окислитель. А вторыетвердое топливо, которое содержит горючие и окисляющие компоненты и целикомразмещается в камере сгорания. Ракетные двигатели применяются в основном вракетах различного назначения и могут использоваться для полетов в безвоздушномпространстве (в космосе), так как для создания силы тяги им не требуетсяокружающая среда.
Ко второй группеотносятся воздушно-реактивные двигатели (ВРД), для которых атмосферный воздухявляется основным компонентом рабочего тела, а кислород воздуха используетсякак окислитель. Задействование воздушной среды позволяет значительно сократитьзапас рабочего тела на борту ЛA, повысить экономичность и дальность полета.
В свою очередь, ВРДподразделяются на две основные подгруппы.
1. Бескомпрессорные ВРД,включающие прямоточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД) двигатели. В прямоточныхВРД воздух сжимается за счет скоростного напора. Двигатели могут применятьсядля сверхзвуковых скоростей полета при Мп > 2...3 (СПВРД) игиперзвуковых скоростей (ГПВРД, Мп > 6...7). Однако прямоточныеВРД не имеют стартовой тяги. Этот органический недостаток ПВРД можно исправитьпереходом к пульсирующему процессу подачи воздуха и сжиганию топлива при постоянномобъеме. Такой процесс реализован в ПуВРД. В них сжатие воздуха происходит безиспользования скоростного напора и компрессора. ПуВРД использовались в Германиив конце Второй мировой войны на крылатых ракетах «V-1», но дальнейшего развития не получили. В последнеевремя интерес к пульсирующим ВРД возобновился. Активно изучаются так называемыеимпульсные детонационные двигатели, в которых тяга дискретно создается за счетударных волн, образующихся в результате детонационного (взрывного) сгорания топливав камере сгорания.
2. Газотурбинные ВРД,получившие свое название из-за наличия турбокомпрессорного агрегата, имеющего всвоем составе газовую турбину как основной источник механической энергии.Классификация авиационных ГТД показана на рис. 1.2.
ВРД отдельных типов могутбыть конструктивно объединены друг с другом или с ракетными двигателями вединой двигательной установке. Такие комбинированные двигатели совмещают в себеположительные качества исходных двигателей. Например, в турбопрямоточном двигателесочетаются возможность самостоятельного старта ТРД и работоспособность привысоких сверхзвуковых скоростях полета СПВРД. Группа комбинированных двигателейможет включать большое число схем и вариантов, наиболее характерныетурбопрямоточный, ракетно-прямоточный, ракетно-турбинный показаны на рис. 1.2.
Реактивные двигатели, вкоторых вся полезная работа цикла затрачивается на ускорение рабочего тела,называются двигателями прямой реакции. К ним относятся ракетные двигатели всехтипов, комбинированные двигатели, прямоточные и пульсирующие ВРД, а из группыГТД — турбореактивные двигатели (ТРД) и двухконтурные турбореактивные двигатели(ТРДД) (см. рис. 1.2). Если же основная часть полезной работы цикла в видемеханической работы на валу двигателя передается специальному движителю,например воздушному винту, то такой двигатель называется двигателем непрямойреакции. Примерами двигателей непрямой реакции являются турбовинтовой двигатель(ТВД) и вертолетный ГТД. Классическим примером двигателя непрямой реакции можетслужить также поршневая винтомоторная установка. Качественного отличия поспособу создания тягового усилия между ней и турбовинтовым двигателем нет.

/>
Рис. 1.3. Областиприменения ВРД: 1 – вертолётные ГТД, 2 – ТВД и ТВВД, 3 – ТРДД, 4 – ТРД, 5 –ТРДФ и ТРДДФ, 6 – ТПД, СПВРД, 7 – ГПВРД.
газотурбинныймеханический привод электрогенератор
Применение ГТД в военнойи гражданской авиации, начавшееся после Второй мировой войны, позволило совершитькачественный скачок в развитии авиации: освоить большие высоты полета исверхзвуковые скорости с числом Маха до 3,0...3,3, значительно повыситьгрузоподъемность и дальность.

1. История развития ГТД
ГТД во второй половине ХХвека стали доминирующими в военной и гражданской авиации. Они обеспечили значительнобольшие отношения тяги к массе двигателя, лобовые мощности и лобовые тяги посравнению с предшествовавшими поршневыми двигателями.
Хотя принципиальные схемыТВД и ТРД были предложены в ряде стран ещё в первой четверти ХХ века,реализация их как эффективных и надёжных двигателей стала возможной лишь врезультате синтеза аэродинамического совершенства лопаточных машин и достижениив металлургии.
Речь идет о достаточныхКПД компрессоров и турбин и длительной термопрочности конструкционныхматериалов, которая допускает довольно высокий уровень температуры газа передтурбиной. Условие существования ТРД
(ηсж –ηрасш)min ≥/>
показывает, что при />и ηсж = ηрасш≤ 0,7, например, температура газа перед турбиной должна быть более Тг= 930 К.
1.1 Россия
Не умаляя роли передовыхпромышленных стран, таких как Германия и Англия, следует отметить достойныйвклад русских учёных и инженеров в создание и развитие газотурбинной техники.

