98439

Расчет газотурбинной установки мощностью 16 МВт

Дипломная

Астрономия и авиация

Как известно, в качестве газотурбинных установок малой и средней мощности могут быть использованы конвертированные газотурбинные двигатели авиационного либо судового типа. Исторически, до некоторого времени, развитие технологии и улучшение конструкции стационарных и авиационных двигателей шло параллельными курсами.

Русский

2015-11-03

1.06 MB

6 чел.

Реферат

В данном дипломном проекте произведен расчет газотурбинной установки мощностью 16 МВт. Прототипом был выбран конвертированный авиационный двигатель Пермского авиационного завода ПС-90 ГП-2 входящий в состав ГТУ-16П.

ГТУ-16П разработана в рамках комплексной программы «Урал-Газпром» по созданию ГПА нового поколения на базе ГТУ-12П и предназначена для привода нагнетателя природного газа. Основу конструкции ГТУ-16П формирует газотурбинный двигатель ПС-90ГП-2, который является модификацией ПС-90ГП-1.

Основные отличия ПС-90ГП-2 от предыдущей версии двигателя:

1) дополнительная «нулевая» ступень компрессора с ПНА

2) трёхступенчатая силовая турбина

В качестве спец.темы спроектирован регулируемый сопловой аппарат свободной силовой турбины, найдены зависимости различных параметров при повороте сопловых лопаток.

Также дипломный проект включает в себя: расчет тепловой схемы двигателя с последующим выбором Gв и к0, газодинамический расчет турбин по среднему диаметру, расчет закона закрутки всех ступеней турбины высокого давления и силовой турбины, расчеты на прочность рабочей лопатки 3й ступени силовой турбины, технологию эксплуатации ГПА, описание конструктивных особенностей, экономическую часть(расчет себестоимости агрегата), анализ безопасности жизнедеятельности, а также природопользование и охрана окружающей среды.


Перечень листов графических документов

Название чертежа

Обозначение

Формат

Продольный разрез ГГ

140503.411420.501.01

А1

Компоновка ГПА вид сбоку

140503.411420.501.02

А1

Компоновка ГПА вид сверху

140503.411420.501.03

А1

Камера сгорания

140503.411420.501.04

А1

Тепловая схема ГТД

140503.411420.501.05

А1

Продольный разрез силовой турбины

140503.411420.501.06

А1


Основные условные обозначения, индексы и сокращения

Условные обозначения:

а – скорость звука;

в – хорда;

В – ширина лопатки;

с – скорость в абсолютном движении;

Ср –удельная теплоёмкость;

D – диаметр;

Dе – веерность;

F – площадь венца;

f – площадь поперечного сечения лопатки;

G –массовый расход;

H - теплоперепад в турбине;

h - теплоперепад в ступени;

k -показатель адиабаты;

l - высота лопатки;

M - число Маха;

N - мощность;

n - частота вращения;

p - давление;

S - осевой зазор;

T,t - температура (К, 0С);

V - удельный обьём;

W - скорость в относительном движении;

z - число ступеней;

a - угол потока в абсолютном движении;

b -угол потока в относительном движении;

g  - угол раскрытия проточной части;

d -  радиальный зазор;

e - коэффициент потерь;

h - КПД;

p - степень понижения давления;

r - степень реактивности;

sp - напряжения растяжения;

j,y - коэффициент скорости в соплах, на рабочих лопатках;

w -угловая частота вращения.

Индексы и сокращения:

*  - по заторможенным параметрам;

1 - на выходе из сопел, на входе в рабочие лопатки;

2 - на выходе из рабочих лопаток;

а – осевая составляющая;

u – окружная составляющая;

с - в абсолютном движении;

w - в относительном движении;

z - последней ступени;

ад. - адиабатический;

г - газа;

к - корневой;

л - лопатки;

н - наружный;

с - сопла;

р - рабочей лопатки;

расп - располагаемый;

ср - средний;

ст - ступени;

т - турбины, за турбиной;

тр – трения.

ГТУ - газотурбинная установка;

ГПА - газоперекачивающий агрегат;

ГТД - газотурбинный двигатель;

КПД- коэффициент полезного действия;

РЛ  - рабочая лопатка;

СА - сопловой аппарат;

ТВД - турбина высокого давления;

ТНД - турбина низкого давления;

ССТ- свободная силовая турбина;

ОК - осевой компрессор;

РСА - регулируемый сопловой аппарат;

КНД - компрессор низкого давления;

КС - компрессорная станция;

ГЩУ- главный щит управления;

АВО - аппарат воздушного охлаждения;

ОК – осевой компрессор;

КС – камера сгорания;

Н – нагнетатель.

Введение

Как известно, в качестве газотурбинных установок малой и средней мощности могут быть использованы конвертированные газотурбинные двигатели авиационного либо судового типа. Исторически, до некоторого времени, развитие технологии и улучшение конструкции стационарных и авиационных двигателей шло параллельными курсами. Однако, вследствие широкого применения ГТД в военной и гражданской авиации и значительных затрат на их разработку и совершенствование технологии, двигатели авиационного типа получили ряд преимуществ перед аналогичными стационарными: более высокий эффективный КПД (до 40% и более), высокое качество изготовления, модульность конструкции, - благодаря чему они нашли широкое применение в наземных условиях на газоперекачивающих станциях и в электроэнергетике. Недостатком их являются более высокие затраты на обслуживание и ремонт.

Надежность двигателей обеспечивают длительными доводочными и ресурсными испытаниями большого числа опытных ГТД на наземных стендах и в летающих лабораториях, строгой регламентацией технологии изготовления, сборки и эксплуатации [8]. Необходимая экономичность достигается высокими параметрами двигателя (к и Тг), совершенной аэродинамикой турбомашин, рациональным использованием воздуха для охлаждения высокотемпературных деталей. Хорошие массовые показатели обеспечиваются за счет положенного в основу при проектировании принципа минимизации массы путем рационального использования материала, за счет новой технологии получения заготовок, широкого применения легких сплавов и материалов с высокой удельной прочностью (титановые, магниевые и другие сплавы).

При конвертировании авиадвигателя для работы на КС необходимо выполнить большой объем работы, обусловленной типом двигателей.

Переработка ТВД или двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД) обычно включает в себя: замену топливной системы, замену подвески (крепления) двигателя, снижение максимальной частоты вращения, температуры газа и степени сжатия, удаление(глушение) вентиляторного контура (в ДТРД) или редуктора в ТВД, перестановку навесных агрегатов с корпуса двигателя на раму, замену систем регулирования и автоматического управления.

В отечественной практике при конвертировании авиадвигателей получили распространение силовые турбины транспортного типа на подшипниках качения, имеющие единый конструктивный облик с газогенератором.

В настоящее время парк ГПА с газотурбинным приводом составляет более 80% от общего количества агрегатов, эксплуатируемых на компрессорных станциях магистральных газопроводов в составе крупнейшего в Европе газотранспортного предприятия – ОАО «Газпром». Большинство приводных газотурбинных установок, как стационарных, так и конвертированных в 70е и 80е годы из авиационных и судовых двигателей, отработали назначенный ресурс и подлежат замене.

Кроме того, с середины 90х годов прошлого столетия в нашей стране начата активная реализация перспективного направления по разукрупнению энергетических систем с применением в составе энергетических установок ГТУ и ГТД сравнительно небольшой мощности, содержащих свободные силовые турбины(ССТ).Это позволяет использовать более сложные комбинированные парогазовые схемы, обеспечивающие максимально достижимую эффективность работы энергетических объектов.

Принципы и методы проектирования свободной силовой турбины, выделенной на отдельный вал, во многом определяют экономичность всей установки.

Обзор литературных источников

При работе над настоящим дипломным проектом был использован ряд литературных источников, подробный список которых приведен в конце пояснительной записки. В них изложены методики теплового и газодинамического расчетов схем приводных газотурбинных установок.

Тепловой расчет выполнен с использованием  методического пособия по выполнению курсовых проектов и работ, в котором изложена методика теплового расчета приводных ГТУ. Газодинамический расчет турбины и определение ее основных размеров ступеней, а также прочностные расчеты выполнены с использованием методических указаний к курсовому проектированию.

В книге С.З.Копелев  «Основы проектирования турбин авиадвигателей» [10] М.:Машиностроение1988 рассмотрены вопросы зависимости КПД от основных параметров ступени.


1. Тепловой расчет схемы ГТУ

1.1 Выбор оптимальной степени повышения давления в цикле ГТУ

Схема ГТУ простого открытого цикла без регенерации теплоты представлена на

Рис1.1

Для выбора оптимальной степени повышения давления в цикле ГТУ проводится расчет тепловой схемы с заданными коэффициентами.

