Суперсплавы II: Жаропрочные материалы для аэрокосмических и промышленных энергоустановок. Книга 1
Внимание! эта страница распознана автоматически, поэтому мы не гарантируем, что она не содержит ошибок. Для того, чтобы увидеть оригинал, Вам необходимо
Если Вы являетесь автором данной книги и её распространение ущемляет Ваши авторские права или если Вы хотите внести изменения в данный документ или опубликовать новую книгу свяжитесь с нами по по .
Страницы: 1 2 3... 24 25 26 27 28 29 30... 190 191 192
|
|
|
|
ператур в составе самолета или энергоустановки. В современном авиадвигателе или газовой турбине примерно 45 г (0,09 фунта) суперсплава приходится на киловатт развиваемой мощности. Развиваемая мощность может возрасти на 4 %, если температура входа турбины возрастает на 56 °С (см. рис.2.4). Если продажная цена газовой турбины назначается из расчета 100 дол. США за 1 кВт, подъем температуры на 56 °С мог бы повысить доход производителя турбин, добавив по 4 дол. за каждый киловатт исходной (до усовершенствования) мощности турбины. Если увеличения температуры на 56 °С на входе турбины достигали исключительно за счет усовершенствования материалов ее горячей зоны, дополнительная "рентабельная" плата за полкилограмма сплава составляла примерно 44 дол. Аналогичные выгоды от применения усовершенствованного сплава могут быть получены и в случае использования энергоустановок комбинированного цикла Брайтона-Рэнкина. Около 2 % стоимости ее турбин приходится на суперсплавы. Изучив последние данные о производстве электроэнергии, находим, что в среднем современная плата за 1кВт-ч (отражающая стоимость электростанции) 7,5 дол. Разумная цена топлива75 дол./кВт-ч. Согласно рис. 2.6 увеличением температуры входа турбины на 56 °С можно увеличить к.п.д. на 2,25%. При указанных ценах на топливо и энергоустановку рентабельность сохраняется, даже если за счет роста температуры на входе турбины стоимость установки возрастает на 22,5%. Если бы требовалось только усовершенствование материалов горячей зоны, одиннадцатикратное увеличение стоимости ее материалов можно было бы допустить. Ожидается, что популярность подобных "рычагов" повышения температуры будет возрастать, ибо предпринимательство по конструированию двигателей становится более конкурентоспособным, а дефицит топлива более острым. 2.2. Детали и рабочая среда газовых турбин Детали горячей зоны современного авиадвигателя представлены на рис. 2.7. Ниже дано описание камеры сгорания, узлов с вращающимися лопатками и узлов с неподвижными лопатками. Камеры сгорания и переходные узлы В камере сгораниясосредоточии самых высоких температур т 1650 °С. На рис. 2.7 показана камера сгорания кольцевого типа. Между внешней и внутренней стенками заключена часть кольцевого пространства, симметричного относительно оси двигателя. Выходя из компрессора, воздух проходит сквозь это пространство, смешиваясь здесь с топливом. Смесь поджигается. Топливо вводится через форсунки, расположенные в конце камеры сгорания. Однажды подожженная искрой, топливовоздушная смесь продолжает гореть до тех пор, пока не будет перекрыто топливо. Управление тягой двигателя осуществляют главным образом за счет управления подачей топлива в камеру сгорания. К моменту, когда наиболее разогретый газ достигает лопастей стационарных лопаток1 первой ступени турбины, он уже смешан с избыточным охлаждающим воздухом компрессора и, разбавленный таким образом, поступает в турбину при температурах от 950 °С (в газовых турбинах первого поколения) до 1500 °С (в некоторых современных установках). Кольцевая камера сгорания "осевой" конструкции, изображенная на рис. 2.7, изготовлена из точеных колец суперсплава. В утолщенных сечениях, расположенных в определенном порядке по наружной и внутренней стенкам, имеются охлаждающие полости, сквозь которые продувается нагнетаемый компрессором воздух. Образованный таким образом тонкий слой относительно холодного воздуха в совокупности с конвекционным охлаждением защищают материал камеры сгорания от нагрева горячим газом. Разница в температуре металла и пламени может существенно превышать 850 °С. Тепловое излучение от пламени к более холодному материалу камеры сгорания весьма значительно. На внутреннюю поверхность камеры сгорания может быть нанесено теплозащитное покрытие. Оно образует теплоизолирующий и отражающий слой. В более ранних конструкциях авиадвигателей и газовых турбин использовали "многокапсульные" камеры сгорания. Каждая капсула такой камеры сгорания— это цилиндр, стенки которого аналогичны таковым у кольцевых камер сгорания 1 Для обозначения стационарных лопаток (stationary airfoils) в англоязычной специальной литературе применяют термины "vanes" или "nozzles". Прим. перев.
Карта
|
|
|
|
|
|
|
|
Страницы: 1 2 3... 24 25 26 27 28 29 30... 190 191 192
Внимание! эта страница распознана автоматически, поэтому мы не гарантируем, что она не содержит ошибок. Для того, чтобы увидеть оригинал, Вам необходимо скачать книгу |