/>
Рис. 2. Конструктивнаясхема ТРД: а – М.Н. Никольского, б – В.И. Базарова
Основополагающимитеоретическими разработками в области реактивного движения и лопаточных машинбыли ещё дореволюционные труды учёных И.В. Мещерского, Н.Е. Жуковского, К.Э.Циолковского. К началу ХХ века относятся первые проекты ГТД русских инженеров:П. Кузьминского (1900 г.), В. Караводина (1908 г.), Н. Герасимова (1909 г.), А.Горохова (1911 г.), М. Никольского (1914 г.). Изготовление опытноготурбовинтового (турборакетного) двигателя мощностью 160 л. с. по проекту М.Никольского (рис. 2 а) было начато в 1914 г. на Русско-Балтийском заводе длязамены немецкого поршневого двигателя «Аргус» мощностью 140 л. с. насамолёте «Илья Муромец». Однако в дореволюционной России не появилиськакие-либо серийные авиационные двигатели собственной разработки (дажепоршневые). После 1917 г. развитию авиации со стороны государства уделялосьповышенное внимание. После организации ЦАГИ (1 декабря 1918 г.) НТО ВСНХ 4декабря 1918г. выделил Аэродинамическому институту 212 650 рублей на окончаниеработ 1918г.
В 1918 г. ВСНХ РСФСР былаорганизована научная автомобильная лаборатория (позднее преобразованная в НАМИ)с отделением авиационных двигателей.
22 мая 1919 г. в ЦАГИсоздано винтомоторное отделение во главе с инженером-механиком Б.С. Стечкиным.Уже в 1929 г. Б.С. Стечкин разработал и опубликовал теорию ВРД, получившуювсеобщее признание в нашей стране и за рубежом.
В 1923 г.инженер-конструктор В.И. Базаров подал заявку на вполне современную схемуодновального ТРД с центробежным компрессором (см. рис. 2, б).
В 1925 г. преподавателиМВТУ Н.Р. Бриллинг и В.В. Уваров обосновали возможность создания мощногоавиационного ТВД.
В 1926 г. в НАМИорганизована группа, занимавшаяся изучением циклов и схем ГТД, а такжепроцессами горения. Руководство группой осуществляет Н.Р. Бриллинг. В 1929 г.работу этой группы при ВТИ возглавил В.В. Уваров, сосредоточившийся на созданиивысокопараметрических ТВД и газотурбинных установок (ГТУ). Так называемой «Газовойгруппе» В.В. Уварова было поручено спроектировать экспериментальныестационарную ГТУ и авиационный ТВД мощностью 1500 л.с.
В 1933 г. ГТУ-1 быласпроектирована, а в 1935 г. — собрана и испытана на Коломенскоммашиностроительном заводе. Общее время испытаний ГТУ-1 при температуре 1120...1370К составило 21 час.
В 1935 г. разработанпервый проект высокопараметрического авиационного ТВД ГТУ-3 (рис. 3) срасчетной мощностью 1500 л.с., испытания которого проходили в 1937—1939-х гг.
ГТУ-3 имел трицентробежные ступени компрессора с />идвухступенчатую осевую турбину. Турбина охлаждалась дистиллированной водой, таккак расчетная температура газа перед ней была 1470 К. Применение пароводяногоохлаждения позволяло выдерживать забросы фактической температуры на испытанияхдо 1870 К и длительно работать до 1620 К, используя самый жаропрочный материалтого времени ЭИ-69 (с рабочей температурой не выше 920…970 К). Суммарнаянаработка ГТУ-3 составила 57 часов, однако заданная мощность не быладостигнута, и горячие испытания ГТУ-3 в 1941 году были прекращены.
3 декабря 1930 г. на базевинтомоторного отдела ЦАГИ и авиамоторного отдела НАМИ был создан ЦИАМ(Центральный институт авиамоторного моторостроения), и в 1940 г. группу В.В.Уварова из ВТИ перевели в ЦИАМ.
/>
Рис. 3. Схема ТВД ГТУ-3конструкции В.В. Уварова
В 1943 г. в отделе № 8ЦИАМ спроектирован и в 1945 г. испытан ТВД Э-30-80 (рис. 4) с расчетнойтемпературой газа перед турбиной 1520 К.
В 1947 г. работы позаданной теме переводятся на завод №41, выпускавший поршневые двигатели М-11, аВ.В. Уваров назначается главным конструктором завода. Здесь были созданымодификации Э-30-80-2с, Э-30-80А, Э-30-80М, которые прошли 25-часовыеиспытания, но в 1948 г. работы были прекращены.
В это же время в ЦИАМбыли разработаны ТВД Э-30-81А мощностью 3500 л.с. по той же схеме, но своздушным охлаждением и с использованием более жаропрочного никелевого сплаватипа Нимоник (ЭИ-437), которые в количестве пяти штук прошли частичныеиспытания. В 1949г. все работы по ТВД схемы В.В. Уварова были прекращены всвязи с успехами в проектировании ТВД с осевыми компрессорами в других ОКБ.В.В. Уваров перешел в МВТУ и возглавил созданную им кафедру газовых турбин.
Работы надпроектированием и созданием ТРД, не имевших винта и способных обеспечить внесколько раз большие, чем ТВД, скорости полета, начал в 1937 г. А.М. Люлька.Сотрудник Харьковского авиационного института Люлька специалист попаротурбинной технике. Он в инициативном порядке разработал проекты ТРД как сцентробежным одно- и двухступенчатым компрессором (РТД-1, 1937 г.), так и сосевым компрессором (РД-1,1938 г.) (рис. 5). Рабочие чертежи выбранного ТРДРД-1 с осевым компрессором и с тягой 500 кгс были сданы в производство наКировский завод в Ленинграде в 1940 г. Двигатель имел шестиступенчатыйкомпрессор с />= 3,2 и относительноневысокую температуру газа перед турбиной />=923 К.
/>
Рис. 4. Схема ТВД Э-30-80конструкции В.В. Уварова
В 1941 г. началась сборкадвигателя РД-1, приостановленная с началом Великой Отечественной войны. В 1942г. узлы РД-1 и документация были вывезены в ЦИАМ. Работы в ЦИАМ по ТРД подруководством А.М. Люльки возобновились только в 1943 году (А.М. Люльканекоторое время работал на танковом заводе в Челябинске и в КБ Болховитинова).Двигатель был модернизирован — его тяга увеличилась до 1200 кгс — и получилобозначение С-18 (стендовый). В марте 1944 г. было получено задание отНаркомата на изготовление пяти экземпляров С-18, а коллектив А.М. Люльки былпереведён в НИИ-1, где сосредотачивались все работы по реактивной технике. Всентябре 1944 г. двигатель С-18 собран и испытан. В процессе первых испытанийвыявилось большое количество дефектов, наиболее разрушительным из которых былпомпаж компрессора. К концу войны в НИИ-1 появились трофейные немецкиедвигатели Юмо-004 и BMW-003 с тягой 900 и 800 кгс, однако довод иразвитие ТРД С-18 были продолжены, и на его базе был спроектирован ТРД ТР-1 стягой 1350 кгс. Копирование ТРД Юмо и BMW былопоручено другим ОКБ. После успешного испытания двигателя С-18 в конце 1945 г.работы по TP-1 форсировались. К их изготовлению малой серией был подключензавод № 45 (ММПП «Салют») и было организовано новое конструкторскоебюро ОКБ-165, которое возглавил А.М. Люлька. В августе 1946 г. ТР-1 поставленна испытания. В феврале 1947 г. проведены государственные испытания – полученатяга 1290 кгс и ресурс 20 часов. В течение 1948-1950-х гг. создаётся рядмодификаций с последовательно увеличивающейся тягой, вплоть до тяги 5000 кгс надвигателе ТР-3А, названном АЛ-5. Двигатели изготовлялись малой серией иустанавливались на опытных самолётах Ильюшина, Сухого, Лавочкина. 1950-е гг.под руководством А.М. Люльки был создан ряд ТРД типа АЛ-7Ф с />= 9… .10 и />К в классе тяг 6500…10000кгс.
В 1966 г. появилисьвысокопараметрические одновальные ТРД типа АЛ-21Ф с /> =12,5… 15 и />К в классе тяг 8900…11400 кгс, установленные на самолетах Су-17М, МиГ-23Б, Су-24М.
В 1985 г. создан один излучших военных двигателей АЛ-31Ф с тягой 12500 кгс. Он имел очень высокиепараметры цикла: />= 23, />К, а главное – былдвухконтурным при наличии ФК (степень двухконтурности m = 0,6).
Так, через 44 года былореализовано собственное изобретение A.M. Люльки ТРДД. На это изобретение Люлька получил авторскоесвидетельство № 312328/25 от 22 апреля 1941 г.
Следует отметить, чтопервые отечественные двухконтурные двигатели начали создаваться в 1950-х гг. вдругих ОКБ. Это двигатели Д-20 конструкции П.А. Соловьёва и НК-6 конструкцииН.Д. Кузнецова, представлявшие собой двухвальные ТРДД со степеньюдвухконтурности 1,5 и 2,0 и с форсажом в наружном контуре. Двигатели НК-6 иД-20 не производились серийно, но они послужили базой для создания многиххорошо известных ТРДД и ТРДДФ различного назначения, выпускавшихся большимисериями: Д-20П, Д-30, Д-30КУ/КП, Д-30Ф6, НК-8, НК-86, НК-144-22, НК-32.
Первым отечественнымсерийным ТРДД был двухвальный Д-20П конструкции П.А. Соловьёва, прошедший100-часовые испытания в декабре 1959 г. и оснащавший самолёт Ту-124.
/>
Рис. 5. Схемы ТРД РТД-1 иРД-1 конструкции А.М. Люльки
Выдвинутая еще впредвоенные годы техническая идея А.М. Люльки во второй половине XX века былашироко реализована во всем мировом авиадвигателестроении ТРДД сталидоминирующими как в гражданской, так и в военной авиации.
Бесспорно, что российскиеученые и конструкторы, и прежде всего — Б.С. Стечкин, В.В. Уваров, А.М. Люлька,В.Я. Климов, С.К. Туманский, В.А. Добрынин, Н.Д. Кузнецов, П.А. Соловьев, С.П.Изотов, внесли выдающийся вклад в развитие современного мирового газотурбинногоавиадвигателестроения.
В послевоенные годыразвитие отечественной газотурбинной авиационной техники, опираясь насобственные предшествующие исследования и разработки, а также на изучениетрофейных немецких и закупленных английских ТРД, шло широким фронтом и высокимитемпами во многих двигателестроительных КБ.
Наряду с развитием ТРДотечественных конструкций в конце 1940-х гг. стали серийно выпускаться ТРД сосевыми и центробежными компрессорами:
— РД-10 (Юмо-004) с тягой920 кгс — выпускался в Уфе в 1946-1949-х гг. для истребителей Як-15, -17, -19; Лa-150, -152,-156; Су-9;
— РД-20 (BMW-003) с тягой 800 кгс — выпускался в Казани в 1945-1954-х гг. для истребителейМиГ-9, И-300, И-301Т;
— РД-500 (Дервент V) стягой 1590 кгс — выпускался в Москве на заводе № 500 (ММП им. Чернышева) в1947-1950-х гг. и в Запорожье в 1956 г. для самолетов Лa-15, Як-23,Су-13, Лa-180, Ту-14;
— РД-45 и РД-45Ф (Нин-1 иНин-2) стягами 2040 и 2270 кгс — выпускались в Уфе в 1947-1955-х гг. и вЗапорожье в 1953-1958-х гг. для самолетов МиГ-15, Су-15, Ла-168, -176, И-20 (КБМикояна).
В один и тот же день, 27апреля 1946 г., совершили первые полеты реактивные истребители Як-15 и МиГ-9. Вконце 1947 г. первый полет совершил знаменитый истребитель МиГ- 15 с двигателемРД-45Ф.
В 1949 г. подруководством В.Я. Климова на базе двигателей Нин-1 и Нин-2 создан ТРД ВК-1 стягой 2700 кгс, а в 1951 г. — ТРДФ ВК-1Ф с тягой 3380 кгс. Суммарный выпускэтих двигателей в период с 1949 по 1958 гг. составил 20 000 штук.
В период 1945-1946 гг. натерритории Восточной Германии под руководством советского представителя Н.М.Олехновича дорабатывались и развивались модификации двигателей BMW-003 и Юмо-004. Это был ТВД BMW-109-028 (начало проектирования — 1940 г.) с двенадцатиступенчатым осевымкомпрессором, четырехступенчатой турбиной, с редуктором и двухрядным винтомпротивоположного вращения мощностью 7940 л.с., а также ТРД BMW-109-018 с трехступенчатой турбиной и тягой 3400 кгс.
С конца 1946 г. на заводе№ 2 в Куйбышеве (Самара) с участием переведенных в ноябре 1946 г. немецкихспециалистов испытывались и дорабатывались два основных двигателя: ТРД BMW-018 с тягой 3400 кгс и ТРД Юмо-012 с тягой 3000 кгс (рис. 9).Первоначально эти двигатели разрабатывались и испытывались в 1946 г. в Германиив г. Штасфурте (главный конструктор К. Престель) и в г. Дессау (главныйконструктор А. Шайбе).
Если BMW-018 использовался как экспериментальный и учебный, тоЮмо-012 развивался и стал базой для создания ТВД ТВ-022 мощностью 5100 л.с. Надвигателе ТВ-022 были сконцентрированы все силы завода № 2, после того какприбывший в мае 1949 г. из Уфы новый главный конструктор Н.Д. Кузнецов сменилна этом посту Н.М. Олехновича.
В 1950 г. прошел200-часовые испытания ТВД ТВ-022, получивший позднее обозначение ТВ-2. В 1951г. он был форсирован до 6250 л.с. и назван ТВ-2Ф. С двумя спаренными ТВ-2Фопытный дальний тяжелый бомбардировщик Ту-95-1 выполнил шестнадцать полетов докатастрофической поломки редуктора 11 мая 1953 г.
В ноябре 1953 г. немецкиеспециалисты вернулись в ГДР в г. Пирна, где до 1960 г. под руководством д-ра Р.Шейноста создали ряд модификаций: ТРД Пирна-014, -020 и ТВД Пирна-018 (с тягами3160…3730 кгс и мощностью 3680 л.с.).
В связи с катастрофой ТВДТВ-2Ф было ускорено создание нового, самого мощного в мире ТВД НК-12. Он имелмощность 12500 л.с., четырнадцатиступенчатый компрессор на /> = 9,5 и пятиступенчатуютурбину с />К. НК-12 прошел 100-часовыегосударственные испытания 25 декабря 1954 г. А 19 июня 1956 г. прошла госиспытаниямодификация ТВД НК-12М мощностью 15000 л.с. Двигатели НК-12 и НК-12М устанавливалисьна самолеты Ту-95, Ту-126, Ту-142, Ту-114, Ан-22 («Антей») иэкраноплан.
Такова история созданияпервых опытных и серийных отечественных авиационных ТРД и ТВД.
В середине 1950-х гг.создаются двигатели второго поколения. Из них наиболее выдающиеся ТРД и ТРДФ — РД-9Б, АЛ-7Ф, Р11-300, РД-3М, ВД-7, ТВД НК-12, АИ-20.
/>
Рис. 6. Схемы ТРД изпатентов Ф. Уиттла и Г. фон Охайна
В 1960-е и вначале 1970-хгодов в эксплуатации появляются ТРДД — это Д-20П, Д-30, Д-30КУ/КП, НК-8-4,НК-8-2У, НК-144 и высокопараметрические ТРДФ АЛ-21Ф и Р27, -29-300.
Все эти двигателиотносятся к двигателям третьего поколения с относительно высокими параметрамицикла /> = 12…20, />К и охлаждаемой турбиной.
С середины 1970-х годовпо 1990-е годы в СССР созданы ряд выдающихся двигателей четвертого поколения —первые двигатели с большой степенью двухконтурности Д-36, Д-18, ПС-90А, а такжевоенные ТРДДФ Д-30Ф6, НК-32, РД-33 и AЛ-31Ф, характеризующиеся высокимипараметрами цикла /> = 20…37, />К, освоением новыхтехнологий и материалов.
В середине 1980-х гг.начато создание двигателей пятого поколения — ТВВД НК-93 и Д-27 (скапотированным и открытым вентилятором) и ТРДДФ AЛ-41Ф, доводка которого продолжается.Более подробно параметры и конструктивный облик поколений ГТД приведены в табл.1.

1.2 Германия
Пионерами развитиятурбореактивного авиадвигателестроения в Западной Европе были Фрэнк Уиттл (1907-1996)в Англии и Ганс фон Охайн (1911-1998) в Германии. Ф. Уиттл приблизительно напять лет раньше Г. фон Охайна начал оформление концептуальной идеи ТРД (рис.1.24) и ее патентование. Однако испытания первых двигателей-демонстраторов HeS1 и W.U.-1 начались приблизительно в одно и то же время — в марте и апреле 1937г.
Общим для обоихэнтузиастов, создававших первые в мире работающие ТРД, было то, что первыерасчеты и проекты они сделали еще в студенческие годы Ф. Уиттл в возрасте 22лет на четвертом курсе колледжа Королевских ВВС в Корнуэлле, а затем на курсахинструкторов летной школы в Уиттеринге (1928 — 1929), а Г. фон Охайн также ввозрасте 22 лет, при окончании Геттингенского университета (1933—1934).
Г. фон Охайна с 3 апреля1936 г. работал по контракту с Э. Хейнкелем. И первый полет только на реактивнойтяге был совершен на самолете Не-178 с двигателем его конструкции 27 августа1939 г. — двигатель HeS3B с тягой 450 кгс (рис. 7). Несмотря на это Г. фонОхайну так и не удалось создать массовый серийный ТРД.
/>