Исходные данные для этого расчета приведены в таблице 1.1

Таблица 1.1

Исходные данные

Величина

Обозначение

Размерность

Значение

Эффективная мощность агрегата

Nе

кВт

16000

Давление атмосферного воздуха

Р1

Па

101300

Температура атмосферного воздуха

Тв

К

288

Температура продуктов сгорания перед турбиной

Тг

К

1443

Гидравлическое сопротивление по тракту

xтр

¾

0,05

Частота вращения газогенератора

nтвд

об/мин

10500

Частота вращения силовой турбины

nст

об/мин

5300

Удельная теплоемкость воздуха в компрессоре

срк

кДж/кг.К

1,01

Удельная теплоемкость продуктов сгорания в турбине

срт

кДж/кг.К

1,22

Удельная теплоемкость воздуха перед камерой сгорания

срв

кДж/кг.К

1,05

Удельная теплоемкость продуктов сгорания в камере сгорания

сркс

кДж/кг.К

1,10

КПД турбины

hт

¾

0,895

КПД компрессора

hк

¾

0,87

КПД камеры сгорания

hкс

¾

0,99

КПД механический

hмех

¾

0,985

Расход охлаждающего воздуха

qохл

¾

0,035

Расход утечек воздуха через уплотнения

qут

¾

0,015

Коэффициент расхода ТВД

n1

¾

0,94

Коэффициент расхода СТ

n2

¾

0,975

Показатель адиабаты для воздуха

kв

¾

1,4

Показатель адиабаты для продуктов сгорания

kг

¾

1,33

Расчет выполнен согласно методике [1] и сведен в таблицу 1.2. На рисунке 1.1 представлены зависимости удельной эффективной работы и КПД ГТУ от степени повышения давления.


1.2. Уточненный тепловой расчет схемы на номинальный режим

По результатам теплового расчета схемы на переменный режим работы представленном в пункте 1.1 принимается номинальное значение к0=19,61. Уточнение теплофизических характеристик рабочих тел турбомашин: воздуха для компрессора и продуктов сгорания для  турбин – производится по средней температуре в начале и в конце процесса.

Расчет ведется в следующей последовательности:

1. Удельная работа сжатия воздуха в компрессоре:

где срк=1,01 кДж/кгК, Тв=288 К, к=0,86, k=1,4.

2. Температура воздуха за компрессором:

3. Средняя температура процесса сжатия воздуха в компрессоре:

4. Уточняются теплофизические свойства воздуха по средней температуре процесса сжатия при  по диаграммам [1] (уточненным величинам присваивается индекс ‘):

5. Уточненное значение удельной работы сжатия компрессора:

6. Уточненное значение температуры воздуха за компрессором:

7. Уточненное значение средней температуры процесса сжатия в компрессоре:

Ввиду малости изменения значения средней температуры процесса сжатия воздуха в компрессоре дальнейшего уточнения теплофизических параметров воздуха не требуется.

8. Определяется коэффициент избытка воздуха продуктов сгорания:

9. Степень расширения продуктов сгорания в турбинах ГТУ:

10. Удельная работа расширения турбины компрессора:

11. Температура продуктов сгорания за турбиной компрессора:

12. Средняя температура процесса расширения продуктов сгорания в турбине компрессора:

13. Уточняются теплофизические свойства продуктов сгорания при средней температуре процесса расширения и коэффициенте избытка воздуха 3,5:

14. Уточняется температура продуктов сгорания за турбиной компрессора и средняя температура процесса расширения в турбине компрессора:

15. Степень расширения продуктов сгорания в турбине компрессора:

16. Степень расширения продуктов сгорания в силовой турбине:

17. Удельная работа расширения силовой турбины:

18. Температура продуктов сгорания за силовой турбиной:

19. Средняя температура процесса расширения продуктов сгорания в силовой турбине:

20. Уточняются теплофизические свойства продуктов сгорания при средней температуре процесса расширения и коэффициенте избытка воздуха 3,5:

Поскольку изменений в теплофизических свойствах продуктов сгорания нет, то уточнять теплофизические параметры нет смысла.

21. Удельная полезная работа ГТУ:

22. Уточняются теплофизические свойства воздуха при температуре Тк’ и :

срm’=1,02 кДж/(кг.К).

23. Количество теплоты воздуха, поступающего в камеру сгорания:

Qв = срmТк’(1-qохл-qут), кДж/кг,

Qв = 1,02.728,2.(1-0,035-0,015)=705,6 кДж/кг.

24. Теплофизические свойства продуктов сгорания при процессе подвода теплоты в камере сгорания при температуре Тг и 3,2:

срm’=1,121 кДж/(кг.К).

25. Количество теплоты, подведенное в камере сгорания:

26. Эффективный КПД газотурбинной установки:

27. Расход воздуха в цикле, обеспечивающий номинальную мощность:

28. Расходы рабочего тела для турбин ГТУ:

1.3. Моделирование компрессора

Осевой компрессор проектируемого ПС-90ГП-2 при нормальных атмосферных условиях () должен обеспечивать следующие характеристики работы в расчетном режиме:

- массовый расход воздуха; nном = 10500 об/мин - обороты газогенератора;  - степень повышения давления;

- адиабатический КПД; Т= 288К- температура воздуха перед ОК.

Проточная часть осевого компрессора проектируется путем моделирования компрессора ГТУ, предназначенной для привода нагнетателя природного газа, мощностью 16 мВт, который предусматривает использование в качестве основы современного лопаточного аппарата осевого компрессора ПС-90ГП-1, имеющего дополнительную «нулевую» ступень компрессора с ПНА.

Моделирование осевого компрессора проектируемого двигателя можно провести двумя способами:

1) В качестве точки моделирования на характеристике осевого компрессора выбрать прежнюю расчетную точку, ввести коэффициент моделирования m и уменьшить частоту вращения ротора на этот коэффициент.

2) Расчетную точку на характеристике компрессора сместить по горизонтали до приведенной частоты вращения n=1,05 и увеличить при этом частоту вращения ротора; при этом размеры компрессора остаются прежними.

Наиболее оправданным является выбор первого варианта, так как он не приводит к снижению КПД, в то время как второй вариант ведет к снижению КПД на 1-1,5%.

Определим коэффициент моделирования.

Т.о. принимаем для ОК частоту вращения = 10680(об/мин),расчетная степень повышения давления = 19,61.

2. Газодинамический расчет турбин

2.1 Газодинамический расчет ступеней по среднему диаметру

Предварительный расчет

Расчет производим по методике изложенной в [2]. Схемы проточных частей турбин принимаем Dк=const. Также считаем заданными следующие величины: =0,98, =0,95, R=289 Дж/кгК.

Адиабатический тепловой перепад в турбине:

.

Параметры газа за турбиной:

.

Принимаем скорость перед диффузором .

Задаем: скорость в выхлопном патрубке ; КПД диффузора.

Потеря полного давления в диффузоре:

.

Адиабатический тепловой перепад по параметрам торможения перед первой ступенью и статическим параметрам за последней ступенью:

.

С учетом возврата тепла =0,02 располагаемый тепловой перепад:

.

Адиабатический теплоперепад на турбину компрессора:

, кДж/кг

кДж/кг

Адиабатический теплоперепад на силовую турбину:

, кДж/кг

кДж/кг

Дальнейший расчет сведен в таблицу 2.1. После расчета выполнен эскиз проточной части ТВД и ССТ в масштабе (рис.2.1.1 – 2.1.2).

