Теоретические исследования по определению потребных характеристик унифицированного малоразмерного ГТД для использования его в составе автономного энергоузла и части ДУ БПЛА



Изложены основные результаты изучения энергоузлов и двигательных силовых установок на базе малоразмерных газотурбинных двигателей (ГТД). Рассмотрена принципиальная возможность создания универсального малоразмерного ГТД для его применения как в качестве основного узла, турбовального двигателя (ТВД), двигательной установки для беспилотного летательного аппарата, так и в качестве основного узла энергоузла для обеспечения потребителей электроэнергией.

Ключевые слова: гибридная силовая установка, газотурбинный двигатель (ГТД), турбовальный двигатель (ТВД), электромеханический преобразователь энергии (ЭМПЭ), автономный энергоузел

Введение

Одним из главных направлений развития в энергетике становится создание устройств для надежного обеспечения потребителя электроэнергией. Возникает потребность в электрогенераторах высокой мощности, и, как следствие, в развитии приводов для этих генераторов, а также создание высокоэффективных источников электроэнергии.

Развитие энергетики прямо связано с развитием высокооборотных электрогенераторов с начала ХХI века, обусловленным разработкой новых электромеханических материалов, внедрением автоматизированных расчетов для проектирования электромеханическим преобразователем энергии (ЭМПЭ), активным развитием микроэлектроники. Благодаря этому становится возможным создание семейства силовых установок для выработки электроэнергии — энергоузлов на базе малоразмерного газотурбинного двигателя (ЭГТД), называемого «микротурбиной».

Одним из вариантов промышленного применения использования ЭМПЭ и малоразмерных газотурбинных двигателей (ГТД) является их применение в микротурбинах компании Capstone [4, с. 83].

В авиации малоразмерные ГТД применяются как в качестве основной двигательной установки беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). Предпринимаются попытки создания ЛА с минимальным количеством различных видов энергии на борту. Так возникала концепции «электрического» ЛА [8, с. 42].

Применение ЭГТД для резервного электропитания

Рассмотрим возможность применения ЭГТД в качестве источника резервного электропитания современного многоквартирного дома на примере типового модульного многоэтажного строения П‑3МК «Флагман» с количеством модулей от 3-х до 6-ти штук, до 72 квартир в одном модуле. Средняя норма потребления для квартирного домохозяйства составляет 75‑250 кВт·ч [2]. Таким образом для резервного электропитания дома, с учетом увеличения пиковой нагрузки на электросеть в 1,2 раза [10], будет необходима установка эквивалентной мощностью:

(1)

где:

— месячная норма потребление электроэнергии одним домохозяйством, кВт·ч; число домохозяйств.

При этом стоимость кВт электроэнергии за день использования в среднем составит:

(2)

где: — стоимость за один литр керосина ТС-1, 50 руб./л; — плотность керосина ТС-1 [1], кг/м ³ .

Таким образом стоимость использования электроэнергии, получаемой от ЭГТД, увеличивается в среднем в 2,5 раза в сравнении со штатным электроснабжением без учета стоимости эксплуатационных расходов и сервисного обслуживания.

При равномерном распределении стоимости установки, на примере ЭГТД Capstone C65 (мощностью 65 кВт и стоимостью 8353400 рублей по состоянию на 18.11.2020), между 216 домохозяйствами, стоимость покупки для одного квартирного домохозяйства единоразово составит ~ 40000 руб.

Применение малоразмерных ГТД в БПЛА

Несмотря на бурное развитие БПЛА как класса летающих машин, их классификация в настоящий момент времени законодательно не регламентирована. Существует большое количество классификаций БПЛА по типу, размеру, принципу полёта, назначению, скорости полёта, длительности полёта и т. д.

В последние годы развивается концепция применения БПЛА с приводом винта от электрического двигателя. Рассмотрим подробно две схемы двигательных установок (ДУ) для дозвуковых БПЛА самолётного типа условного среднего класса с учетом работ [13]: масса от 50 до 1000кг, время пребывания в воздухе достигает 15 часов, мощность двигателя составляет от 25 до 700 кВт.

На рисунке 1а представлена упрощенная схема (далее — С1) ДУ с турбовальным двигателем на углеводородном топливе (ТВД). Преимуществами данной схемы являются её относительная простота и изученность. Недостатком является высокая сложность разработки и изготовления высокоэффективного ТВД; неравномерность удельного расхода топлива в зависимости от вырабатываемой энергии; необходимость расположения ТВД непосредственно перед винтом, что не позволяет разместить двигатель в произвольном месте ЛА.