/>
Рис. 8. Конструктивнаясхема ТРД Юмо-004
Наибольших успехов присоздании первого массового серийного реактивного двигателя Юмо-004 (рис. 8)добился другой немецкий конструктор австрийского происхождения Анслем Франц(1900 — 1994). Он получил образование в Техническом университете г. Граца, азатем в докторантуре Берлинского университета. В 1936 г. А. Франц поступил вфирму «Юнкере» (г. Дессау). Он возглавлял отдел нагнетателей, когда в1939 г. его назначили руководителем проекта ТРД Юмо-004.
В отличие от проектов Ф.Уиттла и Г. фон Охайна, основанных на применении центробежных компрессоров, длядвигателя Юмо-004 была выбрана осевая схема компрессора, имеющая выигрыш полобовой производительности и КПД.
Аэродинамикавосьмиступенчатого компрессора на расход воздуха 21,2 кг/с и />= 3,14 была основана наработах Института Аэродинамики в г. Геттингене. Компрессор проектировал докторЭнке. Наивысший КПД компрессора составлял 82 %, а в рабочих точках 75…78 %.Турбина с КПД 79...80 % создавалась на основе опыта разработки паровых турбин вAEG (г. Берлин). Признавая превосходство кольцевой камеры сгорания, А. Францвыбрал камеру с жаровыми трубами для ускорения доводки.
Первый запуск Юмо-004Асостоялся весной 1940 г., а в январе 1941 г. двигатель был выведен на полныеобороты n = 9000 об/мин с тягой 430 кгс. Тяга1000 кгс была получена лишь в декабре 1941 г. Летные испытания опытногоЮмо-004А начались 15 марта 1942 г. на летающей лаборатории Me-100. Первый полет(только на реактивной тяге) состоялся 18 июля 1942 г. на самолете Ме-262 сдвумя двигателями Юмо-004А.
При доводке Юмо-004 былипреодолены две большие проблемы:
— в первой половине 1941г. повышенные вибрации и поломки лопаток СА компрессора;
— во второй половине 1943г. повышенные вибрации и поломки рабочих лопаток турбины.
Первая проблема былавызвана консольной конструкцией лопаток СА компрессора, изготовленных из листа,а вторая резонансным возбуждением рабочих лопаток турбины шестью жаровымитрубами и тремя толстыми стойками за турбиной. Каждая проблема решалась втечение полугода с помощью известного специалиста по вибрациям лопаток доктораМакса Бентеле.
Массовая поставкасерийного варианта Юмо-004В с тягой 900 кгс началась в марте 1944 г. Всего вГермании их было изготовлено 6424 шт. Двигатели устанавливались на истребителяхМе-262 (1400 шт.), бомбардировщиках Ю-287 и Арадо 234В (рис. 9).
После войны двигательполучил дальнейшее развитие (Юмо-012) с участием немецких и советскихспециалистов в Восточной Германии и в ОКБ завода № 2 г. Куйбышева (г. Самара)(рис. 10).
/>
Рис. 9. Самолеты Ме-262Ас двигателями Юмо-004 и Arado-234 с двигателями BMW-003 или Юмо-004

Одновременно в Германиина фирмах BMW и Bramo (г. Шпандау) создавался другой ТРД — BMW-003 (рис. 11).Он был близок по конструкции Юмо-004, но имел кольцевую камеру сгорания инесколько меньшую тягу – 800 кгс. Руководил разработкой Герман Ойстрих. BMW-003был выпущен значительно меньшей серией, чем Юмо-004 и устанавливался насамолётах Не-162 и Arado-234. Герман Ойстрих впоследствии работал вофранцузской фирме Snecma и вместе со120 специалистами фирмы BMW создал там ТРД Atar-101.
В 1949 г. первыйдвигатель BMW был запущен, но он выдал тягу всего 260 кгс. Тягу 460 кгс BMW-003показал на испытаниях на самолете Ме-262 только в ноябре 1941 г. Ме-262 имел,кроме этого, носовой поршневой двигатель. Испытания были неудачными. Уже привзлете были поломаны лопатки компрессора. Это привело к тому, что в дальнейшемпредпочтение было отдано двигателю Юмо-004.
Первый серийныйBMW-003А-0 был испытан полете в октябре 1943 г. Всего в Германии было построенооколо 700 шт. различных модификаций BMW-003. В 1940 г. фирма BMW началапроектировать также ТВД BMW-109-028 мощностью 7900 л.с. (рис. 12). Опытпроектирования этого двигателя был использован после войны в г. Куйбышеве (г.Самара) в ОКБ завода № 2.
1.3 Англия
Начатую Ф. Уиттлом винициативном порядке программу создания и развития английских ТРД можно считать(как и немецкую программу Юмо-004) весьма успешной. Уиттл принял удачнуюконцептуальную идею разработки ТРД – центробежный компрессор с />= 4 и двухсторонним входом.Это позволило значительно повысить лобовую тягу двигателя.
От первого запуска экспериментальногоТРД Ф. Уиттла W.U. (Whittle Unit), состоявшегося 12 апреля 1937 г., до первогополета однодвигательного реактивного самолета «Глостер» Е28/39 с ТРДW.1 15 мая 1941 г. прошло четыре года. За это время решалось много проблем. Ноглавной была проблема создания надежной камеры сгорания, которая претерпела рядизменений — от кольцевой до трубчатой противоточной, а затем и до трубчатойпрямоточной. После разрушения турбины на W.U.-3 в феврале 1941 г. был внедренновый никелевый сплав фирмы «Монд Никель», названный Нимоник 80.
/>
Рис. 10. Конструктивныесхемы дальнейшего развития двигателя Юмо (Юмо-012Б)
/>
Рис. 11. Конструктивнаясхема ТРД BMW-003
/>
Рис. 12. Конструктивныесхемы дальнейшего развития двигателя BMW

Объединенными усилиямитрех фирм — «Пауэр Джетс», «Ровер» и «Роллс-Ройс»- был создан опытный двигатель W.2B, ставший прототипом двигателей «Велланд»,а затем «Дервент» и «Нин» (уже с прямоточными трубчатымикамерами сгорания). 5 марта 1943 г. двухдвигательный истребитель Глостер («Метеор-1»)с двумя двига телями W.2B («Велланд 1») тягой по 770 кгс совершилпервый полет. А в июле 1944 г. он поступил в широкую эксплуатацию. Всего вЕвропе в период с 1943 по 1954 гг. было построено 3875 «Метеоров»различных модификаций.
Первым британскимдвигателем с осевым компрессором был «Метрополитен-Викерс F2» (рис.13), созданный А. Гриффитом и Х. Константом и впервые испытанный на стенде в1940 г. В ноябре 1943 г. два таких двигателя тягой по 975 кгс были установленына «Метеор F2/40» и совершили первый полет.
«Роллс-Ройс»продолжила разработку ТРД с центробежным компрессором, включая «Дервент»(1943 г.), «Нин» (1944 г.) и «Дарт» (1947 г.), а в 1950-егг. перешла на ТРД с осевыми компрессорами (типа «Эйвон») и ТРДД («Конуэй»,«Спей» и т.д.)
Сравнение основных данныхпервых опытных и серийных ТРД СССР, Англии и Германии дано в табл. 1.
Сравнительная хронологияряда важнейших событий при создании первых газотурбинных и турбореактивныхдвигателей в СССР, Англии и Германии дана в табл. 2.
/>
Рис. 13. Конструктивнаясхема ТРД «Метрополитен-Викерс F2»

Таблица 1 Основные данныепервых опытных и серийных ТРД
/>
Таблица 2 Хронологиясоздания первых турбореактивных двигателей
/>

/>
Таблица 3 Поколения авиационных ГТД
/>

2. ГТД наземного иморского применения
Параллельно с развитиемавиационных ГТД началось применение ГТД в промышленности и на транспорте. В1939 г. швейцарская фирма A.G. Brown Bonety ввела в эксплуатацию первую электростанциюс газотурбинным приводом мощностью 4 МВт и КПД 17,4 %. Эта электростанция и внастоящее время находится в работоспособном состоянии. В 1941 г. вступил встрой первый железнодорожный газотурбовоз, оборудованный ГТД мощностью 1620 кВт(2200 л.с.) разработки этой же фирмы. С конца 1940-х гг. ГТД начинаютприменяться для привода морских судовых движителей, а с конца 1950-х гг. — всоставе газоперекачивающих агрегатов (ГПА) на магистральных газопроводах дляпривода нагнетателей природного газа. Таким образом, постоянно расширяя областьи масштабы своего применения, ГТД развиваются в направлении повышения единичноймощности, экономичности, надежности, автоматизации эксплуатации, улучшенияэкологических характеристик.
Быстрому внедрению ГТД вразличные отрасли промышленности и транспорта способствовали неоспоримыепреимущества этого класса тепловых двигателей перед другими энергетическимиустановками — паротурбинными, дизельными и др. К таким преимуществам относятся:
/>
— большая мощность водном агрегате;
— компактность, малаямасса (рис. 14);
— уравновешенностьдвижущихся элементов;
— широкий диапазонприменяемых топлив;
— легкий и быстрыйзапуск, в том числе при низких температурах;
— хорошие тяговыехарактеристики;
— высокая приемистость ихорошая управляемость.
Основным недостаткомпервых моделей наземных и морских ГТД была относительно низкая экономичность.Однако эта проблема достаточно быстро преодолевалась в процессе постоянногосовершенствования двигателей, чему способствовало опережающее развитиетехнологически близких авиационных ГТД и перенос передовых технологий вназемные двигатели.
2.1 Механический привод промышленногооборудования
Наиболее массовоеприменение ГТД механического привода находят в газовой промышленности. Онииспользуются для привода нагнетателей природного газа в составе ГПА накомпрессорных станциях магистральных газопроводов, а также для приводаагрегатов закачки природного газа в подземные хранилища (рис. 15).
/>
Рис. 15. Применение ГТДдля прямого привода нагнетателя природного газа: 1 — ГТД; 2 — трансмиссия; 3 — нагнетатель.
К примеру, только в ОАО«Газпром» к настоящему времени эксплуатируются около 3100 ГТД суммарнойустановленной мощностью свыше 36000 МВт. ГТД используются также для приводанасосов, технологических компрессоров, воздуходувок на предприятиях нефтяной,нефтеперерабатыватывающей, химической и металлургической промышленности. Мощностнойдиапазон ГТД от 0,5 до 50 МВт.
Основная потребность перечисленногоприводимого оборудования – зависимость потребляемой мощности от частотывращения (обычно близкая к кубической), температуры и давления нагнетаемыхсред. Поэтому ГТД механического привода должны быть приспособлены к работе спеременными частотами вращения и мощностью. Этому требованию в наибольшейстепени отвечает схема ГТД со свободной силовой турбиной. Различные схемыморских и наземных ГТД будут рассмотрены ниже.
2.2 Привод электрогенераторов
ГТД для приводаэлектрогенераторов (рис. 16) используются в составе газотурбинныхэлектростанций (ГТЭС) простого цикла и конденсационных электростанцийкомбинированного парогазового цикла (ПГУ), вырабатывающих «чистую»электроэнергию, а также в составе когенерационных установок (в российскойлитературе они часто называются «ГТУ-ТЭЦ»), производящих совместноэлектрическую и тепловую энергию.
Современные ГТЭС простогоцикла, имеющие относительно умеренный электрический КПД ηэл=25…40%, в основном используются в пиковом режиме эксплуатации – для покрытиясуточных и сезонных колебаний спроса на электроэнергию. Эксплуатация ГТД всоставе пиковых ГТЭС характеризуется высокой цикличностью (большим количествомциклов «пуск – нагружение – работа под нагрузкой – останов»).Возможность ускоренного пуска является важным преимуществом ГТД при работе впиковом режиме. Электростанции с ПГУ используются в базовом режиме (постояннаяработа с нагрузкой, близкой к номинальной, с минимальным количеством циклов «пуск– останов» для проведения регламентных и ремонтных работ). СовременныеПГУ, базирующиеся на ГТД большой мощности (N > 150 МВт), достигают КПДвыработки электроэнергии ηэл= 58…60%. В когенерационныхустановках тепло выхлопных газов ГТД используется в котле-утилизаторе дляпроизводства горячей воды и (или) пара для технологических нужд или в системахцентрализованного отопления. Совместное производство электрической и тепловойэнергии значительно снижает её себестоимость. Коэффициент использования тепла топливав когенерационных установках достигает 90%. Электростанции с ПГУ икогенерационные установки являются наиболее эффективными и динамичноразвивающимися современными энергетическими системами. В настоящее времямировое производство энергетических ГТД составляет около 12000 штук в годсуммарной мощностью около 76000 МВт.
Основная особенность ГТДдля привода электрогенераторов – постоянство частоты вращения выходного вала навсех режимах (от холостого хода до максимального), а также и высокие требованияк точности поддержания частоты вращения, от которого зависит качествовырабатываемого тока. Этим требованиям в наибольшей степени соответствуютодновальные ГТД, поэтому они широко используются в энергетике.
/>
Рис. 16. Применение ГТДдля привода генератора (через редуктор): 1- ГТД, 2 – трансмиссия, 3 – редуктор,4 – генератор.
ГТД большой мощности (N> 60 МВт), работающие, как правило, в базовом режиме в составе мощныхэлектростанций, выполняются исключительно по одновальной схеме.
В энергетике используетсявесь мощностной ряд ГТД от нескольких десятков кВт до 350 МВт.
2.3 Применение в морских условиях
В морских условиях ГТДприменяются в составе силовых агрегатов гражданских морских судов и боевыхкораблей различного класса: от быстроходных ракетных и патрульных катеровводоизмещением около 500 т до авианосцев и кораблей сопровожденияводоизмещением до 50000 т. Газотурбинный силовой агрегат обычно включает одинили несколько ГТД и редуктор для понижения частоты вращения и передачи мощностина гребной винт. При этом ГТД могут быть различной мощности. В этом случаедвигатель меньшей мощности используется как маршевый для экономичногокрейсерского хода, а большей мощности – как форсажный для обеспечениямаксимального боевого хода при совместной работе с маршевым двигателем.Применяются также силовые агрегаты смешанного типа с использованием дизеля вкачестве маршевого двигателя.
К ГТД морского применениямогут быть отнесены также двигатели, предназначенные для привода промышленногои энергетического оборудования, но работающие в морских условиях – на морскихплатформах добычи нефти и газа или в прибрежной полосе. Такие ГТД должныудовлетворять ряду специфических требований, поскольку работают они вагрессивной морской среде. Класс мощности морских ГТД – от 0,5 до 50 МВт.
Кроме перечисленных вышеосновных объектов ГТД применяются также как двигатели наземных транспортныхсредств (локомотивов, автомобилей) и боевой техники (танков, бронемашин). Прорабатываетсяприменение ГТД для городских трамваев.
Дополнительным эффектомиспользования ГТД может быть выработка сжатого воздуха, инертных газов,охлаждённого воздуха (в системах кондиционирования и промышленныххолодильниках).