Распределение теплоперепада по ступеням: h1стад =1,1 h2стад=303,6


Таблица 2.1

Газодинамический расчет ступеней по среднему диаметру

Наименование величины

Обозна-чение

Формула

Размер-ность

Турбина компрессора

Силовая турбина

1-я ступень

2-я ступень

1-я ступень

2-я ступень

3-я ступень

1

2

3

4

5

6

7

8

9

Адиабатический теплоперепад ступени

hстад

задаемся

кДж/кг

300,6

246,0

132,9

116,4

116,4

Средняя теплоемкость

ср

задаемся

кДж/кгК

1,230

1,150

1,120

1,115

1,110

КПД ступени

ст

задаемся

-

0,890

0,890

0,890

0,890

0,870

Полная температура за ступенью

Т2*

К

1225,5

1035,1

939,7

846,8

755,5

Полное давление за ступенью

Р2*

мПа

0,934

0,437

0,283

0,177

0,105

Степень реактивности

rcp

принимается

-

0,25

0,28

0,32

0,36

0,42

Адиабатический теплоперепад в СА

hсад

кДж/кг

225,5

177,1

90,4

74,5

67,5

Скорость газа на выходе из сопел

С1

м/с

658,1

583,2

416,6

378,3

360,2

Угол выхода потока из сопел

a

принимается

град

16

16

21

24

28

Осевая составляющая скорости за СА

C

м/с

181,4

160,8

149,3

153,9

169,1

Осевая составляющая скорости за РЛ

С

принимается

м/с

150,0

160,0

155,0

170,0

200,0

продолжение табл. 2.1

1

2

3

4

5

6

7

8

9

Статическая температура за РЛ

Т2

К

1216,3

1024,0

929,0

833,8

737,5

Статическое давление за РЛ

Р2

мПа

0,9027

0,4162

0,2686

0,1652

0,0937

Удельный объём РЛ

u2

м3/кг

0,389

0,711

0,996

1,454

2,266

Ометаемая площадь на выходе из РЛ

F

м2

0,137

0,235

0,353

0,469

0,621

Корневой диаметр ступени

Dк

принимается

м

0,570

0,570

0,800

0,800

0,800

Высота РЛ

lр

м

0,0685

0,1101

0,1218

0,1562

0,1982

Веерность ступени

-

9,3

6,2

7,6

6,1

5,0

Окружная скорость на среднем диаметре РЛ

u2

м/с

356,9

380,1

260,1

269,8

281,6

Статическая температура за СА

Т1

К

1267,0

1077,6

957,6

875,5

788,3

 Статическое давление за СА

Р1

Па

1,098

0,530

0,315

0,210

0,131

Удельный объём за СА

1

м3/кг

0,333

0,587

0,878

1,204

1,737

Ометаемая площадь на выходе из СА

F1a

м2

0,0972

0,1932

0,3225

0,4292

0,5636

продолжение табл. 2.1

1

2

3

4

5

6

7

8

9

Высота сопловой лопатки

lc

м

0,0499

0,0928

0,1126

0,1447

0,1826

Окружная скорость на среднем диаметре СА

u1

м/с

346,5

370,5

257,5

266,5

277,2

Коэффициент расхода для СА

-

0,524

0,434

0,580

0,577

0,610

Окружная проекция абсолютной скорости

С1u

м/с

632,6

560,6

389,0

345,6

318,0

Окружная проекция относительной скорости

W1u

м/с

286,1

190,2

131,5

79,1

40,8

Угол входа потока на РЛ

b1

град

32,4

40,2

48,6

62,8

76,4

Скорость выхода потока на РЛ

W1

м/с

338,8

249,0

199,0

173,0

173,9

Скорость выхода потока из РЛ

W2

м/с

489,1

424,6

335,4

320,4

340,0

Угол выхода потока из РЛ

b2

град

17,9

22,1

27,5

32,0

36,0

Окружная проекция относительной скорости

W2u

м/с

465,5

393,3

297,4

271,6

274,9

Окружная проекция абсолютной скорости

C2u

м/с

108,7

13,2

37,4

1,8

-6,7

Угол выхода потока за РЛ

a2

град

54,1

85,3

76,4

89,4

91,9

Скорость выхода потока

C2

м/с

185,2

160,5

159,4

170,0

200,1

продолжение табл. 2.1

1

2

3

4

5

6

7

8

9

Скорость звука в потоке за РЛ

a2

м/с

678,6

622,6

597,5

566,1

532,4

Число Маха за РЛ

Mc2

-

0,273

0,258

0,267

0,300

0,376

Скорость звука на выходе из СА

a1

м/с

692,6

638,7

606,7

580,1

550,5

Число Маха на выходе из СА

Mc1

-

0,950

0,913

0,687

0,652

0,654

Температура заторможенного потока на РЛ

T1w*

К

1313,6

1104,5

975,3

888,9

802,0

Предел длительной прочности

stt

принимается

МПа

285

435

210

240

210

Напряжения растяжения в корне РЛ

sр

МПа

103,6

177,4

67,8

90,2

119,5

Коэффициент запаса

n

-

2,8

2,5

3,1

2,7

1,8

Материал

принимается

ЖС6К

ЖС6К

ЭИ893Л

ЭИ607

ЭИ572

Ширина РЛ на среднем диаметре

Bpcp

принимается

мм

27,4

33,0

30,4

39,1

45,6

Передний осевой зазор

S1

принимается

мм

11,0

13,2

12,2

15,6

18,2

Ширина сопел на среднем диаметре

Bccp

принимается

мм

24,0

38,5

30,4

39,1

49,6

Задний осевой зазор

S2

принимается

мм

19,7

23,8

15,8

21,9

32,8


2.2 Расчет закона закрутки первой ступени турбины компрессора

В первой ступени турбины компрессора принимаем обратный закон закрутки rtga1=const, hu(r)=const. Целью этого закона является пропуск большего расхода у корня для снижения градиента реактивности по радиусу и уменьшение диапазона изменения угла b1, что важно при проектировании охлаждаемых рабочих лопаток.

Расчет сведен в табл. 2.2

Таблица 2.2

Расчет закона закрутки первой ступени турбины компрессора

Наименование величины

Формула

Обозна-чение

Размер-ность

Сечение

Корн.

Средн.

Периф.

1

2

3

4

5

6

7

Относительный радиус

0,89

1,00

1,11

Угол выхода потока из сопел

a1

град

17,8

16,0

14,5

Осевая составляющая скорости за СА

C1a

м/с

223,3

181,4

150,1

Окружная проекция абсолютной скорости

C1u

м/с

695,1

632,6

579,4

Скорость газа на выходе из сопел

C1

м/с

730,1

658,1

598,5

Осевая составляющая скорости за РЛ

C2a

м/с

150,0

150,0

150,0

Окружная скорость

U1

м/с

309,3

346,5

383,7

Окружная скорость

U2

м/с

318,6

356,9

395,1

Адиабатический теплоперепад в соплах

hcад

кДж/кг

277,5

225,5

186,5

Термодинамическая степень реактивности

rт

0,08

0,25

0,38

Угол входа потока на РЛ

b1

град

30,1

32,4

37,5

Скорость входа потока на РЛ

W1

м/с

445,8

338,8

246,7

Скорость выхода потока из РЛ

W2

м/с

470,1

489,1

510,8

Угол выхода потока из РЛ

b2

град

18,6

17,9

17,1

Окружная проекция относительной скорости

W2u

м/с

445,5

465,5

488,2

Окружная проекция абсолютной скорости

C2u

м/с

127,0

108,7

93,1

продолжение табл. 2.2

1

2

3

4

5

6

7

Угол выхода потока за РЛ

a2

град

49,8

54,1

58,2

Кинематическая степень реактивности

rкин

0,08

0,24

0,37

Удельная работа на ободе

hн

кДж/кг

178,4

184,2

189,4

Скорость выхода потока

C2

м/с

196,5

185,2

176,5

Статическая температура за СА

T1

К

1226,3

1267,0

1297,4

Статическое давление за СА

P1

МПа

0,9514

1,0982

1,2190

Температура заторможенного потока за РЛ

T1w*

К

1307,1

1313,6

1322,1

Скорость звука на выходе из СА

a1

м/с

681,4

692,6

700,8

Число Маха на выходе из СА

с11

Mc1

0,98

0,93

0,85

Число Маха на входе в РК

w1/a1

M1w

0,65

0,49

0,35

По результатам расчета закона закрутки построены треугольники скоростей (рис.2.2) и графики изменения реактивности, углов и скоростей потока по радиусу ступени        (рис. 2.3-2.5).


2.3
Расчет закона закрутки второй ступени турбины компрессора

Во второй ступени турбины компрессора также принимаем обратный закон закрутки                  rtga1=const, hu(r)=const.

Расчет сведен в табл. 2.3

Таблица 2.3

Расчет закона закрутки второй ступени турбины компрессора

Наименование величины

Формула

Обозна-чение

Размер-ность

Сечение

Корн.

Средн.

Периф.

1

2

3

4

5

6

7

Относительный радиус

0,84

1,00

1,16

Угол выхода потока из сопел

a1

град

18,9

16,0

13,9

Осевая составляющая скорости за СА

C1a

м/с

221,7

160,8

121,5

Окружная проекция абсолютной скорости

C1u

м/с

648,0

560,6

492,2

Скорость газа на выходе из сопел

C1

м/с

684,9

583,2

507,0

Осевая составляющая скорости за РЛ

C2a

м/с

160,0

160,0

160,0

Окружная скорость

U1

м/с

310,5

370,5

430,4

Окружная скорость

U2

м/с

318,6

380,1

441,6

Адиабатический теплоперепад в соплах

hcад

кДж/кг

244,2

177,1

133,8

Термодинамическая степень реактивности

rт

0,01

0,28

0,46

Угол входа потока на РЛ

b1

град

33,3

40,2

63,0

Скорость входа потока на РЛ

W1

м/с

403,8

249,0

136,3

Скорость выхода потока из РЛ

W2

м/с

387,7

424,6

468,1

Угол выхода потока из РЛ

b2

град

24,4

22,1

20,0

Окружная проекция относительной скорости

W2u

м/с

353,1

393,3

440,0

Окружная проекция абсолютной скорости

C2u

м/с

34,6

13,2

-1,6

продолжение табл. 2.3

1

2

3

4

5

6

7

Угол выхода потока за РЛ

a2

град

78,8

85,3

90,6

Кинематическая степень реактивности

rкин

0,01

0,26

0,43

Удельная работа на ободе

hн

кДж/кг

193,0

205,4

215,3

Скорость выхода потока

C2

м/с

163,7

160,5

160,0

Статическая температура за СА

T1

К

1239,0

1295,1

1331,2

Статическое давление за СА

P1

МПа

0,9957

1,2097

1,3654

Температура заторможенного потока за РЛ

T1w*

К

1309,9

1322,1

1339,3

Скорость звука на выходе из СА

a1

м/с

681,4

692,6

700,8

Число Маха на выходе из СА

с11

Mc1

1,01

0,84

0,72

Число Маха на входе в РК

w1/a1

M1w

0,59

0,36

0,19

По результатам расчета закона закрутки построены треугольники скоростей (рис.2.6) и графики изменения реактивности, углов и скоростей потока по радиусу ступени        (рис. 2.7-2.9).

