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1、燃气轮机装置与运行燃气轮机装置与运行 第三章第三章 燃气轮机热力计算方法燃气轮机热力计算方法 1 3 1 3 1 热力计算的目的热力计算的目的 热力计算 根据给定的燃气轮机工作过程参数和 各个部件的效率 或损失系数 计算 燃气轮机各截面的气体参数和性能参数 然后根据所要达到的燃气轮机功率或 推力确定空气流量或根据给定的空气流 量计算燃气轮机功率或推力 为确定设计方案提供具体依据 2 热力计算用气流的总参数 3 3 2 3 2 等熵绝热过程的计算方法等熵绝热过程的计算方法 熵的定义 工质经等熵绝热过程由状态1到状态2 对上式积分 则 等熵绝热过程中 压力p和温度T之间的关系与定压比热Cp有关 4
2、 工质 空气或燃气 的比热随温度和 气体成分而变化 因此 等熵绝热过 程中 温度和压力之间的关系比较复 杂 在实际计算过程中 根据对比热的不 同处理方法 产生了几种不同的计算 方法 5 1 1 分段定比热法分段定比热法 将燃气轮机各部分的比热和比热比分别 看作是固定不变的 空气在压气机内的压缩过程中 k 1 4 Cp 1005 J kg K 燃气在涡轮内的膨胀过程中 k 1 33 Cp 1156 J kg K 6 各部分等熵绝热过程的比热和比热比为常数 则变为 等熵绝热过程方程 或 计算方法简单 但计算精度较差 7 2 2 分段平均比热法分段平均比热法 取工质经过某一等熵绝热过程始末状态的 比
3、热的平均值作为该过程的比热 等熵绝热过程的方程同上 这种方法比分段定比热的计算方法准确 但仍是一种近似方法 在大多数情况下 由于过程始末状态的温 度事先不知道 因此在第一遍计算时 需 要假设过程中的平均比热 然后进行迭代 计算 8 3 3 变比热法变比热法 随着计算机的日益普及 更为准确的变比 热计算方法已经得到广泛的应用 的值只与过程始末的温度有关 因此可以定义 式中 函数是工质的状态函数 是温度的单值函数 9 于是 为计算简单 将自然对数改为普通对数 令为熵函数 变比热法中等熵绝热过程的方程为 10 为了利用该方法进行计算 编制有相应的 空气热力性质表 表中给出不同温度下空 气的Cp 焓H
4、和 函数值 若已知等熵绝 热过程的压比 和初始状态温度 即可由热 力性质表和等熵绝热过程基本方程 1 求 得末状态温度 1 11 燃气的计算可采用下述修正公式 式中 脚标t表示该参数为温度的函数 f为油气比 cp t h t t为修正系数 是温度的函数 可从 热力性质表中查得 12 3 3 3 3 燃烧室油气比的计算方法燃烧室油气比的计算方法 在热力计算中 需要根据燃烧室的进口温度 和出口温度 燃烧效率 b和燃料热值Hu 计 算油气比f 燃烧室进 出口参数分布 13 其中 分别为进入燃烧室的空气流量和燃料流量 分别为燃烧室进 出口和燃油进口总温 分别为单位质量空气 燃气和燃油所具有 的焓值 分
5、别为燃油燃烧效率和热值 14 根据能量守恒定律 燃烧室能量平衡关系式 考虑油气比 得 15 燃烧室燃烧产物的比热Cp g是随油气比f而 变化的 而燃气的焓值是温度和比热的函 数 利用 1 式计算油气比 必须经历一 个迭代过程 为避免求解油气比f的迭代过程 采用等温 焓差法 1 16 等温焓差法等温焓差法 定义 一公斤燃油与L0公斤空气完全燃烧所产生 的纯燃气与L0公斤在同一温度下的纯空气的焓差 推荐公式为 式中 b Hu 为燃烧效率和燃料热值 为温度等于 和 时空气焓值 查表求得 为温度为 时的等温焓差 燃料成分一定 时仅是温度的函数 可查表 17 3 4 3 4 热力计算的主要步骤热力计算的
6、主要步骤 1 热力计算时已知数据 给定的周围大气条件或航空燃气轮机的 飞行状态 飞行高度和飞行马赫数 燃气轮机的工作特性参数 压气机总增 压比和涡轮前燃气温度 各部件的效率和损失系数 包括进气道 的总压恢复系数 压气机效率 涡轮效 率 燃烧室总压恢复系数 燃烧效率 尾喷管总压恢复系数 或尾喷管速度系 数 18 热力计算求出的参数为 地面燃气轮机动力涡轮输出的比功或航空 燃气轮机的单位推力 燃气轮机的耗油率 各主要截面的气流参数 总压和总温 19 燃气轮机循环的比功和热效率随增压 比 和加热比 的变化关系 当加热比 一定时 有使比功达最大值的最 佳增压比和使热效率达最大值的最经济增 压比 当增压