3. Основные типы наземных и морских ГТД
Наземные и морские ГТДразличного назначения и класса мощности можно разделить на три основныхтехнологических типа:
— стационарные ГТД;
— ГТД, конвертированныеиз авиадвигателей (авиапроизводные);
— микротурбины.
3.1 Стационарные ГТД
Двигатели этого типаразрабатываются и производятся на предприятиях энергомашиностроительногокомплекса согласно требованиям, предъявляемым к энергетическому оборудованию:
— высокий ресурс (неменее 100000 ч) и срок службы (не менее 25 лет);
— высокая надёжность;
— ремонтопригодность вусловиях эксплуатации;
— умеренная стоимостьприменяемых конструкционных материалов и ГСМ для снижения стоимостипроизводства и эксплуатации;
— отсутствие жёсткихгабаритно-массовых ограничений, существенных для авиационных ГТД. Перечисленныетребования сформировали облик стационарных ГТД, для которых характерныследующие особенности:
— максимально простаяконструкция;
— использование недорогихматериалов с относительно низкими характеристиками;
— массивные корпуса, какправило, с горизонтальным разъёмом для возможности выемки и ремонта ротора ГТДв условиях эксплуатации;
— конструкция камерысгорания, обеспечивающая возможность ремонта и замены жаровых труб в условияхэксплуатации;
— использованиеподшипников скольжения.

/>
Рис. 17. Стационарный ГТД(модель M501F фирмы Mitsubishi Н. I.) мощностью 150 МВт
Типичный стационарный ГТДпоказан на рис. 17. В настоящее время ГТД стационарного типа используются вовсех областях применения наземных и морских ГТД в широком диапазоне мощности от1 МВт до 350 МВт.
На начальных этапахразвития в стационарных ГТД применялись умеренные параметры цикла. Этообъяснялось некоторым технологическим отставанием от авиационных двигателейиз-за отсутствия мощной государственной финансовой поддержки, которойпользовалась авиадвигателестроительная отрасль во всех странах-производителяхавиадвигателей. С конца 1980-х гг. началось широкое внедрение авиационныхтехнологий при проектировании новых моделей ГТД и модернизации действующих. Кнастоящему времени мощные стационарные ГТД по уровню термодинамического итехнологического совершенства вплотную приблизились к авиационным двигателямпри сохранении высокого ресурса и срока службы.
3.2 Наземные и морскиеГТД, конвертированные из авиадвигателей
ГТД данного типаразрабатываются на базе авиационных прототипов на предприятияхавиадвигателестроительного комплекса с использованием авиационных технологий.Промышленные ГТД, конвертированные из авиадвигателей, начали разрабатыватьсявначале 1960-х гг., когда ресурс гражданских авиационных ГТД достиг приемлемойвеличины (2500...4000 ч.). Первые промышленные установки с авиаприводомпоявились в энергетике в качестве пиковых или резервных агрегатов.
Дальнейшему быстромувнедрению авиапроизводных ГТД в промышленность и транспорт способствовали:
— более быстрый прогрессв авиадвигателестроении по параметрам цикла и повышению надежности, чем встационарном газотурбостроении;
— высокое качествоизготовления авиационных ГТД и возможность организации их централизованногоремонта;
— возможностьиспользования авиадвигателей, отработавших летный ресурс, с необходимымремонтом для эксплуатации на земле;
— преимуществаавиационных ГТД – малая масса и габариты, более быстрый пуск и приемистость,меньшая потребная мощность пусковых устройств, меньшие потребные капитальныезатраты при строительстве объектов применения.
При конвертации базовогоавиационного двигателя в наземный или морской ГТД в случае необходимости заменяютсяматериалы некоторых деталей холодной и горячей частей, наиболее подверженныхкоррозии. Так, например, магниевые сплавы заменяются на алюминиевые илистальные, в горячей части применяются более жаростойкие сплавы с повышеннымсодержанием хрома. Камера сгорания и система топливопитания модифицируются дляработы на газообразном топливе или под многотопливный вариант. Дорабатываютсяузлы, системы двигателя (запуска, автоматического управления (САУ),противопожарная, маслосистема и др.) и обвязка для обеспечения работы вназемных и морских условиях. При необходимости усиливаются некоторые статорныеи роторные детали.
Объем конструктивныхдоработок базового авиадвигателя в наземную модификацию в значительной степениопределяется типом авиационного ГТД. Например, при использовании ТРД — обязательна разработка свободной силовой турбины (СТ) или подстановкадополнительных ступеней к существующей турбине. При использовании ТРДД,имеющих, как минимум, по два каскада компрессора и турбины, возможнаконвертация в наземные и морские ГТД различных схем: с однокаскаднымгазогенератором и свободной СТ; с двухкаскадным двухвальным газогенератором исвободной СТ; со «связанным» КНД. В первом и последнем вариантахвозможно использование турбины вентилятора базового авиадвигателя в качествесиловой.
Пример конвертированногоГТД показан на рис. 18, а сравнение конвертированного ГТД и ГТД стационарноготипа одного класса мощности показано на рис. 19.
Авиационные ТВД ивертолетные ГТД функционально и конструктивно более других авиадвигателейприспособлены для работы в качестве наземных ГТД. Они фактически не требуютмодификации турбокомпрессорной части (кроме камеры сгорания).
Первым массовымконвертированным ГТД стал ТРД Avon фирмы Rolls-Royce, устанавливавшийся насамолетах «Каравелла». С 1964 г. «Avon» используется какгазогенератор для стационарной СТ производства фирмы Cooper Bessemer. Поаналогичной схеме впоследствии был конвертирован двухвальный газогенератор ТРДДRB211-24G. Мощность ГТУ, получивших обозначение Coberra 2000 и Coberra 6000,составила 14,5 и 27 МВт соответственно.
/>
Рис. 18. ГТД,конвертированный из авиадвигателя (модель LM2500 фирмы General Electricмощностью 23 МВт на базе ТРДД CF6-6)
/>
Рис. 19. Сравнениетипичных конструкций ГТД, конвертированного из авиадвигателя и ГТД стационарного типа одногокласса мощности (25 МВт, фирма GE): 1- тонкие корпуса; 2 — подшипники качения; 3 — выносные КС; 4 — массивныекорпуса; 5 — подшипники скольжения; 6 — горизонтальный разъем.
В СССР в 1970-е годы былразработан наземный ГТД НК-12СТ на базе одновального авиационного ТВД НК-12,который эксплуатировался на самолетах ТУ-95, ТУ-114 и АН-22. Конвертированныйдвигатель НК-12СТ мощностью 6,3 МВт был выполнен со свободной СТ и работает всоставе многих ГПА и по сей день.
В настоящее времяконвертированные авиационные ГТД различных производителей широко используются вэнергетике, промышленности, в морских условиях и на транспорте. Мощностной ряд– от нескольких сотен киловатт до 50 МВт.
Данный тип ГТДхарактеризуется наиболее высоким эффективным КПД при работе в простом цикле,что обусловлено высокими параметрами и эффективностью узлов базовыхавиадвигателей. ГТД LM6000PC фирмы General Electric и TRENT фирмы Rolls-Royceимеют эффективный КПД на валу СТ />. ГТДTRENT к настоящему времени является наиболее мощным двигателем данного типа Ne = 52,6 МВт.