2.4  Расчет закона закрутки первой ступени силовой турбины

Для первой ступени силовой турбины выбираем закон постоянства циркуляции С1urj2=const, С(r)=constРасчет сведен в табл. 2.4.

Таблица 2.4

Расчет закона закрутки первой ступени силовой турбины

Наименование величины

Формула

Обозна-чение

Размер-ность

Сечение

Корн.

Средн.

Периф.

1

2

3

4

5

6

7

Относительный радиус

0,868

1,000

1,132

Угол выхода потока из сопел

a1

град

18,5

21,0

23,4

Осевая составляющая скорости за СА

C1a

м/с

149,3

149,3

149,3

Окружная проекция абсолютной скорости

C1u

м/с

446,9

389,0

344,4

Скорость газа на выходе из сопел

C1

м/с

471,2

416,6

375,4

Осевая составляющая скорости за РЛ

C2a

м/с

155

155

155

Окружная скорость

U1

м/с

223,4

257,5

291,5

Окружная скорость

U2

м/с

225,7

260,1

294,4

Адиабатический теплоперепад в соплах

hcад

кДж/кг

115,6

90,4

73,4

Термодинамическая степень реактивности

rт

0,130

0,320

0,448

Угол входа потока на РЛ

b1

град

33,7

48,6

70,5

Скорость входа потока на РЛ

W1

м/с

268,7

199,0

158,4

Скорость выхода потока из РЛ

W2

м/с

299,0

340,0

382,6

Угол выхода потока из РЛ

b2

град

31,2

27,1

23,9

Окружная проекция относительной скорости

W2u

м/с

255,7

302,6

349,8

Окружная проекция абсолютной скорости

C2u

м/с

30,0

42,5

55,4

Угол выхода потока за РЛ

a2

град

79,0

74,7

70,3

Кинематическая степень реактивности

rкин

0,067

0,327

0,504

Удельная работа на ободе

hн

кДж/кг

107,1

111,6

117,1

продолжение табл. 2.4

1

2

3

4

5

6

7

Скорость выхода потока

C2

м/с

157,9

160,7

164,6

Статическая температура за СА

T1

К

936,0

957,6

972,2

Статическое давление за СА

P1

МПа

0,2864

0,3152

0,3359

Температура заторможенного потока за РЛ

T1w*

К

968,3

975,3

983,4

Скорость звука на выходе из СА

a1

м/с

599,8

606,7

611,3

Число Маха на выходе из СА

с11

Mc1

0,786

0,687

0,614

Число Маха на входе в РК

w1/a1

M1w

0,448

0,328

0,259

По результатам расчета закона закрутки построены треугольники скоростей (рис.2.10) и графики изменения реактивности, углов и скоростей потока по радиусу ступени        (рис. 2.11-2.13).

2.5  Расчет закона закрутки второй ступени силовой турбины

Для второй ступени силовой турбины выбираем закон постоянства циркуляции С1urj2=const, С(r)=const.

Расчет сведен в табл. 2.5.

Таблица 2.5

Расчет закона закрутки второй ступени силовой турбины

Наименование величины

Формула

Обозна-чение

Размер-ность

Сечение

Корн.

Средн.

Периф.

1

2

3

4

5

6

7

Относительный радиус

0,837

1,000

1,163

Угол выхода потока из сопел

a1

град

20,5

24,0

27,3

Осевая составляющая скорости за СА

C1a

м/с

153,9

153,9

153,9

Окружная проекция абсолютной скорости

C1u

м/с

411,6

345,6

298,0

Скорость газа на выходе из сопел

C1

м/с

439,5

378,3

335,4

Осевая составляющая скорости за РЛ

C2a

м/с

170

170

170

Окружная скорость

U1

м/с

223,0

266,5

310,1

Окружная скорость

U2

м/с

225,7

269,8

313,8

Адиабатический теплоперепад в соплах

hcад

кДж/кг

100,5

74,5

58,6

Термодинамическая степень реактивности

rт

0,1364

0,360

0,497

Угол входа потока на РЛ

b1

град

39,2

62,8

94,5

Скорость входа потока на РЛ

W1

м/с

243,5

173,0

154,4

Скорость выхода потока из РЛ

W2

м/с

286,7

320,4

354,9

Угол выхода потока из РЛ

b2

град

36,4

32,0

28,6

Окружная проекция относительной скорости

W2u

м/с

230,8

271,6

311,6

Окружная проекция абсолютной скорости

C2u

м/с

5,1

1,8

-2,3

Угол выхода потока за РЛ

a2

град

88,3

89,4

90,8

Кинематическая степень реактивности

rкин

0,088

0,355

0,516

Удельная работа на ободе

hн

кДж/кг

93,5

93,2

92,2

продолжение табл. 2.5

1

2

3

4

5

6

7

Скорость выхода потока

C2

м/с

170,1

170,0

170,0

Статическая температура за СА

T1

К

853,1

875,5

889,3

Статическое давление за СА

P1

МПа

0,1885

0,2101

0,2243

Температура заторможенного потока за РЛ

T1w*

К

879,7

888,9

899,9

Скорость звука на выходе из СА

a1

м/с

572,6

580,1

584,6

Число Маха на выходе из СА

с11

Mc1

0,767

0,652

0,574

Число Маха на входе в РК

w1/a1

M1w

0,425

0,298

0,264

По результатам расчета закона закрутки построены треугольники скоростей (рис.2.13) и графики изменения реактивности, углов и скоростей потока по радиусу ступени        (рис. 2.14-2.16).

2.6  Расчет закона закрутки последней ступени силовой турбины

Для последней ступени силовой турбины выбираем закон постоянства циркуляции С1urj2=const, С(r)=const. Он характеризуется малым изменением угла выхода потока по высоте ступени, что благотворно сказывается при обтекании стоек и на работе диффузора.

Расчет сведен в табл. 2.6.                                                                       Таблица 2.6

Расчет закона закрутки последней ступени силовой турбины

Наименование величины

Формула

Обозна-чение

Размер-ность

Сечение

Корн.

Средн.

Периф.

1

2

3

4

5

6

7

Относительный радиус

0,801

1,000

1,199

Угол выхода потока из сопел

a1

град

23,2

28,0

32,4

Осевая составляющая скорости за СА

C1a

м/с

169,1

169,1

169,1

Окружная проекция абсолютной скорости

C1u

м/с

395,0

318,0

266,3

Скорость газа на выходе из сопел

C1

м/с

429,7

360,2

315,4

Осевая составляющая скорости за РЛ

C2a

м/с

200

200

200

Окружная скорость

U1

м/с

222,2

277,2

332,3

Окружная скорость

U2

м/с

225,7

281,6

337,5

Адиабатический теплоперепад в соплах

hcад

кДж/кг

96,1

67,5

51,8

Термодинамическая степень реактивности

rт

0,1744

0,420

0,555

Угол входа потока на РЛ

b1

град

44,4

76,4

111,3

Скорость входа потока на РЛ

W1

м/с

241,8

173,9

181,5

Скорость выхода потока из РЛ

W2

м/с

299,0

340,0

382,6

Угол выхода потока из РЛ

b2

град

42,0

36,0

31,5

Окружная проекция относительной скорости

W2u

м/с

222,3

274,9

326,2

Окружная проекция абсолютной скорости

C2u

м/с

-3,4

-6,7

-11,4

Угол выхода потока за РЛ

a2

град

91,0

91,9

93,3

Кинематическая степень реактивности

rкин

0,103

0,414

0,582

Удельная работа на ободе

hн

кДж/кг

87,7

87,0

85,4

продолжение табл. 2.6

1

2

3

4

5

6

7

Скорость выхода потока

C2

м/с

200,0

200,1

200,3

Статическая температура за СА

T1

К

763,6

788,3

801,9

Статическое давление за СА

P1

МПа

0,1147

0,1311

0,1409

Температура заторможенного потока за РЛ

T1w*

К

789,9

802,0

816,8

Скорость звука на выходе из СА

a1

м/с

541,8

550,5

555,2

Число Маха на выходе из СА

с11

Mc1

0,793

0,654

0,568

Число Маха на входе в РК

w1/a1

M1w

0,446

0,316

0,327

По результатам расчета закона закрутки построены треугольники скоростей (рис.2.17) и графики изменения реактивности, углов и скоростей потока по радиусу ступени        (рис. 2.18-2.20).


2.7. Расчёт потерь энергии, КПД и мощности турбин

После выполнения расчета закрутки произведен приближенный расчет потерь энергии по принятым значениям коэффициентов c и р. В общие потери энергии входят профильные потери, вторичные потери, потери от перетекания в радиальном зазоре. Профильные потери энергии были определены для средних сечений венцов. Результаты расчёта сведены в таблицу 2.4.

Таблица 2.7

Расчёт потерь энергии, КПД и мощности турбин

Наименование величины

Формула

Обоз-наче-ние

Раз-мер-ность

ТВД

СТ

1ст.