На рисунке 1б представлена упрощенная схема полностью электрического БПЛА (далее — С2). Особенностью данной схемы является полное исключение ТВД и запасов горючего из состава БПЛА. Горючее заменятся аккумуляторными батареями. В схему может быть введён промежуточный одноступенчатый редуктор «Редуктор 2» для кратного снижения оборотов высокооборотного электродвигателя «ЭМПЭ 2».

а)	б)
Рис. 1. Схемы ДУ: а) схема С1; б) схема С2

Средний уровень удельной мощности авиационных ЭМПЭ составляет 5 кВт/кг [9, с. 1061]. Согласно прогнозам, в ближайшее десятилетие удельная мощность электрических машин составит 10–12 кВт/кг с учетом криогенной системы охлаждения. При этом к 2035 году удельная мощность ЭМПЭ может достигнуть 20 кВт/кг [11].

Для работы ЭМПЭ необходимы специальные контроллеры-инверторы, требующие дополнительного охлаждения с удельной мощностью порядка 14 кВт/кг, полученной, например, компанией Magnix [17], США.

Наибольшее распространение в авиации получили литий-ионные (Li‑Ion) аккумуляторный батареи. Активно и успешно ведётся разработка других систем литиевых батарей. Литий-сера и литий-кислород — две системы, на которых проводятся исследования и ориентировано дальнейшее развитие. Удельная энергия Li-S аккумуляторной батареи может достигать 2,1 кВт∙ч/кг. В таблице 1 представлены ожидаемые показатели плотности хранения электроэнергии для различных типов аккумуляторных батарей [11; 14, с.9–11] и твердополимерных водородных топливных элементов (ТВТЭ) с удельной мощностью до 2 кВт/кг и удельной энергией всей системы до 0,8 (кВт·ч)/кг [11].

Таблица 1

Источники электроэнергии

Источник электроэнергии	Li-Ion	Zn-air	Li-S	Li-O2	Li-CO 2	ТВТЭ
Теоретически достижимая удельная мощность, кВт/кг	~0,4	~1,1	~2,6	~3,5	~1,9	~2,0

Для проведения анализа эффективности рассматриваемых схем в первом приближении за основу взято уравнение дальности полёта Л.Бреге для самолетов [6, с. 157], работающих на углеводородном топливе с последующим включением в уравнение массы и эффективности электрификационных систем:

(3)

где: — скорость полёта ЛА, м/с; — время полёта ЛА, с;

— аэродинамическое качество БПЛА; — удельная теплотворная способность керосина ТС-1, 43120 кДж/кг [1]; g — гравитационная постоянная, м/с ² ; — общий коэффициент полезного действия (КПД) ДУ БПЛА; — масса углеводородного топлива (горючего) на борту БПЛА, кг; — начальная масса БПЛА, кг.

Уравнение для дальности полёта «электрического» самолета с питанием определяется как:

(4)

где: — удельная энергия аккумуляторной батареи, кВт ч/кг; — масса аккумуляторной батареи, кг; — потребная энергия аккумуляторной батареи, кВт; — потребная для движения БПЛА энергии, кВт;

— общий КПД двигательной установки БПЛА; — начальная масса БПЛА, кг.

Для правомерности использования выражений (3) и (4) принимаются допущения: анализ выполняется для крейсерского режима полёта без учёта взлёта и посадки; отдача электроэнергии от батареи равномерно во всём времени её работы; взлётная масса и аэродинамическое качество БПЛА идентична для выбранных схем.

Примем, что — масса летательного аппарата без учета топливных элементов, углеводородного горючего, газотурбинных двигателей, редукторов, ЭМПЭ и т. д.

Для схемы С1 масса БПЛА может быть выражена в виде:

,

(5)

где: — масса редуктора, кг; — масса ЭМПЭ и его электрической обвязки, кг; — масса ТВД, кг; .– масса инвертора, кг.

Для схемы С2 масса БПЛА может быть выражена в виде:

(6)

где: — масса редуктора, кг; — масса ЭМПЭ и его электрической обвязки, кг; — масса инвертора, кг.

Общий полётный КПД для схемы С1:

,

(7)

где: — КПД движителя; — термический КДП ТВД; — КПД редуктора винта.

Общий полётный КПД для схемы С2:

(8)

Для сравнения рассматриваемых схем принимаются приближения: = 0,98 %; = 0,98 %.

Масса ТВД, согласно [3, с. 39], определяется как:

(9)

где: — расход воздуха через ТВД, кг/с; — адиабатическая степень повышения давления в компрессоре, — эквивалентная мощность двигателя, кВт.

Расход воздуха через ТВД, согласно [7, с. 244]:

(10)

где: — условная теплоемкость процесса подвода теплоты в реальной камере сгорания, кДж/(кг·К);

— гидравлический КПД камеры сгорания (КС), принимается равным 0,98; — температура в КС (температура на входе в турбину), К; — температура на входе в КС, К; — удельный расход горючего кг/(кВт·ч).