4. Основные мировые производители ГТД
В данном разделе даетсякраткий обзор крупнейших зарубежных и российских разработчиков, производителейавиационных, наземных и морских ГТД. Указываются марки наиболее массовых моделейГТД и перспективные проекты.
Дженерал электрик
General Electric (GE),США. Крупнейший мировой производитель авиационных, наземных и морских ГТД. Отделениекомпании General Electric Aircraft Engines (GE AE) в настоящее время занимаетсяразработкой и производством авиационных ГТД различных типов — ТРДД, ТРДДФ, ТВДи вертолетных ГТД. Диапазон тяг и мощностей этих двигателей очень широк: ТРДД — от 40 до 512 кН, ТРДДФ — от 80 до 190 кН, ТВД и вертолетные ГТД — от 900 до3500 кВт. GE АЕ участвует в совместных программах. Так, с французской компаниейSnecma разрабатывается и производится семейство ТРДД CFM56, с фирмой Pratt& Whitney действует программа ТРДД GP7000, с компанией Honeywell — программа ТРДД CFE738.
К наиболее массовымсерийным авиационным двигателям и перспективным проектам можно отнести:
— ТРД — J85, J79;
— ТВД и вертолетные ГТД — СТ7, Т58, Т700;
— ТРДД — TF39, CF6-6,CF6-50, CF6-80C2, GE90, CF34, CFM56 (совместно с Snecma);
— ТРДДФ — F101, F110,F404, F414, F120 (двигатель 5-го поколения с элементами ДИЦ).
Отделение компанииGeneral Electric Energy разрабатывает и производит авиапроизводные стационарныеГТД для энергетического, механического и морского привода в диапазоне мощностиот 2 до 300 МВт. Также это отделение осуществляет маркетинг и поставки всехтипов наземных и морских ГТД фирмы GE.
Промышленные и морскиеГТД представлены следующим рядом моделей:
— ГТД, конвертированныеиз авиадвигателей — LM500, LM1600, LM2000, LM2500, LM2500+, LM5000, LM6000;
— стационарные ГТД — PGT5, PGT10, PGT25, MS5000, MS6000, MS7000, MS9000.
Пратт энд Уитни
Pratt & Whitney (PW), США.Входит в состав компании United Technologies Corporations (UTC). В настоящее время PW занимаетсяразработкой и производством авиационных ТРДД средней и большой тяги: гражданскихТРДД тягой от 70 до 440 кН и военных ТРДДФ в классе тяги 100… 170 кН. PWучаствует в международной программе ТРДД V2500, совместно с GE — в программеТРДД GP7000.
Наиболее массовыесерийные авиационные двигатели и перспективные проекты:
— ТРД (Ф) — J57, J75,J58;
— ТРДД — J52, JT3D, JT8D,JT9D, PW2000,
— PW4000, PW6000(опытный), PW8000 (проект ТРДД с редуктором и сверхвысокой степеньюдвухконтурности), ADP (опытный ТВВД с закапотированным ВВ);
— ТРДДФ — TF3 0, F100,F119, РW7000 (перспективный проект на базе программы IHРТЕТ), подъемно-маршевый ТРДДФ F13 5.
Отделение фирмы Pratt& Whitney Power Systems производит конвертированные наземные и морские ГТДна базе авиадвигателей PW и PWC мощностью от 0,4 до 28 МВт.
Наземные и морские ГТДпредставлены следующим рядом моделей: ST5, ST6L, ST18A, ST30, ST40, FT8.
Пратт энд Уитни Канада
Pratt & Whitney Canada (PWC),(Канада). Также входит в состав компании UTC в группу PW. PWC занимаетсяразработкой и производством малоразмерных ТРДД, ТВД и вертолетных ГТД.Большинство ТРДД находятся в классе тяги 10...33 кН. Проект новейшего ТРДДPW800 рассчитан на класс тяги 44...84 кН. Разработаны и разрабатываются ТВД ивертолетные ГТД мощностью от 400 до 3800 кВт.
Наиболее массовыесерийные авиационные двигатели и перспективные проекты:
— ТРДД — JT15D, PW300,PW500, PW800 (проект ТРДД с редукторным приводом вентилятора);
— ТВД и вертолетные ГТД — РТ6А, PW100, PW200.
Ряд конвертированных избазовых ТВД и вертолетных ГТД промышленных двигателей мощностью 400… .4000кВт.
Роллс-Ройс
Rolls-Royce(Великобритания). Компания Rolls-Royce (RR) в настоящее время разрабатывает ипроизводит широкий спектр ГТД авиационного, наземного и морского применения — гражданские ТРДД в диапазоне тяг от 60 до 420 кН, ТВД и вертолетные ГТДмощностью от 600 до 4500 кВт, а также подъемно-маршевые двигатели семействаPegasus в классе тяги 95… 106 кН.
RR принимает долевоеучастие во многих европейских и международных программах:
— в разработке ипроизводстве военных ТРДДФ RB199, EJ200, подъемного вентилятора для СУистребителя JSF;
— ТВД и вертолетных ГТДсемейства RTM 322 в классе мощности 1500… .2200 кВт совместно с фирмойTurbomeca.
Ранее RR совместно скомпанией Snecma разрабатывала и производила ТРДФ «Олимп» тягой140...170кН для сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд».
Наиболее массовыесерийные авиационные двигатели и перспективные проекты:
— ТРД — Derwent, Nene, Avon, Viper;
— ТВД и вертолетные ГТД — Dart, Gazelle, Gem, Gnome, Tyne;
— ТРДД- Conway, Spey, RB211-24/524/535,Tay, Trent 500/700/800/900;
— ТРДДФ — Adour, RBI99, EJ200(совместно с европейскими фирмами);
— подъемно-маршевый ТРДД — Pegasus.
Широким спектром моделейдля механического, энергетического и морского привода представлены ГТДназемного применения. Эти двигатели мощностью от 4 до 58 МВт — 501, 601, Avon,Coberra, Trent 50 — созданы конвертацией авиационных прототипов.
Honeywell (США). КомпанияHoneywell занимается разработкой и производством авиационных ГТД — ТРДД и ТРДДФв малом классе тяги 15… .40 кН, ТВД и вертолетных ГТД в классе мощности450...2100 кВт.
Наиболее массовыеавиационные двигатели:
— ТВД и вертолетные ГТД — Т53, Т55, LTS101, LTP101, ТРЕ331,Т800;
— ТРДД — ALF502, AS900, ATF3, LF507, TFE731;
— ТРДДФ -ТРЕ1042.
Snecma (Франция).Компания Snecma занимается разработкой и производством авиационных ГТД — военных ТРДДФ в классе тяги 75...90 кН и гражданских ТРДД совместно с компаниейGE (семейства ТРДД CFM56 и GE90). Совместно с фирмой Turbomeca участвует впрограмме ТРДД Larzac в классе тяги 14 кН. Совместно с фирмой Rolls-Royceразрабатывала и производила ТРДФ «Олимп».
Наиболее массовыесерийные авиационные двигатели и перспективные проекты:
— ТРДФ — Atar;
— ТРДД — CFM56-2/3/5/7 иGE90 (совместно с GE АЕ), Larzac (совместно с фирмой Turbomeca), перспективныйТРДД в рамках программы Tech56;
— ТРДДФ — М53, М88.
Турбомека
Turbomeca (Франция). Восновном разрабатывает и выпускает ТВД и вертолетные ГТД малой и среднеймощности от 400 до 1600 кВт. Совместно с компанией RR участвует в программе ГТДRTM322 в классе мощности 1500...2200 кВт.
Наиболее массовыесерийные авиационные двигатели и перспективные проекты:
ТВД и вертолетные ГТД — Arriel, Arrius, Artouste, Astazou, Bastan, Makila, TM 333.
Сименс
Siemens (ФРГ). Профилемэтой крупной фирмы являются стационарные наземные ГТД для энергетического имеханического привода и морского применения в широком диапазоне мощности от 4до 300 МВт.
Основные маркиразрабатываемых и выпускаемых ГТД:
— Typhoon,Tornado, Tempest, Cyclone, GT35, GT10B/C, GTX100, V64.3A, V94.2, V94.2A,V94.3A, W501D5A, W501F, W501G.
Alstom (Франция,Великобритания). Разрабатывает и производит стационарные одновальные энергетическиеГТД в диапазоне мощности 50...270 МВт.
Основные марки ГТД — GT8C2, GT11N2, GT13E2, GT24, GT26.
Солар
/>Solar (США). Входит в состав компанииCaterpillar и занимается разработкой и производством стационарных ГТД малоймощности от 1 до 15 МВт для энергетического и механического привода и морскогоприменения.
Основные марки ГТД — Saturn 20, Centaur 40/50, Taurus60/70, Mars 90/100, Titan 130.
ГП «ЗМКБ»Прогресс" им. А.Г. Ивченко" (Украина, г. Запорожье). Государственноепредприятие «Запорожское машиностроительное конструкторское бюро „Прогресс“имени академика А.Г. Ивченко» специализируется на разработке, изготовленииопытных образцов и сертификации авиационных ГТД -ТРДД в диапазоне тяги17...230кН, самолетных ТВД и вертолетных ГТД мощностью 1000… 10000 кВт, атакже промышленных наземных ГТД мощностью от 2,5 до 10000 кВт. Двигателиразработки «ЗМКБ „Прогресс“ серийно выпускаются в ОАО „МоторСич“ (Украина, г. Запорожье).
Наиболее массовыесерийные авиационные двигатели и перспективные проекты:
— ТВД и вертолетные ГТД — АИ-20, АИ-24, Д-27 (ТВВД с открытым ВВ);
— ТРДД — АИ-25, ДВ-2,Д-36, Д-18Т, Д-436Т1/Т2/ТП.
Наземные ГТД:
— Д-336-1/2, Д-336-2-8,Д-336-1/2-10.
НПП „Машпроект“(Украина, г. Николаев).
Научно-производственноепредприятие „Зоря-Машпроект“ (Украина, г. Николаев) разрабатывает ипроизводит ГТД для морских СУ, а также наземные ГТД для энергетического имеханического привода. Наземные двигатели являются модификациями моделейморского применения. Класс мощности ГТД: 2...30МВт. С 1990гг. НПП „Зоря-Машпроект“разрабатывает также стационарный одновальный энергетический двигатель UGT-110мощностью 110 МВт.
Основные модели ГТД:
— UGT-2500, UGT-3000, UGT-6000,UGT-10000, UGT-15000, UGT-160000,UGT-250000,
UGT-110 (совместно с НПО „Сатурн“,Россия).
4.1 Основные российские производители ГТД
Ниже приведены основныероссийские предприятия-разработчики ГТД, расположенные в алфавитном порядке.
ОАО „Авиадвигатель“(г. Пермь). Разрабатывает, изготавливает и сертифицирует авиационные ГТД — гражданские ТРДД в классе тяги 52… .200 кН для магистральных самолетов,военные ТРДДФ в классе тяги 152...194кН, вертолетные ГТД, а такжеавиапроизводные наземные промышленные ГТД для механического и энергетическогопривода в классе мощности 2,5...30 МВт.
Серийное производствоТРДД разработки ОАО „Авиадвигатель“ осуществляет ОАО „Пермский моторныйзавод“ (ОАО „ПМЗ“, г. Пермь) и ОАО „НПО “Сатурн»"(г. Рыбинск). Промышленные ГТД серийно выпускаются на ОАО «ПМЗ».
ОАО «Авиадвигатель»и ОАО «ПМЗ» составляют ядро созданного в конце 2003 г. «Пермскогоцентра авиадвигателестроения» во главе с управляющей компанией «Пермскиймоторостроительный комплекс».
Наиболее массовыесерийные авиационные двигатели и перспективные проекты:
— ТРДД — Д-20П, Д-30,Д-30КУ/КП, Д-30КУ-154, Д-30-ВЮ, ПС-90А, ПС-90А2, ПС-90А12 (проект), ПС-12(проект ТРДД 5-го поколения);
— ТРДДФ — Д-30Ф6;
— вертолетные ГТД — Д-25В.
ГТД наземного примененияпредставлены широким спектром моделей для механического и энергетическогопривода. Наземные двигатели, созданные конвертацией авиационных двигателей Д-30и ПС-90А — ГТУ-2,5П, ГТУ-4П, ГТУ-6П, ГТУ-10П, ГТУ-12П, ГТУ-16П, ГТУ-25П, ГТЭ-180(проект совместно с ОАО ЛMЗ).
ГУНПП «Завод имениВ.Я. Климова» (г. Санкт-Петербург). Государственное унитарноенаучно-производственное предприятие «Завод им. В.Я. Климова» впоследние годы специализируется на разработке и производстве авиационных ГТД.Номенклатура разработок широка — военные ТРДДФ в классе тяги 81...98кН,самолетные ТВД и вертолетные ГТД в классе мощности 1200...2600 кВт; танковыеГТД в классе мощности 700...900 кВт, а также конвертированные промышленные ГТДна базе ТВД и вертолетные ГТД в классе мощности 0,8...2,5 МВт.
Наиболее массовыесерийные авиационные и наземные двигатели и перспективные проекты:
— ТРД (Ф) — ВК-1, ВК-1Ф;
— ТРДДФ — РД-33, РД-133;
— ТВД и вертолетные ГТД — ГТД-350, ТВ2-117, ТВЗ-117, ТВ7-117, ВК-3500;
— танковые ГТД — ГТД-1000Т/ТФ, ГТД-1250;
— наземные энергетическиеГТД: ГТП-0,8; ГТП-1,25; ГТП-1,6; ГТП-2,5.
ОАО «ЛМЗ» (г.Санкт-Петербург). ОАО «Ленинградский Металлический завод»разрабатывает и производит стационарные энергетические ГТД в классе мощности100… 180 МВт.
Основные марки ГТД-ГТЭ-100 (двигатель сложного цикла с промежуточным охлаждением и промежуточнымподогревом), ГТЭ-150, ГТЭ-180 (проект совместно с ОАО «Авиадвигатель»).
ФГУП «Мотор»(г. Уфа). Федеральное государственное унитарное предприятие «Научно-производственноепредприятие „Мотор“» занимается разработкой военных ТРД и ТРДФдля истребителей и штурмовиков.
Основные авиационные ГТД — Р13-300, Р25-300, Р95Ш, Р195.
В 1990-е гг. на базедвигателя Р195 разработана энергетическая установка ГТЭ-10/95 мощностью 10 МВт.
«Омское МКБ»(г. Омск). АО «Омское моторостроительное конструкторское бюро»занимается разработкой малоразмерных ГТД и вспомогательных СУ.
Основные двигателиразработки «Омского МКБ»:
— вспомогательные ГТД — ВСУ-10, ВГТД-43;
— ТВД — ТВД-10, ТВД-20;
— вертолетные ГТД — ГТД-3, ТВ-0-100;
— ТРДД — ТРДД-50(проект).
ОАО «НПО»Сатурн''" (г. Рыбинск).
ОАО «Научно-производственноеобъединение „Сатурн“» в последние годы разрабатывает ипроизводит военные ТРДДФ в классе тяги 122… 175 кН, ТВД, вертолетные ГТДмощностью 1000… 1100 кВт, а также конвертированные наземные ГТД мощностью от4 до 20 МВт. Совместно с НПО «Машпроект» (Украина) участвует впрограмме энергетического одновального ГТД мощностью 110 МВт. Совместно скомпанией Snecma разрабатывает ТРДД для региональных самолетов в классе тяги50...70 кН. Серийное производство военных ТРДДФ осуществляется на серийныхзаводах — в уфимском ОАО «УМПО» и московском ФНПЦ «Салют».
Наиболее массовыесерийные авиационные двигатели и перспективные проекты:
— ТРД (Ф) — АЛ-7Ф, AЛ-21Ф,ВД-7, РД-36-41, РД-36-51;
— ТРДДФ — AЛ-31Ф, АЛ-41Ф(опытный двигатель 5-го поколения);
— ТРДД — SM146(совместный проект с компанией Snecma);
— ТВД и вертолетные ГТД — РД-600, ТВД-1500.
Наземные ГТД — АЛ-31СТ,АЛ-31СТЭ, ГТД-4, ГТД-6, ГТД-8, ГТД-6,3 (проект), ГТД-10 (проект), ГТД-110(совместно с НПО «Машпроект»).
ОАО «СНТК им. Н.Д.Кузнецова».
ОАО «Самарскийнаучно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова» разрабатывает и выпускаетавиационные ГТД (ТВД, ТРДД, ТРДДФ) и наземные ГТД, конвертированные изавиадвигателей. Предприятие имеет самый большой опыт среди российскихпредприятий в разработке наземных ГТД для газовой промышленности. Продукцияэтого предприятия серийно эксплуатируется с 1974 г. В последние годы ведетсядоводка ТВВД НК-93 с двухрядным закапотированным ВВ, а также разработка новыхмоделей наземных ГТД.
Основные авиационные ГТД,разработанные ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова»:
— ТВД — НК-12MB, НК-4;
— ТРДД — НК-8-4,НК-8-2/2У, НК-86, НК-88 (на криогенном топливе);
— ТРДДФ — НК-22, НК-25,НК-144, НК-32;
— ТВВД — НК-93 (опытныедвигатели). Наземные ГТД — НК-12СТ, НК-16СТ, НК-3 6СТ,
НК-38СТ, НК-14СТ (Э).
АМНТК «Союз»(г. Москва). ОАО «Авиамоторный научно-технический комплекс»Союз"" разрабатывает и изготавливает авиационные ГТД — ТРД,ТРДФ, подъемно-маршевые ТРДДФ.
Основные авиационные ГТД:
— ТРД — АМ-3 (РД-3),АМ-5;
— ТРДФ — РД-9, Р11-300,Р15-300, Р27-300;
— ТРДДФ — Р79(подъемно-маршевый двигатель для СВВП Як-141).
Тушинское МКБ «Союз»(г. Москва).
Государственноепредприятие «Тушинское машиностроительное конструкторское бюро»Союз"" занимается доводкой и модернизацией военных ТРДФ — Р27-300, Р35-300, Р29-300. В 1992 г. на базе Р29-300 разработана ГТУ 55СТ-20мощностью 20 МВт для привода электрогенераторов.