2ст.

1ст.

2ст.

3ст.

1

2

3

4

5

6

7

8

9

Профильные потери в СА

Dhcпр

кДж/кг

8,9

7,0

3,6

3,0

2,7

Профильные потери в РК

Dhpпр

кДж/кг

12,9

9,7

6,1

5,5

6,2

Концевые потери в СА

Dhcконц

кДж/кг

2,5

1,7

0,7

0,7

0,7

Концевые потери в РК

Dhpконц

кДж/кг

2,0

1,7

1,1

1,2

1,4

Потери от перетеканий в рад. зазоре РЛ

Dhpзаз

кДж/кг

0

2,66

1,36

1,12

1,01

Потери от перетеканий в рад. зазоре СА

Dhсзаз

кДж/кг

1,1

1,0

0,6

0,6

0,7

Общие потери на ободе в ступени

SDh

кДж/кг

27,4

23,8

13,4

12,1

12,8

Исполь-ый теплоперепад в ступени

hи

кДж/кг

273

222

119

104

103

Внутренний КПД ступени на ободе

hu

-

0,90

0,90

0,89

0,89

0,89

Суммарный теплоперепад

Hu

кДж/кг

495,4

327,4

КПД турбины без потерь на трение

h

-

0,906

0,895

Потери на трение

принимается

hтр

-

0,99

Внутренний КПД турбины

hт

-

0,897

0,886

Общая мощность турбины

Nт

кВт

23502,1

15913,7

3. Расчеты на прочность рабочей лопатки третьей ступени ССТ

Наиболее нагруженными элементами турбины являются рабочие лопатки и диски роторов. Требования, предъявляемые к лопаткам, отражают как их функциональное назначение, так и их влияние на общую надежность ГТУ [3]:

- рабочая часть лопатки должна иметь и сохранять в работе форму, обеспечивающую минимум аэродинамических потерь обтекающего их потока;

- лопатки должны быть устойчивы к воздействию эксплуатационных факторов: пылевой и капельной эрозии, высокотемпературной газовой коррозии, колебаниям температуры и др.;

- лопатки должны быть надежны, т.е. должны работать без разрушения в течение заданного срока службы.

По источникам силовых факторов различают газодинамические и инерционные силы. По изменению во времени – статические и динамические.

Газодинамические силы обусловлены взаимодействием пера лопаток с потоком рабочего тела. Они распределены по поверхности лопаток.

Инерционные (центробежные) силы обусловлены центробежным ускорением масс элементарных объемов лопатки при ее вращении вместе с ротором. Они распределены по объему лопатки. И те, и другие силы обычно считают статическими, т.е. не меняющимися во времени.

При наличии градиентов температуры в лопатке возникают температурные напряжения.

В колеблющейся лопатке развиваются переменные во времени – динамические напряжения.

Для упрощенных оценочных расчетов максимальных напряжений в корневом сечении рабочей лопатки последней ступени силовой турбины принимается формула:

где Кф=0,48…0,54 – коэффициент формы лопатки.

Основные напряжения в дисках возникают вследствие центробежных сил инерции, обусловленных вращением ротора (динамические напряжения), и неравномерного распределения температуры по объему диска (температурные напряжения).Также диск нагружен центробежными силами лопаток, закрепленных на этом диске. Напряжённое состояние диска зависит от многих показателей, в том числе от частоты вращения, материала диска, его формы и размера, распределения температуры по радиусу диска и др. Профиль корневого сечения, необходимый для расчета, представлен на рисунке 3.1. Расчет на прочность рабочей лопатки последней ступени ССТ сведен в табл. 3.1, координаты опасных точек и напряжения в них в табл. 3.2.

Расчет на прочность рабочей лопатки последней ступени  ССТ     Таблица 3.1

Наименование величины

Обозна

 чение

Формула

Размер

ность

Величии

    на

1

2

3

4

5

Высота лопатки

lp

Из таблицы  2.1

м

0,198

Радиус в корне

Rк

м

0,400

Радиус в периферии

Rп

м

0,598

Площадь сечения в корне

Fк

Из приложения 1

мм2

288,64

Площадь сечения в периферии

Fп

Из приложения 1

мм2

120,3714

Абсцисса центра тяжести

Xц.т

Из приложения 1

мм

70,08

Ордината центра тяжести

Уц.т.

Из приложения 1

мм

83,68

Момент инерции относительно оси х

Ix

Из приложения 1

мм4

2027313,66

Момент инерции относительно оси у

Iy

Из приложения 1

мм4

1449052,11

Полный момент инерции относительно осей ху

Ixy

Из приложения 1

мм4

1686315,8

Момент инерции относительно оси х1

Ix1

мм4

6157,55

Момент инерции относительно оси у1

Iy1

мм4

31481,49

Полный момент инерции относительно осей х1у1

Ix1y1

мм4

-6354,14

Максимальный момент инерции

Iz

мм4

32986,41

Минимальный момент инерции

Ih

мм4

4652,64

Угол ориентации главных центральных осей

a

град

-0,233

Коэффициент формы

m

Принимаем

-

0,5

Плотность материала лопатки

r

Принимаем

кг/м3

7800

Продолжение табл. 3.1

1

2

3

4

5

Угловая частота вращения ротора

w

Пn/30

рад/с

564,5

ЦБС лопатки

Cк

Н

42304,97

Напряжения растяжения

sцбс

МПа

146,6

Число лопаток в РЛ

Zл

Из таблицы  2.7

шт

80

Расход газа через турбину

Gт

Из предварительного  расчета

кг/с

54,85

Окружная проекция абсолютной скорости

С1u

Из таблицы  2.6

м/с

395,0

Окружная проекция абсолютной скорости

C2u

Из таблицы   2.6  

м/с

-3,4

Статическое давление перед РЛ

Р1

Из таблицы  2.6

МПа

114710,2

Статическое давление за РЛ

Р2

Из таблицы  2.6

Па

93741,9

Изгибающий момент относительно главных центральных осей

Mx1

Н.м

26,6

Изгибающий момент относительно главных

центральных осей

My1

Н.м

82,4

Главный изгибающий момент

Mz

Н.м

86,3

Главный изгибающий момент

Mh

Н.м

6,9

Координата опасной точки А

h

Из таблицы 3.2

мм

-15,28

Окончание табл. 3.1

1

2

3

4

5

Координата опасной точки

z

Из таблицы 3.2

мм

-9,65

Напряжения изгиба

sгдс

МПа

-25,7

Суммарные напряжения

sS

МПа

120,9

Предел дл. прочности

stt

По [4] для 20Х13Ш

МПа

450

 Коэффициент запаса

n

-

3,72

Координаты опасных точек                                      Таблица 3.2

Опасные

точки

Координаты опасных

точек

Напряжения, МПа

Коэф. запаса прочнос-ти

h, мм

x, мм

sцбс

sгдс

sS

n

А

-15,28

-9,65

146,6

-25,7

120,9

3,72

А’

-17,02

-7,92

146,6

-32,8

113,8

3,95

B

25,08

-8,52

146,6

78,3

224,8

2,11

B

25,76

-7,82

146,6

79,0

225,6

2,00

C

-2,17

7,43

146,6

-16,7

129,9

3,47

Коэффициент запаса прочности во всех опасных точках больше 2.0,  что удовлетворяет условиям прочности.

4. Описание конструктивных особенностей ГПА

4.1 Описание конструктивных особенностей двигателя

Двигатель состоит из модуля газотурбинного одноконтурного газогенератора на раме и модуля свободной силовой турбины на раме, соединенных между собой, что позволяет проводить индивидуальную поставку, а также замену двигателя в целом и указанных модулей в условиях эксплуатации. Собранный двигатель на подмоторной раме монтируется на раму ГПА. Кроме того, конструкция двигателя предусматривает замену большинства узлов и деталей горячей части, вплоть до лопаток сопловых аппаратов первой ступени турбины и жаровых труб камеры сгорания, в условиях эксплуатации без полной разборки двигателя.

Для проведения визуально-оптического контроля газовоздушного тракта двигателя на корпусах компрессора и турбины имеются специальные смотровые лючки. Доступны для осмотра жаровые трубы камеры сгорания.

Входное устройство представляет собой спрофилированный канал, обеспечивающий подвод воздуха в компрессор с минимальными потерями.

Газогенератор (ГГ) состоит из следующих узлов:

1) корпуса промывки;

2) корпуса входного с центральным приводом и коробкой приводов;

3) компрессора;

4) камеры сгорания;

5) турбины.

Входной корпус с центральным приводом и коробкой приводов является силовым элементом двигателя. Стойки входного корпуса обогреваются воздухом противообледенительной системы двигателя и горячим маслом, циркулирующим в системе смазки двигателя.

Компрессор двигателя осевой четырнадцатиступенчатый с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА) и поворотными направляющими аппаратами (НА) 0-й, 1-й ступеней и 2-й ступени, с управлением радиальными зазорами шести последних ступеней и пневмоуправляемыми клапанами перепуска воздуха из-за 6-й, 7-й и 14-й ступеней. Детали проточной части компрессора имеют эрозионное покрытие.