Условная теплоемкость определяется как:

(11)

где: — КПД компрессора; — температура на входе в компрессор.

Зависимость от температуры в камере сгорания T _кс представлена на рисунке 2. Для выполнения оценки приняты характеристики ТВД Honeywell TPE331–10 Turboprop [16].

Рис. 2. Зависимость массы ТВД от температуры в КС

Из графика, представленного на рисунке 2, видно, что для всего диапазона рассматриваемых мощностей (30…1000 кВт) необходимо повышать температуру в камере сгорания, т. к. это позволяет кратно уменьшить массу ТВД, особенно при высоких значениях

Для оценки удельной мощности ТВД используется выражения (9) [7 с. 56]:

(12)

Зависимость от для различных значений и фиксированного значения представлена на рисунке 3.

Рис. 3. Зависимость удельной мощности ТВД от его расчетной эффективной мощности

Как видно из рисунка 3, удельная мощность ТВД должна составлять 2,0‑4,5 кВт/кг.

Эффективный КПД ТВД, согласно [5, с. 24], определяется как:

,

(13)

Масса редуктора, согласно [3, с. 40] определяется как:

,

(14)

где: — обороты винта, об/мин.

С учетом описанных ранее действий и допущений за счёт преобразования (15)…(16) определяется уравнение для оценки относительного изменения дальности полёта БПЛА:

(17)

где: — удельная мощность ЭМПЭ, кВт/кг, — удельная мощность инвертора-контроллера, кВт/кг, — отношение массы источника энергии (топлива или батареи) к взлётной массе БПЛА.

Для оценки эффективности выбранных схем в качестве базовой точки (прототипа) принимаются параметры БПЛА MQ-9B SeaGuardian [15] и его ДУ, ТВД Honeywell TPE331–10 Turboprop.

Изменение дальности полёта полностью электрического БПЛА самолётного типа относительно классической схемы c использованием для приведения в движения основного винта только ТВД представлено на рисунке 4.

— серийно изготавливаемые ЭМПЭ с , Li-Ion — ожидаемые в ближайшем будущем ЭМПЭ с , Li-S — наилучшие теоретически-ожидаемые ЭМПЭ с , Li-O2.

Рис. 4. Сравнение эффективности схем С2 и С1 при различных значениях влияющих параметров

Из рисунка 4 следует, что относительное увеличение дальности полёта БПЛА возможно лишь в случае достижения ЭМПЭ и аккумуляторными батареями максимального теоретического значения их удельных параметров. Но даже в этом случае идёт снижение фактической дальности полёта из-за более низкого процентного прироста относительной дальности полёта к снижению относительной массы источника энергии. Соответственно: применение ГТД с точки зрение увеличения эффективной дальности полёта будет более целесообразно, чем применение полностью электрического БПЛА для принятых допущений.

Улучшение характеристик ГТД

Для повышения общей эффективности ГТД необходимо стремиться к исключению из схемы излишних редукторов и дополнительных ЭМПЭ. Наиболее эффективный способ — это установка ЭМПЭ напрямую на ротор ГТД. Одновременно с этим для снижения массы ГТД необходимо увеличивать обороты его основного ротора.

Учитывая особенности малоразмерных ГТД, для снижения стоимости и повышения технологичности рекомендуется создавать неохлаждаемые элементы турбины и камеры сгорания. Например, компания General Electric совместно с подразделениями армии США активно ведёт разработку программы FATE («Будущий Доступный Турбинный Двигатель») [12], которая, в том числе, за счет использования керамического композиционного материала для деталей камеры сгорания позволит в разы улучшить основные характеристики ТВД.

Заключение

В рамках данной работы определено, что малоразмерный ГТД может быть востребован: при строительстве новых современных многоквартирных домов; при обеспечении резервного электропитания уже построенных многоквартирных домов; при создании средних и тяжелых БПЛА. При этом ГТД должен соответствовать следующим требованиям: — от 27 до 180 кВт; быть не менее 1500 К и, как следствие, необходимо применение керамических композиционных материалов; — не более 0,325 кг/(кВт·ч); — от 2,0 до 4,5 кВт/кг.

Создание унифицированного ГТД позволит значительно снизить затраты на разработку, т. к. позволит создать единое устройство, возможное к применению в различных областях техники. Одновременно с этим снизиться стоимость изготовления и эксплуатации за счёт увеличенного объёма выпуска.