5. Основы рабочего процесса ГТД
Эффективность ГТДназемного и морского применения, предназначенных для производства мощности навыходном валу, может оцениваться только как эффективность тепловой машины.
При рассмотрении ГТД кактепловой машины можно отвлечься от конкретного типа и назначения двигателя, таккак в большинстве рассмотренных выше схем ГТД реализуется одинаковый термодинамическийцикл, обычно называемый простым газотурбинным циклом или циклом Брайтона.
Реальный простой газотурбинныйцикл показан на рис. 20 в T-S диаграмме. В диаграмме наглядно отображаютсяработа цикла, подведенное и отведенное тепло и внутрицикловые потери (впроцессах сжатия, расширения и течения рабочего тела по тракту ГТД).
Простой цикл состоит изследующих термодинамических процессов (см. рис. 20):
— адиабатическое сжатиерабочего тела (воздуха) в воздухозаборнике (отрезок Н-В на диаграмме) и в компрессоре(отрезок В-К) от атмосферного давления Рн до давления Р*к.В авиационных ГТД при скорости полета равной нулю (V= 0) и в наземных ГТДдинамическое сжатие в воздухозаборнике отсутствует и весь процесс сжатияосуществляется в компрессоре;
— подвод тепла припостоянном давлении к потоку рабочего тела в камере сгорания

/>
Рис. 20. Простойгазотурбинный цикл в T-S диаграмме:
площадь 2КГ32 — тепло,подведенное топливом (Q1);
площадь 1НС41 — тепло,отведенное в атмосферу (Q2);
площадь 1НК21 — потериработы в процессе сжатия;
площадь ЗГС42 — потериработы в процессе расширения.
Работа цикла = Q1– Q2 = площадь НКГСН – площадь 1НК21 – площадь ЗГС43
Примечание: при Vn = 0 точки В и Н совпадают.
(КС) за счет сгораниятоплива (отрезок К-Г). Фактически давление в КС несколько снижается от Р*кдо Р*г из-за гидравлических и тепловых потерь;
— адиабатическоерасширение продуктов сгорания в турбине (отрезок Г-Т) и сопле (Т-С) от давленияР* до атмосферного Рн. Для вертолетных и наземных ГТД точки Т и Спрактически совпадают, так как расширение газа в турбине происходит до атмосферногодавления;
— отвод тепла к внешнемуисточнику (в атмосферу) при постоянном давлении Рн (отрезок С-Н).
Реальный газотурбинныйцикл является разомкнутым циклом — в дальнейшем выхлопные газы не участвуют впериодически совершаемой работе и не попадают на вход в двигатель. Циклосуществляется рабочим телом с переменной теплоемкостью и химическим составом.Является переменными расход рабочего тела из-за добавки массы топлива в камересгорания во время цикла. Влияние на объем рабочего тела также оказывает системавторичных потоков внутри ГТД. Основными показателями цикла являются удельнаяработа Lуд (работа, отнесённая к 1 кг рабочеготела) и эффективный КПД ηе, равный отношению работы цикла Lцк количеству теплоты Q1, подведённому с топливом в камере сгорания:ηе = Lц/ Q1. Параметрами реального цикла,определяющими уровень его показателей (Lуд и ηе),являются температура газа перед турбиной (как правило, используется температураперед первым рабочим колесом – Т*СА), суммарная степень сжатияπ*Σ, уровень аэродинамического совершенства лопаточныхмашин и гидравлических потерь по тракту, а также расход циклового воздуха наохлаждение турбины. Важнейшим параметром, определяющим совершенство цикла и ГТДв целом как теплового двигателя, является температура газа перед турбиной. Сувеличением температуры пропорционально увеличивается удельная работа цикла, атакже повышается эффективный КПД. Зависимость показателей цикла от степенисжатия более сложная: с увеличением π*Σ удельная работа иэффективный КПД цикла сначала увеличиваются, а затем, достигнув максимума приπ*Σ = π*Σopt, снижаются. Оптимальная степеньсжатия по КПД значительно выше оптимальной степени сжатия по удельной работе:π*Σoptη > π*ΣoptL(рис. 21).
/>
Рис. 21. Зависимость КПДпростого цикла и удельной работы цикла от суммарной степени сжатия, температурыгаза перед турбиной и КПД узлов

Перечисленные вышеособенности газотурбинного цикла определяют пути его совершенствования,постоянно реализуемые на практике. Для повышения удельной работы и эффективногоКПД в любом случае целесообразно иметь максимально возможную температуру передтурбиной. Более высокая Т*СА помимо непосредственного повышения Lуди ηе позволяет применить более высокую степень сжатия, повышающуюэкономичность цикла.
Для любого типа ГТДповышение температуры перед турбиной означает улучшение удельных параметров двигателя:
— повышение удельной тягиТРД и ТРДД;
— повышение удельноймощности и экономичности ТВД, вертолетных ГТД, наземных и морских ГТД;
— снижение удельной массывсех типов ГТД;
— повышение лобовой тягиТРД и ТРДД.
Максимально достижимаятемпература (стехиометрическая) определяется из условия полного использования впроцессе горения кислорода воздуха (коэффициент избытка воздуха в камересгорания αкс =1). Для углеводородного топлива эта температуразависит от температуры в конце сжатия и составляет Т*САmax = 2200…2800 K.
Фактическая величинаприменяемых Т*СА в современных ГТД ограничивается, в основном,технологическим возможностями. Это — свойства турбинных материалов,эффективность систем охлаждения, а также экономические и экологическиеограничения. Развитие авиационных и наземных ГТД в части повышения Т*САпо годам показано на рис. 22. Наибольшие температуры Т*СА =1850…1870 К достигнуты на новейших военных ТРДДФ и гражданских ТРДД сверхвысокойтяги (> 40 тс), а также мощных энергетических ГТД (> 150 МВт), в основномприменяемых в ПГУ. У ТРДД меньшей размерности для региональных и ближнемагистральныхсамолетов параметры цикла (Т*СА и π*к) относительноболее низкие — для снижения покупной цены двигателя и затрат на техническоеобслуживание.
В реализуемых в настоящеевремя в США и Европе перспективных программах развития авиационных ГТД (IHPTET,UEET, АМЕТ) разрабатываются технологии и испытываются опытные двигатели,обеспечивающие работу с максимальной температурой газа перед турбиной Т*САmax = 2000… 2200 К.
/>
Рис. 22. Эволюциятемпературы газа перед турбиной.
Активное использованиеновейших авиационных технологий в проектировании и производстве наземных ГТД, а также реализациясложных систем охлаждения турбины с использованием теплообменников и водяногопара в качестве охладителя позволило наземным ГТД постепенно преодолетьтехнологическое отставание от авиадвигателей. Новейшие модели мощныхэнергетических ГТД достигли рабочей температуры газа перед турбиной Т*САmax =1700… 1800 К. При этом ресурснаиболее нагруженных деталей турбины составляет не менее 25000 часов.
Как указывалось,повышение Т*СА позволяетприменять более высокие степени сжатия, оптимальные значения которыхувеличиваются с ростом Т*СА. В связи с этим, одновременное повышениетемпературы перед турбиной и степени сжатия является наиболее эффективнымспособом повышения КПД и удельной работы цикла. Необходимо иметь в виду, чтообычно ГТД с более высокими π*Σ имеют и более высокие Т*СА.Степень сжатия компрессора в современных наземных ГТД простого цикла π*к= 30… 35. В авиационных же двигателях π*к = 40...45 и имееттенденцию к дальнейшему повышению.
Выбор оптимальной степенисжатия ГТД зависит от назначения двигателя, режимов эксплуатации, размерности.Например, высокая степень сжатия приводит к уменьшению размеров проточной частипоследних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. А это неблагоприятносказывается на КПД этих узлов, и выигрыш КПД цикла от повышения π*Σможет быть сведён на нет уменьшением КПД компрессора и турбины. Поэтому, какправило, более высокие π*Σ применяются в ГТД большихразмерностей.
Выбор степени сжатияявляется одной из задач оптимизации параметров ГТД с целью обеспечениянаилучших характеристик двигателя и объекта его применения (летательногоаппарата, промышленного оборудования, электростанции и т.д.) при минимальнойстоимости жизненного цикла.
Значительным резервом длясовершенствования цикла и улучшения параметров ГТД является снижениевнутрицикловых потерь — повышение КПД лопаточных машин, снижение потерь иутечек по тракту ГТД и расхода воздуха на охлаждение. В настоящее времяблагодаря развитию методик трехмерного моделирования процессов в узлах ГТДдостигнут значительный прогресс в повышении их характеристик.