Ротор компрессора имеет две опоры: переднюю – роликовый подшипник  и заднюю – шариковый подшипник, который одновременно служит передней опорой ротора турбины газогенератора; задней опорой ротора турбины газогенератора является роликовый подшипник.

Трубчато-кольцевая камера сгорания с двенадцатью жаровыми трубами и усиленным корпусом работает на газообразной топливной смеси.

Турбина газогенератора – осевая двухступенчатая, охлаждаемая, служит для привода компрессора и через центральный привод – агрегатов установленных на коробке приводов. Турбина имеет усиленный корпус и изготовлена с использованием коррозионностойких и жаропрочных материалов.

Свободная силовая турбина – осевая трехступенчатая служит для привода нагнетателя ГПА и с ротором газогенератора имеет только газодинамическую связь. Охлаждение наружных корпусов турбины осуществляется путем продувки воздухом пространства под защитным экраном ГТУ с помощью вентиляторов системы охлаждения ГПА. Имеется регулируемый сопловой аппарат.

Ротор свободной турбины имеет две опоры: переднюю – роликовый подшипник и заднюю – спаренные шариковый, упорный и роликовый, опорный подшипники.

Модули газогенератора и силовой турбины соединяются друг с другом по ответным наружным фланцам на силовых корпусах ГГ и СТ и узлам подмоторных рам.

Трансмиссия, предназначенная для передачи крутящего момента ротору нагнетателя, через упругие муфты соединяет вал ротора СТ с валом ротора нагнетателя. Для исключения доступа к вращающимся узлам и деталям трансмиссия закрыта защитными вентилируемыми кожухами, которые смонтированы на выходном устройстве.

4.2 Система топливопитания, автоматического управления и контроля

Система топливопитания, автоматического управления и контроля газотурбинной установки предназначена для подачи топлива, автоматического управления и контроля технического состояния ГТУ, входящей в состав газоперекачивающего агрегата, и обеспечивает подачу дозированного топлива в камеру сгорания, управление работой двигателя на запуске, на статических и переходных режимах, а также взаимодействие с другими системами, обеспечивающими работу двигателя в составе ГПА во всех условиях эксплуатации.

Система топливопитания, автоматического управления и контроля состоит из:

- системы топливопитания;

- системы автоматического управления и контроля (САУ) на базе комплекса средств контроля и управления МСКУ-СС 4510-38, включая блок управления двигателем БУД-96 и блок защиты двигателя БЗД-96;

- системы управления механизации компрессора;

- системы управления радиальными зазорами компрессора и турбины;

- системы перепуска газа перед свободной турбиной;

- противообледенительной системы;

- системы контроля ГТУ.

Система топливопитания, автоматического управления и контроля ГТУ обеспечивает топливопитание и выполнение следующих функций:

1) запуск;

2) холодную прокрутку;

3) поддержание заданного статического режима;

4) управление переменными режимами;

5) останов;

6) аварийный останов;

7) ограничение предельных параметров ГТУ;

8) управление механизацией компрессора;

9) управление радиальными зазорами компрессора и турбины;

10) управление перепуском газа перед свободной турбиной;

11) защиту от обледенения;

12) контроль измеряемых параметров;

13) формирование текущей и ретроспективной информации;

14) взаимодействие с системами ГПА;

15) формирование информации об обнаружении неисправностей узлов и систем ГТУ;

16) защиту от раскрутки ротора свободной турбины.


5. Технология эксплуатации ГПА

5.1 Обслуживание ГПА во время работы

После монтажа и наладки газоперекачивающего агрегата должны проводиться испытания по утвержденной типовой методике определения фактических показателей агрегата. Контрольные испытания должны проводиться перед остановкой ГПА на капитальный ремонт и после ремонтов, а также при систематическом отклонении параметров от нормативных, требующем выяснения причин отклонения.

Во время работы ГПА эксплуатационный персонал компрессорного цеха обязан:

1) поддерживать требуемый режим работы газоперекачивающих агрегатов, обеспечивая их наиболее экономичную и рациональную загрузку;

2) следить за показаниями приборов, величина любого ненормального отклонения должна немедленно выясняться для принятия соответствующих мер;

3) поддерживать температуру и давление охлаждающего масла в системе смазки в необходимых пределах;

4) следить за чистотой фильтров в маслосистеме и маслобаке;

5) производить контроль за работой системы уплотнения по уровню масла в поплавковой камере, перепаду давления "масло - газ", расходу масла и загазованности маслосистем;

6) контролировать перепад давления на воздушных фильтрах воздухозаборной камеры, следить за их чистотой; в случае загрязнения или обледенения фильтра воздухозаборная камера подлежит очистке (на остановленном агрегате);

7) производить тщательную уборку агрегата;

8) вести необходимые записи в эксплуатационных документах.

Для обеспечения надежной и безаварийной работы ГПА необходимо особенно тщательно выполнять следующие требования:

1) не допускать повышения температуры продуктов сгорания по тракту ГТУ выше установленной величины;

2) контролировать скорость вращения валов ГПА;

3) поддерживать давление газа за нагнетателем не выше допустимого;

4) поддерживать необходимую степень повышения давления газа в нагнетателе;

5) контролировать:

а) минимально и максимально допустимую объемную производительность нагнетателя;

б) перепад давления на защитной решетке нагнетателя;

в) уровень масла в отсеках маслобака;

г) давление топливного и импульсного газа. Температура масла смазки и металла подшипников должна быть не выше допустимого. Быстрое возрастание температуры в любом из подшипников свидетельствует о его аварийном состоянии, агрегат должен быть остановлен.

Категорически запрещается при пуске или в процессе эксплуатации отодвигать аварийные уставки приборов или отключать защиты ГПА.

Ежемесячно вахтенным персоналом должен производиться осмотр агрегатов и оборудования.

Во время осмотра должны проверяться:

1) воздухозаборные устройства ГПА, воздуховоды и газоходы;

2) газо- и маслопроводы, их соединительные фланцы и арматура;

3) технологическая обвязка нагнетателей, пылеуловители;

4) циркуляционные насосы, водоводы, АВО масла;

5) крепление оборудования, трубопроводов к фундаментам и опорам;

6) наружная изоляция трубопроводов;

7) контрольно-измерительные приборы, устройства регулирования и автоматики;

8) положения шлангов на узлах управления и наличие необходимых плакатов.

Все обнаруженные во время работы оборудования дефекты должны фиксироваться в журнале дефектов и эксплуатационных формулярах. Немедленно должны приниматься меры для устранения неполадок.

Важным параметром конвертированных авиационных и судовых двигателей является время безостановочной работы агрегата. Для продления этого времени необходимо дублировать ряд вспомогательных систем и узлов, таких как фильтры и насосы масляной системы, предусматривать контроль во время работы агрегата и быстрый ремонт в течении кратковременных остановов, таких узлов как форсунки камеры сгорания и проточные части турбомашин.

5.2 Эксплуатация ГПА в холодное время года

Низкие температуры в холодное время года снижают надежность работы агрегатов из-за хладноломкости металла, увеличивают возможность отказов в работе узлов управления газовыми кранами и самих кранов, затрудняют операции по технологическим переключениям цеха, АВО.

Для обеспечения безопасной эксплуатации агрегата при температуре наружного воздуха ниже допустимой по техническим условиям завода изготовителя необходимо включить систему подогрева на всасе осевого компрессора. При низких температурах наружного воздуха может быть достигнута мощность ГПА значительно выше номинальной без превышения максимальной температуры газа перед турбиной. Необходимо следить, чтобы нагрузка агрегата (из условий механической прочности) не превышала мощность предельно допустимую техническими условиями.

При остановке агрегата на срок свыше одного часа и необходимости последующего пуска должен быть включен подогрев масла.

При подготовке компрессорного цеха к эксплуатации в холодное время года должны быть выполнены мероприятия по плану подготовки к осенне-зимней эксплуатации. При этом системы вентиляции и теплоснабжения должны обеспечивать во всех помещениях и других местах расположения маслопроводов, водоводов и прочих коммуникаций температуру не ниже +5°С.

5.3 Эксплуатация ГПА при грозе

Для обеспечения безаварийной работы компрессорного цеха во время грозы руководством предприятия должны быть выполнены следующие мероприятия:

1) налажено через метеослужбу района заблаговременное извещение эксплуатационного персонала КС о возможной грозе.

2) назначена группа ответственных специалистов по обеспечению безаварийной работы компрессорного цеха при грозе в составе начальника КС, старших инженеров ЭВС и  КИПиА.

После извещения о возможной грозе должны быть проведены подготовительные работы:

1) проверка отсутствия утечек через запорную арматуру свечей;

2) проверка готовности резервного источника электроснабжения (аварийной электростанции);

3) проверка и подготовка систем и средств пожаротушения на КС.

При грозе в районе КС запрещаются пуск агрегатов и производство плановых переключении на технологической обвязке, а также силовом электрооборудовании компрессорного цеха.