7、比 一定时 加热比增加 比功和热 效率同时单调增加 上述分析原则上适用于航空燃气轮机循环参数的 选择 但须考虑两个问题 20 需考虑的两个问题需考虑的两个问题 问题一 飞行状态对航空燃气轮机发 动机参数选择有影响 随飞行高度增加 周围大气温度 降低 在给定涡轮前燃气温度 的条件下 加热 比 将随飞行高度的增加而增加 21 发动机的压缩过程应该包括气流在进气道 中的减速增压和在压气机中的加功增压两部 分 进气道中的增压比为 随着飞行马赫数 的增加 气流通过进气 道的增压比 增大 如果选定的总增压比 已经确定 那么对应高马赫数 飞行的飞机 就应该选用较低的压气机增压比 为进气道总压恢复系数 22
8、问题二 参数的选择由单位推力和耗 油率来决定 设计参数 涡轮前燃气温度和压气机增压 比可根据使单位推力大而耗油率低的原则 确定 但二者都与飞机的飞行状态有关 在某一飞行状态下 按最佳增压比设计的 涡轮喷气发动机 在其它飞行状态时 压 气机增压比的变化不会符合最佳增压比值 的变化要求 通常选择飞机常用的巡航飞行状态或地面 静止状态作为选择设计循环参数的飞行状 态 23 2 2 燃气轮机热力计算步骤燃气轮机热力计算步骤 进气道出口气流参数 和 的计算 根据燃气轮机安装地点的高度 从国际标准大气 表查得该高度的大气温度 和大气压力 若是航空燃气轮机 再根据给定的飞行马赫数 算出进气道进口的总温 和总
9、压 进气道出口参数为 24 进气道出口参数 航空燃气轮机 亚音速进气道 超音速进气道 地面燃气轮机 25 压气机出口气流参数 和 及比功 的计算 进气道出口气流参数 和 就是压气机进口气流参 数 根据选定的压气机增压比 计算压气机出口总压 26 由压气机进口总温 查得 和 等熵过程有 和 求出后 查表得 和 压气机比功等于空气通过压气机的实际焓增 27 压气机比功等于空气通过压气机的实际焓增 轴流压气机 离心压气机 压气机出口总焓值 查表求出压气机出口总温 28 燃烧室出口气流参数 的计算 燃烧室出口 即涡轮前燃气温度 是给定的 燃气温度 航空燃气轮机 燃烧室出口压力 燃烧室总压恢复系数 29
10、 油气比 的计算 已知燃烧室进 出口总温 和 燃烧效率 和燃油热值 就可算出油气比 式中 和 是与 和 对应的空气热焓 查 表求得 是 时的等温焓差 查表求得 是燃烧效率 设计状态下 30 燃气发生器涡轮出口气流参数 和 的计算 压气机功率与涡轮功率相等 涡喷发动机 涡扇发动机 式中 为冷却空气量 用于冷却涡轮等热部件 为机械效率 一般为0 99 31 涡喷发动机 涡扇发动机 式中 每公斤空气中 内涵 引出的冷却空气量 称冷却空气系数 则涡轮比功为 则涡轮比功为 32 涡轮比功等于涡轮中实际总焓降 涡轮出口总焓为 由 查表得 由 查表得 涡轮效率为 涡轮出口理想总焓为 单级涡轮效率0 88 0
11、 91 多级涡轮效率0 89 0 94 33 由 查表得 由 查表得 继而查表得 涡轮的膨胀比为 涡轮出口总压 34 地面燃气轮机动力涡轮比功 输出功率及其出 口气流参数 和 的计算 动力涡轮出口有排气装置和消音装置 因此动力涡 轮出口背压略大于外界大气压力 式中 为排气系统总压恢复系数 动力涡轮膨胀比 由 查表得 和 动力涡轮出口理想熵函数 由 和油气比f 可求 查表得 35 涡轮效率为涡轮实际焓降与等熵绝热膨胀焓降之比 动力涡轮比功等于实际焓降 动力涡轮出口总焓值 由 和油气比f 查表迭代求得动力涡轮出口总温 36 航空燃气轮机尾喷管出口气流参数及单位推力 的计算 尾喷管的出口总压 式中
12、为尾喷管的总压恢复系数 假设燃气在尾喷管中流动时 与外界没有热交换 根据尾喷管出口总温 和总压 以及大气压力 查表求得尾喷管出口截面上的速度系数 收敛型尾喷管 37 尾喷管出口流量 式中 为气动函数 由气动参数表查得 而 单位空气流量所需要的尾喷口截面积 对燃气 k 1 33 R 288 J kg K 则 38 推力 式中 f 0 014 0 02 gcool也很小 近似计算时忽略 推力为 燃气在尾喷管完全膨胀 则P5 P0 推力为 39 推力公式用气动函数来表示 冲量函数 则有 代入推力公式 40 单位推力为 式中 由气动函数表根据 查得 当发动机在地面工作时 单位推力为 41 耗油率的计算 输出轴功率的地面燃气轮机 航空燃气轮机 sfc 0 05 0 06 kg N h 42 结束结束 43