6. Применение сложныхциклов в ГТД
Рассмотренные выше направлениясовершенствования простого цикла ограничиваются технологическими возможностями,имеющимися в данный момент времени. Другим возможным направлением улучшенияхарактеристик ГТД является применение усложнённых схем для реализации такназываемых сложных циклов.
Обычно сложным цикломназывают цикл ГТД, содержащий дополнительные термодинамические процессы, невходящие в простой цикл:
— промежуточный подогревв процессе расширения;
-        промежуточноеохлаждение в процессе сжатия,
-        утилизация теплавыхлопных газов,
-        увлажнениециклового воздуха и др.
Утилизация отводимого изцикла тепла может быть реализована различными способами:
-        подогревомвыхлопными газами циклового воздуха перед камерой сгорания (регенеративныйцикл);
— производствомперегретого пара высокого давления и впрыском его в камеру сгорания и турбинуГТД (цикл STIG) или срабатыванием пара в отдельной паровой турбине(комбинированный парогазовый цикл);
— использованием теплавыхлопных газов для повышения теплотворной способности топлива (химическаярегенерация);
— утилизацией теплавыхлопных газов в дополнительном утилизационном цикле (воздушном или сиспользованием низкокипящей жидкости).
Для значительногоулучшения характеристик ГТД перечисленные процессы и способы утилизации тепламогут применяться в различных сочетаниях.
Поскольку в наземных иморских ГТД нет характерных для авиадвигателей жестких ограничений по габаритами массе, то для таких ГТУ сложные циклы используются чаще. В авиационных ГТДдля повышения тяги широко применяется цикл с промежуточным подогревом впроцессе расширения (цикл ТРДФ и ТРДДФ). Дополнительный теплоподвод послерасширения газа в турбине осуществляется в форсажной камере (ФК), где рабочеетело подогревается до температуры Т*ф = 2000…2200 К (приαΣ = 1,1…1,2). Промежуточный подогрев значительно повышаетработу цикла и, соответственно, скорость истечения газов из сопла, удельнуютягу двигателя (в 1,5… .2 раза).
Однако КПД цикласущественно снижается из-за подвода дополнительного тепла при более низкомдавлении. Удельный же расход топлива двигателя значительно увеличивается каквследствие ухудшения КПД цикла, так и из-за снижения полетного КПД (увеличенияскорости истечения). Из-за низкой экономичности форсажный режим обычноиспользуется в критических условиях эксплуатации — на взлете (для сокращениядлины ВПП), для ускоренного разгона самолета, для преодоления звукового барьераи т.д. Применения форсажа в сверхзвуковом крейсерском полете обычно стремятсяизбежать из-за значительного снижения дальности полета.
В 1940-1960-х гг. былисозданы опытные образцы ТВД с регенератором. Этим применение регенеративногоцикла в авиационных ГТД ограничилось и не получило дальнейшего развития попричине значительного веса и габаритов теплообменника и его низкой надежности.Однако в настоящее время вновь проявляется интерес к применению регенерациитепла. Так, в рамках европейской программы CLEAN прорабатываются перспективныеТВД и ТРДД с рекуператором (в ТРДД — в сочетании с промежуточным охлаждением).
В наземных ГТДрегенеративный цикл применяется достаточно широко. Утилизация теплаосуществляется в теплообменниках-рекуператорах и позволяет повысить КПД циклана 20...30% (относительных). При этом удельная работа несколько снижается из-загидравлических потерь в рекуператоре. Очевидно, что регенерация тепла возможна,если температура выхлопных газов существенно выше температуры воздуха закомпрессором, т.е. при небольшой степени сжатия π*к= 4…10.
В настоящее времярегенеративный цикл используется в ГТД небольшой размерности (мощностью до 16МВт) и в микротурбинах, для которых применение высокой степени сжатияограничивается малой размерностью лопаточных машин.
Энергетические наземныеГТД широко используются в составе ПГУ в комбинированном парогазовом цикле,который является комбинацией простого газотурбинного цикла и парового циклаРенкина. В ПГУ тепло выхлопных газов ГТД используется в котле-утилизаторе дляпроизводства перегретого пара и выработки дополнительной мощности вконденсационной паровой турбине. Увеличение мощности и КПД установки составляет50 %.
Уровень КПД современныхПГУ, базирующихся на ГТД с высокими параметрами цикла
Т*СА= 1600…1700 К, π*к = 16...23) достигает 58. ..60 %.
Достаточно часто вэнергетических ГТД используется также цикл с впрыском пара в камеру сгорания итурбину (цикл STIG). В отличие от ПГУ в этом случае нет необходимости в паровойтурбине, поэтому установки с впрыском пара значительно проще и дешевле. Однакои прирост мощности и КПД в таких установках меньше, чем в ПГУ. Очевиднымнедостатком цикла является потеря большого количества специально подготовленнойводы (парогазовая смесь после расширения в турбине и охлаждения в котлевыбрасывается в атмосферу).
Цикл с промежуточнымподогревом в наземных ГТД имеет ограниченное применение из-за отрицательноговлияния на эффективный КПД. Такой цикл в настоящее время используется только вэнергетических ГТД GT24 и GT26 фирмы Alstom. Эти ГТД предназначены для работы всоставе ПГУ и имеют мощность 180 и 260 МВт. В ГТД имеется вторая камерасгорания, расположенная после первой ступени пятиступенчатой турбины. Длякомпенсации снижения КПД цикла в GT24 и GT26 применена повышенная степеньсжатия π*к = 30…32.
В наземных ГТДиспользуются также циклы:
-        с промежуточнымохлаждением;
-        с промежуточнымохлаждением и промежуточным подогревом;
-        с промежуточнымохлаждением и регенерацией;
-        с промежуточнымохлаждением, промежуточным подогревом и регенерацией;
-        с впрыском парав камеру сгорания с последующим его извлечением на выхлопе при помощиконтактного конденсатора;
-        циклы с увлажнениемвоздуха и др.
Однако реализующиеперечисленные циклы установки не нашли пока широкого применения и являются либоопытными образцами, либо выпущены небольшой серией.
В рамках зарубежныхпрограмм развития энергетики прорабатываются перспективные установки,объединяющие ГТД сложных циклов с различными технологическими процессами. Ноони, по сути, уже не являются ГТД в классическом его понимании, а представляютсобой сложные технологические системы по совместному производству различныхвидов энергии (электрической, механической, тепловой, холода) и химическихпродуктов, экологически чистые и безотходные.

7. Основные параметрыназемных и морских приводных ГТД
В отличие от авиационныхдвигателей в наземных и морских ГТД полезная энергия полностью срабатывается натурбине и передаётся потребителю в виде механической работы. По способуиспользования свободной энергии наиболее близким авиационным аналогом дляназемных и морских ГТД является вертолетный ГТД.
К основным параметрамназемных и морских ГТД относятся эффективная мощность и эффективный КПД навыходном валу. Также важными параметрами являются расход воздуха, расход итемпература газов, располагаемая тепловая мощность на выходе, расход топлива.Эти параметры используются при проектировании ГТУ и объектов применения ГТД.
Масса и габариты дляназемных и морских ГТД имеют второстепенное значение. Исключение составляюттранспортные ГТД, в том числе и морские, используемые для привода судовыхдвижителей. Для транспортных двигателей габариты (объем) имеют важное значение,поскольку пространство для их размещения на объектах применения зачастуюограничено.
Параметры ГТД обычнодаются в стандартных условиях ISO 2314:
-        температураатмосферного воздуха +15 °С;
-        давлениеатмосферного воздуха 760 мм рт. ст.;
— относительная влажностьвоздуха 60%;
— без учета потерьдавления во всасывающем и выхлопном устройствах объекта применения ГТД;
— с учетом потерь навходе и выходе собственно ГТД – во входном корпусе компрессора и выходномтракте ГТД за турбиной, включающем стойки задней опоры, диффузор и улитку.
Мощность наземных иморских ГТД изменяется в широких пределах – от десятков киловатт вмикротурбинах до сотен мегаватт в крупных стационарных энергетических ГТД. Кнастоящему времени создано множество моделей ГТД, достаточно равномернозаполняющих мощностной ряд от 30 кВт до 350 МВт.
Мощностной ряд ГТД можноусловно разделить на четыре класса:
— микротурбины – имеютмощность от 30 кВт до 250 кВт, применяются обычно в составе автономныхэнергоагрегатов для выработки электроэнергии или совместного производстваэлектрической, тепловой энергии и в ряде случаев для производства холода;
— ГТД малой мощности – от250 кВт до 10 МВт, для механического и морского привода, приводаэлектрогенераторов в составе ГТЭС простого цикла и в когенерационных установкахдля совместного производства электрической и тепловой энергии;
— ГТД средней мощности — от 10МВт до 60 МВт для механического и морского привода, в составе ГТЭСпростого и комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установках;
— ГТД большой мощности –от 60 до 350 МВт, используются в составе ГТЭС комбинированного парогазовогоцикла и в когенерационных установках; значительно реже – в простом цикле.
Важнейшими удельнымипараметрами, определяющими степень технического совершенства наземных и морскихГТД, являются удельная мощность и эффективный КПД на выходном валу.
Удельная мощность(аналогично ТВД и вертолетным ГТД) представляет собой мощность, приходящуюся наединицу (1 кг/с) расхода воздуха Gв, и численно равна удельнойработе цикла (кДж/кг), кВт/кг/с.
Nуд = Nе / Gв.
Современные наземные иморские ГТД постоянно развиваются в сторону повышения удельной мощности за счетувеличения температуры газа перед турбиной, совершенствования аэродинамикилопаточных машин и систем охлаждения. В настоящее время особенно значителенпрогресс в повышении параметров мощных одновальных энергетических ГТД. Этообъясняется интенсивным заимствованием авиационных технологий в областитрехмерной аэродинамики, применением многослойных теплозащитных покрытий (ТЗП)и эффективных систем охлаждения турбины, использованием теплообменников дляснижения температуры охлаждающего воздуха и водяного пара в качествеохладителя.
Удельная мощностьновейших серийных энергетических ГТД достигает 400...450 кВт/кг/с при освоеннойтемпературе газа перед турбиной Т*СА = 1700 К (при работев базовом режиме с межремонтным ресурсом 25 000 часов). Разрабатываются опытныемодели энергетических ГТД с температурой газа перед турбиной Т*СА= 1783 К.
Удельная мощность ГТДмалой и средней мощности достигает значений 300…350 кВт/кг/с при максимальной температуре газа наноминальном режиме Т*СА = 1500…1600 К.
Важнейшим удельнымпараметром наземных и морских ГТД является эффективный КПД ηе.Он характеризует топливную эффективность и представляет собой отношениеэффективной мощности на валу Ne к мощности, подведённой с топливом Nтопл, кВт:
Nтопл = GтчасНu/3600, ηе = Ne / Nтопл= />,
где Gт час – часовой расход топлива ГТД, кг/ч;Нu – низшая теплота сгорания, кДж/кг.
Повышение эффективногоКПД – важнейшее направление развития ГТД – достигается повышением параметровцикла Т*СА и π*к в оптимальномсоотношении, а также уменьшением внутрицикловых потерь за счетсовершенствования аэродинамики лопаточных машин, систем охлаждения и сниженияпотерь по тракту ГТД.
Эффективный КПД зависиттакже и от класса мощности – у ГТД меньшего класса мощности КПД, как правило, ниже (рис. 23). Этазависимость проявляется через фактор размерности. В ГТД меньшей мощности болееумеренные параметры цикла, так как сложнее получить высокий КПД намалоразмерных лопаточных машинах. Параметры цикла, кроме этого, влияют и наудельную стоимость ГТД. Эффективный КПД современных ГТД простого цикласоставляет ηе = 0,18…0,43.
Удельная стоимость ГТД — экономический параметр, характеризующий стоимость 1 кВт установленной мощностиГТД в определенной стандартной комплектации. Например, если ГТД применяется длямеханического привода, в состав оборудования входят: система запуска,управления, противообледенительная и противопожарная, входное и выходноеустройства, редуктор и некоторые другие. С ростом мощности ГТД существенно снижаетсяего удельная стоимость. Так, например, удельная стоимость ГТД для механическогопривода составляет от 400…450 $/кВт (для ГТД класса мощности 1 МВт) до 170…180 $/кВт(для ГТД мощностью 30…40 МВт).