5.4 Предупреждение помпажных режимов осевого компрессора

Неустойчивые режимы осевого компрессора, основными из которых являются вращающийся срыв и помпаж, создают недопустимые усталостные напряжения в лопаточном аппарате, возрастание вибрации и поломки лопаток.

Эксплуатация ГПА в зоне неустойчивых помпажных режимов не разрешается.

Работа агрегата в условиях неустойчивого режима осевого компрессора характеризуется повышением температуры продуктов сгорания перед турбиной при неизменной или понижающейся нагрузке и температуре наружного воздуха, колебанием давления воздуха за компрессором, ненормальным звуком и ударами в проточной части осевого компрессора. При возникновении помпажных явлений агрегат должен быть немедленно остановлен для устранения причин, вызывающих помпаж.

Во время работы ГПА помпажные и неустойчивые режимы осевого компрессора могут возникнуть:

1) при возрастании разряжения на всасе вследствие снегопада или обледенения всасывающего тракта и входного лопаточного аппарата осевого компрессора;

2) при сбросе или резком возрастании нагрузки ГПА;

3) при недостаточной подаче топливного газа вследствие загрязнения и закоксования горелок или загрязнения фильтров на подводе топливного газа;

4) при неудовлетворительном техническом состоянии проточной части турбоагрегата, загрязнении осевого компрессора.

Необходимо обращать внимание на предупреждение помпажных явлений в компрессоре во время повторного пуска, возможность появления которых при горячей проточной части турбоагрегата возрастает.

При наступлении условий возможного обледенения необходимо включать в работу противообледенительные устройства системы подготовки циклового  воздуха. Период включения противообледенительных устройств определяется в зависимости от района расположения КС или по показаниям приборов в соответствии с требованиями инструкции завода-изготовителя. Включение и отключение оформляется записью в оперативном журнале и эксплуатационном формуляре ГПА.

Для предотвращения помпажных режимов осевого компрессора в процессе работы ГТУ необходимо следить за показаниями приборов, замеряющих температуру газа перед турбиной и давление воздуха в нагнетании компрессора, давлением топливного газа, скоростью вращения и нагрузкой агрегата, а также отсутствием обледенения на входе в компрессор.


6. Выбор комплектующего оборудования для цеха

В качестве компримируемой машины для транспортировки природного газа выбран двухступенчатый центробежный нагнетатель со сменной проточной частью на степень сжатия 1,38 и давлением на выходе 7,45 МПа. Прототипом для конструкции взят нагнетатель ЦН-16/76 Сумского производственного объединения. Описание конструкции нагнетателя приведено в п. 5.2.

Маслосистемы двигателя и нагнетателя раздельные. Система смазки и суфлирования двигателя предназначена для подачи масла  в подшипниковые опоры роторов газогенератора и свободной силовой турбины, зубчатых колес коробки приводов и центрального привода и отвода от них тепла, а также для поддержания избыточного давления в масляных полостях двигателя и маслобаке на всех режимах работы ГТУ. Марка масла для маслосистемы двигателя – МС-8П ОСТ 38.1163-78, для нагнетателя – ТП-22. Чистота заправляемого в маслобак масла не грубее II класса по ГОСТ 17216-71, метод анализа по ОСТ 1.41144-80 и ОСТ 1.80336-86.

В качестве воздухоподготовки применена двухступенчатая система очистки циклового воздуха. В качестве первой ступени очистки применены инерционные сепараторы. В них отделение пыли происходит за счет резкого изменения направления движения. Инерционные сепараторы имеют небольшое сопротивление. Отсепарированная пыль собирается в короб и удаляется с помощью тихоходных центробежных вентиляторов. Отсасывают около 10% поступающего воздуха. В качестве второй ступени очистки для удаления мелкой пыли используется барьерный фильтр из тканевого материала. При возрастании сопротивления фильтра до 300 Па, загрязненный участок перематывается автоматически с помощью электродвигателя.

Также применена система промывки проточной части осевого компрессора при приводе от валоповоротного устройства и при ручной прокрутке.

Принята двойная форма пускового двигателя: электродвигатель и турбодетандер. Его выбор окончательно утверждается при установке ГТУ на конкретную КС. Необходимая мощность электродвигателя составляет не менее 400-500 кВт. При использовании турбодетандера давление пускового газа составляет 0,4…0,5 МПа, противодавление на выходе 0,03…0,05 МПа, расход газа не более 2,0 кг/с, расход газа на один запуск не более 200 кг.

Для снижения шума всаса осевого компрессора применен пропуск воздуха через пластинчатый глушитель из звукопоглощающего материала, а также выполнен воздухоподводящий тракт с несколькими поворотами, снабженными звукопоглощающей облицовкой. Для предохранения от выкрашивания и загрязнения пористый материал покрыт стеклотканью.

Для снижения шума выхлопа турбины также установлены пластинчатые глушители, но выполненные из жаростойкого материала. Поверх волокнистого материала закреплена защитная стеклоткань, а поверх нее – перфорированные тонкие металлические листы.

В качестве очистных устройств технологического газа установлены циклонные пылеуловители и фильтр-сепараторы.


7.Спецтема:проектирование регулируемого соплового аппарата свободной силовой турбины

Регулируемыми параметрами в приводных ГТУ обычно являются частота вращения силовой турбины nст, летом, при недостатке мощности, Тг. В двухкомпрессорных ГТУ иногда регулируемым параметром бывают nнд или nвд.

Для поддержания заданных регулируемых параметров приводные ГТУ имеют от одного до трёх регулирующих факторов[5]. Основной регулирующий фактор- подача топлива. Воздействуя на подачу топлива, можно изменить температуру газа, частоты вращения валов, расход воздуха и т.д. Если кроме топливного клапана, других регулирующих органов нет, то все параметры ГТУ жестко связаны между собой и изменение одного из них вызывает изменение остальных. Наиболее важный второй регулирующий орган – РСА силовой турбины. Его используют для поддержания, кроме мощности, или постоянных оборотов турбокомпрессорного вала, или номинальной температуры газа на выходе из турбины. Число независимо регулируемых параметров равно числу регулирующих факторов. Поворотные направляющие лопатки осевого компрессора в двухвальной ГТУ со свободной турбиной большей частью служат для регулирования только компрессора, так как они оказывают слабое воздействие на выходные параметры ГТУ.

Воздействие на регулирующие факторы называют способом регулирования, а заданное изменение параметров – законом или программой регулирования.

Регулируемый сопловой аппарат первой ступени силовой турбины применяется в ГТУ разработки General ElectricMS5002 и Nuovo PignonePGT-10. При помощи РСА могут быть выполнены следующие программы управления установкой(кроме поддержания заданной мощности):

  •  nок=const, когда поддерживается постоянной частота вращения вала компрессора и приводящей его турбины или вала КНД-ТНД;
  •  Тт=const, когда постоянной поддерживается температура за ССТ.

Первая программа управления позволяет получать в холодное время года более высокую степень сжатия в цикле, что важно для безрегенераторных ГТУ, а летом и при загрязнении проточной части турбомашин- более высокую располагаемую мощность.

Вторая программа управления обеспечивает более высокую экономичность в регенеративных ГТУ.

Так как компрессор снабжен регулируемым входным направляющим аппаратом, то возможно использование обеих программ регулирования.

Поворот лопаток РСА ССТ может производиться для[8,9 ]регулирования расхода рабочего тела через турбину, перераспределения работы между ступенями турбины и её каскадами, а также возможно снижение потерь в лопаточных венцах турбины на нерасчетных режимах( т.к. изменяется форма треугольников скоростей).

Таким образом, использование РСА в ССТ, как второго регулирующего фактора(кроме топливного клапана) в данном двигателе позволяет более эффективно эксплуатировать его в широком диапазоне режимов и с минимальным расходом топлива на переменных режимах.

При повороте сопловых лопаток в сторону уменьшения проходной площади соплового аппарата растут теплоперепад на силовую турбину и давление перед ней; разность энтальпий на турбину компрессора, а вслед за этим и её частота вращения падают. Поскольку регулятор ГТУ при данной нагрузке поддерживает топливный клапан в неизменном положении, то при снижении ηтк , а следовательно и расхода воздуха, установится более высокая температура газа перед и за турбиной.

При открытии лопаток и увеличении проходной площади соплового аппарата процесс идёт в обратном направлении. Степень сжатия компрессора при этом меняется мало, так как снижение оборотов и расхода во многом компенсируется повышением температуры перед турбиной.

Имеется возможность установить на валу компрессора генератор собственных нужд. В таком случае весь год нужно работать по программе регулирования nтк=1.

Эта программа регулирования может считаться надёжностной, так как неизменная частота вращения турбокомпрессора способствует более высокой вибронадёжности лопаточного аппарата компрессора и ТВД(упрощается отстройка лопаток по частоте).

На номинальном режиме в среднем сечении угол выхода потока = 22,5°.

При максимальном прикрытии СА угол уменьшается до 15°. При этом, как видно из графика(Рис. 6.2) КПД возрастает. С уменьшением угла выхода потока из сопел понижается и степень реактивности.