Литература:

1. ГОСТ 10227–2013. Топлива для реактивных двигателей. Технические условия / — Москва: Стандартинформ, 2014. — 15 с. — Текст: непосредственный.
2. «О порядке установления и применения социальной нормы потребления электрической энергии (мощности) и о внесении изменений в некоторые акты Правительства Российской Федерации по вопросам установления и применения социальной нормы потребления электрической энергии (мощности)". Постановление Правительства РФ от 22.07.2013 N 614 (ред. от 21.12.2018)
3. Зрелов, В. А. Основные данные отечественных авиационных ГТД и их применение при учебном проектировании / В. А. Зрелов, В. Г. Маслов. — Самара: Изд-во Самар, гос. аэрокосм. ун-т, 1999. — 160 c. — Текст: непосредственный.
4. Налбандян, Г. Г. Ключевые факторы эффективного применения технологий распределенной генерации в промышленности / Г. Г. Налбандян, С. С. Жолнерчик. — текст: непосредственный // Стратегические решения и риск-менеджмент. — 2018. — № 1 (104). — с. 80–87.
5. Сиротин, Н. Н. Основы конструирования, производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий: в 3-х кн. Кн. 1: Конструкция и прочность ГТД и ЭУ / Н. Н. Сиротин, А. С. Новиков, А. Г. Пайкин, А. Н. Сиротин. — Москва: «Наука», 2011. — 1087 c. — Текст: непосредственный.
6. Погосян, М. А. Проектирование самолетов / М. А. Погосян, Н. К. Лисейцев, Ю.Стрелец,и др. — 5-е. изд. — Москва: Инновационное машиностроение, 2018. — 863 c. — Текст: непосредственный.
7. Нечаев Ю. Н. Теория авиационных двигателей, часть 1 / Нечаев Ю. Н. и др. — Москва: ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 2006. — 366 c. — Текст: непосредственный.
8. Халютин, С. П. Электрический самолёт: прошлое, настоящее, будущее / С. П. Халютин. — Текст: непосредственный // НАУКА-ТЕХНОЛОГИИ. — 2016. — № 6 (120). — С. 42‑51.
9. C. A. Luongo, P. J. Masson, T. Nam, D. Mavris, H. D. Kim, G. V. Brown, M. Waters, D. Hall, “Next Generation More-Electric Aircraft: A Potential Application for HTS Superconductors”, IEEE Transactions on Applied Superconductivity, Vol 19, No. 3, pp. 1055–1068, 2009.
10. Ефременко Владимир Михайлович, Шеварухин Андрей Сергеевич Анализ потребления электроэнергии в жилых помещениях многоквартирных домов // Вестник КузГТУ. 2012. № 5(93). URL: https://cyberleninka.ru/article/n/analiz-potrebleniya-elektroenergii-v-zhilyh-pomescheniyah-mnogokvartirnyh-domov (дата обращения: 29.11.2020).
11. Прогноз исследователей ЦИАМ по развитию технологий создания гибридных и электрических СУ. — Текст: электронный // ciam.ru: [сайт], 1999. — URL: https://ciam.ru/press-center/news/forecast-for-indian-researchers-to-develop-technologies-for-the-creation-of-hybrid-and-electric-su/?sphrase_id=55511 (дата обращения: 29.11.2020).
12. GE Aviation, U. S. Army near completion of FATE program. — Текст: электронный // GE Aviation: [сайт], 1998. — URL: https://www.geaviation.com/press-release/military-engines/ge-aviation-us-army-near-completion-fate-program (дата обращения: 15.10.2020).
13. Kirsten, P. D. Turboelectric Aircraft Drive Key Performance Parameters and Functional Requirements / P. D. Kirsten. — Текст: электронный // ResearchGate: [сайт], 2008. — URL: https://www.researchgate.net/publication/280882363_Turboelectric_Aircraft_Drive_Key_Performance_Parameters_and_Functional_Requirements (дата обращения: 01.11.2020).
14. Martin, J. H. Electric Flight — Potential and Limitations / J. H. Martin // researchgate.net: ResearchGate: [сайт], 2008. — URL: https://www.researchgate.net/publication/ 234738753_Electric_Flight_-_Potential_and_Limitations (дата обращения: 15.10.2020).
15. Predator B. // https://www.ga-asi.com: General Atomic: [сайт], 2005. — URL: https://www.ga-asi.com/images/products/aircraft_systems/pdf/Predator_B021915.pdf (дата обращения: 15.10.2020).
16. TPE331–10 Turboprop Engine // aerospace.honeywell.com: Honeywell [сайт], 1988. — URL: https://aerospace.honeywell.com/content/dam/aero/en-us/documents/learn/products/ engines/brochures/N61–1491–000–000-TPE331–10TurbopropEngine-bro.pdf?download=true (дата обращения: 01.11.2020).
17. The Future of Flight is Electric // www.magnix.aero: Magnix: [сайт], 2018. – URL: https://www.magnix.aero/products (дата обращения 18.11.2020) – Текст. Изображение: электронные.