8. Особенности требованийк приводным ГТД для ГПА
Энергетика и механическийпривод являются важнейшими областями применения наземных ГТД: в суммарномобъеме мирового производства наземных и морских ГТД энергетические ГТДсоставляют около 91%, приводные ГТД – около 5% (по стоимости). В Россииосновной потребитель ГТД — газотранспортные подразделения ОАО «Газпром»,однако и в энергетике в последнее время наблюдается быстрый рост спроса нагазотурбинные приводы.
8.1 Требования к характеристикам ГТД
Основнымихарактеристиками ГТД, определяющими его размерность и техническое совершенство,являются номинальная мощность на выходном валу (Neном) и эффективный КПД (ηе)на режиме номинальной мощности.
Neном — это максимальная длительнаямощность в определенных стандартных условиях (см. ниже), при которой обеспечиваютсязаявленные показатели ресурса, надежности и экономичности. ηе иNeном определяются для двух условий:условий по ISO 2314 и станционных условий.
/>
Рис. 23. Зависимостьэффективного КПД (ηе) наземных ГТД от мощности

Условия ISO 2314 (ГОСТ20440-75):
1) параметры воздухана входе (в плоскости входного патрубка компрессора): полное давление 0,1013МПа, полная температура +15 °С, относительная влажность 60%;
2) параметры навыхлопе (в плоскости выхлопного патрубка турбины или на выходе из регенератора,если используется регенеративный цикл): статическое давление 0,1013 МПА;
3) сопротивлениевходного и выхлопного трактов ГПА не учитывается.
Параметры ГТД в условияхISO используются для определениятехнического уровня двигателя и сравнения его с ближайшими аналогами.
Станционные условияотличаются от условий ISO учетом потерь полного давления во входном и выхлопномустройствах ГПА, которые обычно не превышают 1000 Па. Номинальная мощностьдолжна обеспечиваться до температуры атмосферного воздуха +25°С (это требованиеможет быть изменено для конкретного двигателя). Максимальная мощность ГТД – этопредельная рабочая мощность, развиваемая при больших отрицательных температурахатмосферного воздуха. Максимальная мощность должна быть до 20% вышеноминальной. Номинальный КПД проектируемых ГТД должен соответствоватьсовременному техническому уровню или быть выше. КПД современных серийных ГТДдля различных классов мощности приведены в табл. 4
Таблица 4
/>

Примечание: показателиотносятся к серийной товарной продукции мирового рынка простого ирегенеративного цикла и не относятся к установкам сложных и комбинированныхциклов. Перспективные разработки и прототипы могут иметь КПД на 1,5. ..2%(абсолютных) выше.
Нагрузочнаяхарактеристика двигателя ГПА (зависимость мощности от частоты вращения силовойтурбины при постоянном режиме газогенератора) должна быть пологой — не более 5% снижения мощности при частоте вращения СТ 70 % от номинальной.
Минимальная мощность, прикоторой допускается длительная эксплуатация ГТД, может составлять до 50 % отноминальной мощности.
Конструкция ГТД должнадопускать возможность отбора сжатого воздуха из-за компрессора на станционныенужды и в противообледенительную систему. При этом соответственно снижаютсямощность и КПД.
Двигатели ГПА работают наземле, в условиях запыленности, поэтому в процессе эксплуатации мощностьснижается из-за загрязнения газовоздушного тракта двигателя (в основном,проточной части компрессора). Для восстановления мощности выполняют промывкугазовоздушного тракта. При промывке на вход в двигатель при помощи промывочныхустройств подаются специальные моющие растворы. Промывку выполняют на рабочемрежиме или на режиме холодной прокрутки. Отличие промывки на рабочих режимах отпромывки на холодной прокрутке заключается в расходах промывочной жидкости — нахолодной прокрутке подается значительно больше моющей жидкости.
Рекомендуемая периодичностьпромывки:
— на рабочем режиме — через 300…1000 часов работы;
— на режиме холоднойпрокрутки — через 3000…5000 часов работы.
Промывки могутпроизводиться и чаще в случае значительного снижения мощности ГТД при сильнойзагрязненности воздуха.

8.2 Требования к ресурсам и надежности
Класс использования ГТДдля ГПА, как правило, базовый:
— время работы свыше 6000ч/год;
— число пусков не менее20 в год;
— время непрерывнойработы – более 300 ч/пуск;
Срок службы ГТД – неменее 20 лет.
Ресурсы:
— назначенный – не менее100000 ч;
— межремонтный –20000…25000 ч.
Назначенный ресурсгазогенератора ГТД, конвертированного из авиадвигателя, должен быть не менее50000 час.
Надежность ГТД для ГПАопределяется следующими основными показателями:
а) наработка на отказ попричинам, связанным с двигателем, ч:
Тотказ = Тр/ Чотказ ,
где Тр –суммарное время работы парка двигателей, ч;
Чотказ –количество отказов.
Нормируемое значение Тотказ≥ 3500 ч.
б) коэффициент надежностипусков
Кнп = П / Побщ,
где П — количествоудавшихся пусков;
Побщ — общееколичество пусков с учетом неудавшихся.
Нормируемое значение Кнп≥ 0,95.
в) коэффициент готовности

Кг = Тр/(Тр + Тпрост),
где Тр –суммарное время работы парка двигателей, ч;
Тпрост — суммарное время вынужденных простоев, связанное с устранением отказов, ч.
Нормируемое значение Кг≥ 0,98.
г) коэффициенттехнического использования:
Кти = Тр/(Тр + Твосст + Ттор),
где Тр –суммарное время работы парка двигателей, ч;
Твосст –суммарное время восстановления, связанное с устранением отказов, ч;
Ттор – времяпростоев на плановое техническое обслуживание и ремонт, запланированный навремя простоев, ч.
Нормируемое значение Кти≥ 0,9.
Фактически показателинадежности оцениваются по результатам эксплуатации и должны быть подтвержденыпо истечении пяти лет эксплуатации двигателей.
8.3 Требования кгабаритам и весовым характеристикам
В отличие от авиационныхк ГТД наземного применения предъявляются менее жесткие требования по габаритами массе.
Основными ограничениямиявляются габариты контейнеров для транспортировки и хранения двигателей. ГТДдолжны транспортироваться обычными транспортными средствами с применениемраспространенных грузоподъемных механизмов. При проектировании промышленныхдвигателей для ГПА нет необходимости вводить в конструкцию элементы, снижающиемассу деталей: выборки, проточки, отверстия и т.п. Также не следует применятьбез особой необходимости дорогостоящие легкие сплавы (титановые, алюминиевые,магниевые) и высоколегированные стали.
8.4 Используемые ГСМ
В качестве топлива дляГТД ГПА в основном используется природный газ, отбираемый из транспортных газопроводов. Состави характеристики топливного газа регламентируются отраслевым стандартом. Припроектировании ГТД, особенно деталей камеры сгорания, лопаток и дисков турбины,следует учитывать, что в состав природного газа входят сероводород имеркаптановая сера. Эти компоненты газа при высоких температурах вызываютоксидно-сернистую коррозию деталей. Повышенным содержанием сероводородаотличается природный газ, откачиваемый из подземных хранилищ газа. В некоторых случаяхв качестве топлива могут использоваться попутные нефтяные газы.
Транспортируемый газ,используемый в качестве топлива, проходит на компрессорных станциях черезспециальные блоки подготовки. В этих блоках газ доводится до требований стандарта по чистоте,содержанию влаги и температуре.
Во многих случаяхтранспортируемый природный газ используется и в качестве рабочего тела длятурбостартеров двигателя — так называемый пусковой газ. Пусковой газ такжеподается к стартеру двигателя из блоков подготовки газа компрессорной станции.
В системах смазки ГТД дляГПА используются минеральные масла типа МС-8П, в некоторых двигателяхиспользуется масло турбинное типа ТП-22е. В высокотемпературных ГТД, конвертированныхиз авиадвигателей, применяются синтетические масла при условии минимизациипотерь масла.

8.5 Требования экологии и безопасности
Существуют допустимыенормы содержания окислов азота и углерода в выхлопных газах приводных ГТД ГПА.
Содержание окислов азота(в сухих продуктах сгорания при температуре 0,1013 МПА и условной концентрациикислорода 15 %):
— для вновь проектируемыхГТД — не более 50 мг/нм3;
— для модернизируемых ГТД– не более 150 мг/нм3.
Содержание оксидовуглерода – не более 100 мг/нм3.
Компрессорные станциимагистральных газопроводов являются объектами повышенной пожаровзрывоопасности.Поэтому к ГТД для ГПА предъявляются особые требования по обеспечениюбезопасности работы. Конструкция двигателя в целом, его составных частей,агрегатов, трубной иэлектрической обвязки должны гарантированно исключать искрообразование, утечкутопливного газа, нелокализованные разрушения роторов.
В конструкции должныприменяться датчики и агрегаты взрывобезопасного исполнения, корпусакомпрессоров, турбин следует проектировать более прочными. Двигатели необходимооборудовать системой автоматической защиты от раскрутки роторов, а в случае ееотказа разрушение лопаток должно предшествовать разрушению дисков.
В отличие от авиационныхдвигателей ГТД для ГПА устанавливаются в специальных укрытиях. закрываютсяшумотеплоизолирующими кожухами. Кроме того, в составе самих ГПА предусмотренышумоглушащие устройства во входной шахте и в системе выхлопа. Поэтому вконструкции собственно двигателя не предусматриваются какие-либо устройства дляснижения уровня шума.

Заключение
Газотурбинные двигателиза шестьдесят лет своего развития стали основным типом двигателей в современнойавиации. На основе авиационных ГТД созданы двигатели для наземной и морскойтехники: мобильных электростанций, газокомпрессорных станций, наземных иморских транспортных средств. Газотурбинные двигатели — классический примерсложнейшего устройства, детали которого работают длительное время в условияхпредельно высоких температур и нагрузок. Вместе с тем эти двигатели — образецвысочайшей надежности, которая обеспечивается эффективными конструкторскимирешениями, сложными газодинамическими, тепловыми и прочностными расчетами. Всвязи с этим изучение газотурбинных двигателей, как одного из наиболеесовершенных достижений инженерной мысли, выходит за рамки утилитарной задачиподготовки инженеров-двигателистов. Анализ существующего состояния трубопроводного транспортаприродных газов и оценка перспектив его дальнейшего развития показывают, чтогазотурбинный вид привода центробежных нагнетателей на компрессорных станцияхкак в настоящее время, так и на ближайшую перспективу остается одним изосновных видов энергопривода компрессорных станций.

Список использованнойлитературы
1. Основы конструирования авиационных двигателей иэнергетических установок: учеб. / А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, B.JI.Сандрацкий. — М.: Машиностроение, 2008. — Т. 1. -208 с.: ил. — (Серия:Газотурбинные двигатели).
2. Основы конструирования авиационных двигателей иэнергетических установок: учеб. / А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, B.JI.Сандрацкий. — М.: Машиностроение, 2008. — Т. 2. -366 с.: ил. — (Серия:Газотурбинные двигатели).
3. Б.П. Поршаков, А.А. Апостолов, В.И. Никишин. Газотурбинныеустановки: — М: ГУП Издательство «Нефть и газ» РГУ нефти и газа им.И.М. Губкина, 2003. – 240 с.