Дальнейшее прикрытие СА нецелесообразно, так как в корневом сечении лопатки реактивность может быть отрицательной, что недопустимо.

Раскрытие лопаток РСА до значений 1,1 приводит к умеренному падению кпд(0,5%) регулируемой ступени. При этом экономический эффект от использования РСА СТ возрастает.

Рекомендуемые пределы изменения выходной площади РСА для обеспечения основных режимов- до 20% в сторону уменьшения и до 10% в сторону увеличения.

Стоит отметить общие дополнительные преимущества, предоставляемые использованием РСА силовой турбины в приводных ГТУ:

  •  возможность увеличения отпуска теплоты высокого потенциала в холодное время года при номинальной и неполных нагрузках;
  •  сохранение более высокой мощности ГТУ при введении дополнительного сопротивления на воздухоприёмном или газовыпускном тракте;
  •  возможность частичной компенсации производственных отклонений в процессе изготовления, а также приспособления ГТУ к конкретным атмосферным условиям в месте установки;
  •  возможность запуска с увеличенным удалением от границы помпажа осевого компрессора, что позволяет упростить его регулирование и снизить мощность пускового устройства;
  •  улучшение динамических характеристик ГТУ.   

Расчетная часть

Изменение площади проходного сечения находится по формуле:

Эффективный КПД ступени турбины[10]:

,

где ; φ=0,97;  Ψ=0,95; L=115100 кДж\кг- из газодинамического расчета.

Коэффициент нагрузки ;

Степень реактивности ;

Коэффициент расхода  .

Скорости - из расчета закона закрутки 1ой ступени ССТ, значения рассчитанных величин приведены в таблице 6.1

Вели-

чина

Раз-

мер-

ность

Значение

α1

град

15

16

17

18

19

20

21

22

22,5

24

25

С1u

м\с

342,4

340,7

339

337,1

335,1

333,1

330,9

328,6

327,5

323,8

321,4

С2u

м\с

31,3

31,3

31,3

31,3

31,3

31,3

31,3

31,3

31,3

31,3

31,3

μ

-

1,458

1,452

1,445

1,438

1,430

1,422

1,413

1,405

1,400

1,386

1,376

ρ

-

0,393

0,396

0,400

0,403

0,407

0,411

0,415

0,420

0,422

0,429

0,434

С1а

м\с

91,75

97,7

103,6

109,5

115,4

121,2

127,0

132,8

135,6

144,1

149,5

Са

-

0,358

0,381

0,404

0,427

0,450

0,473

0,496

0,518

0,529

0,563

0,583

F1/F01

-

0,676

0,700

0,764

0,808

0,851

0,894

0,936

0,979

1,000

1,063

1,104

ήт

-

0,902

0,9

0,898

0,896

0,894

0,892

0,890

0,888

0,886

0,882

0,880

Результаты расчетов представлены на графиках(Рис.6.2-6.5)

Краткое описание конструкции и принципа действия поворотного механизма СА

Сопло 1й ступени ССТ состоит из вращающихся лопаток с регулируемым углом установки  в кольце газового тракта перед турбиной.  Вращение этих лопаток происходит одновременно при помощи стержней, выступающих через втулки в корпусе турбины. К концам этих стержней прикреплены рычаги, сопряженные при помощи соединительных звеньев со стойками, смонтированными в регулировочное(приводное) кольцо, приводимое в действие сервомотором.

Движение штока сервомотора через тягу, рычаг приводной, и другие соединительные звенья передается на кольца приводные и далее через рычаги одновременно на все  поворотные лопатки 1й ступени ССТ.

Для уменьшения радиальных зазоров по концам лопаток примыкающие к поворотным направляющим лопаткам меридиональные поверхности должны быть выполнены по сферам, описанным радиусами из центра, расположенного на пересечении оси цапф лопатки с осью турбины.

Вывод

В отечественном турбиностроении РСА не распространены. Между тем установка РСА в свободную силовую турбину позволяет применять различные программы регулирования, более эффективно использовать ГТУ в широком диапазоне режимов при незначительном усложнении конструкции. Ввиду всех вышеперечисленных преимуществ выбранная спецтема является актуальной и перспективной.

11. ВОПРОСЫ СТАНДАРТИЗАЦИИ, МЕТРОЛОГИИ И ОБЕСПЕЧЕНИЯ КАЧЕСТВА ПРОДУКЦИИ

В целях обеспечения стандартизации и унификации сборочных работ применяют сходные по трудоемкости, материалам, инструментам, деталям процессы. Кроме сокращения выполняемых работ по сборке, типизация позволяет сократить объем разрабатываемой документации.

При работах по монтажу турбоагрегатов и их сборке в заводских условиях используются калибровочные валы, которые позволяют провести метрологические измерения. Турбина оснащена необходимым количеством замеров.

Для проверки качества продукции установка проходит контроль ОТК, контрольные операции по проверке качества сборки агрегата осуществляется непосредственно перед приемо-сдаточными испытаниями. Приемо-сдаточные операции согласно ГОСТ 29690-78 проводятся на предприятии. При этом проверяется качество изготовления и сборки, правильность работы отдельных сборочных узлов и их взаимодействие, мощность, КПД ГТУ.

После окончания монтажа ГТУ на КС проводятся эксплуатационные испытания, при которых осуществляется приемка ГТУ заказчиком, проверка качества монтажа и правильность настройки систем регулирования и защиты. Длительность работы ГТУ гарантируют при испытаниях под нагрузкой.

В соответствии с ГОСТ 17140-84 ГТУ должны выполняться по схеме открытого цикла с независимой силовой турбиной с регенерацией или без регенерации тепла выхлопных газов. Номинальные значения основных параметров ГТУ должны соответствовать параметрам, представленным в таблице 10.1.

                                                                                                     Таблица 10.1

Номинальные значения основных параметров ГТУ

Мощность, МВт

(при номинальных условиях)

КПД

(при номи-

нальных

условиях)

КПД

(для стан-

ции)

Удельная

масса

% (не менее)

нее)

6,3

25

24

7

10,0

28

27

5,6

16,0

29

28

3,8

25,0

29

28

3,6

40,0

30

29

Для вновь проектируемой ГТУ (с новой проточной частью) КПД должен быть не менее, чем на 2 процента выше, указанных в таблице 10.1.

Допускается повышение номинальных мощностей ГТУ в результате конструкторских или технологических усовершенствований при условии подтверждения соответствующими испытаниями возможностей надежной эксплуатации с повышенной мощностью.

По ГОСТ 21199-82 ГТУ должны надежно работать с мощностью на 20% выше номинальной при любых погодных условиях без повышения номинальной температуры газа перед турбиной.

Блочная конструкция ГТУ позволяет обеспечить взаимозаменяемость сборочных единиц и деталей и их централизованный ремонт.

При оформлении графической документации и пояснительной записки использовались следующие стандарты:

- ГОСТ 2.101-68 Виды изделий;

- ГОСТ 2.102101 - 68 Виды и комплектность конструкторских документов;

- ГОСТ 2.301 - 68 Форматы;

- ГОСТ 2.302 - 68 Масштабы;

- ГОСТ 2.303 - 68 Линии;

- ГОСТ 2 304 - 68 Шрифты чертежные;

- ГОСТ 2.305 - 68 Изображения, виды, разрезы, сечения;

- ГОСТ 2.307 - 68 Нанесение размеров и предельных отклонений;

- ГОСТ 2.311 - 68 Резьбы;

- ГОСТ 2.401 - 68 Пружины.

Заключение

В данном дипломном проекте был спроектирован двигатель газоперекачивающего агрегата полезной мощностью 16 МВт. За прототип ГТУ был взят конвертированный авиационный двигатель ПС-90ГП-2 Пермского авиационного завода. В качестве спец.темы был проведен расчет и проектирование регулируемого соплового аппарата свободной силовой турбины.

По расчетам эффективный КПД газотурбинного двигателя получился 34,8% при степени повышения давления в цикле 19,5 и температуре газов перед турбиной высокого давления 1446 К.

В экономической части проекта был сделан расчет себестоимости изготовления двигателя.

В разделе безопасности жизнедеятельности, природопользование и охрана окружающей среды проведен расчет шумоглушителя на всасе в компрессор, а также рассмотрены чрезвычайные ситуации, их причины и последствия.


Библиографический список

1. Тепловой расчет схем приводных газотурбинных установок на номинальный и переменный режимы работы: Учебное пособие/Б.С. Ревзин, А.В. Тарасов,             В.М. Марковский. Екатеринбург: ГОУ УГТУ – УПИ, 2001. 61с.

2. Газодинамический расчёт многоступенчатой газовой турбины: Методические указания к курсовому проектированию по курсу “Турбомашины”  /  Б. С. Ревзин,      В. Г. Шамрук. Екатеринбург: УГТУ-УПИ, 1994, 31с.

3. Прочность лопаток турбин: Учебное пособие/ И.Д.Ларионов. Екатеринбург: УГТУ-УПИ, 2000. 47с.

4. Стационарные газотурбинные установки / Справочное пособие под общ. ред. Л. В. Арсеньева и В. Г. Тырышкина.- Л.: Машиностроение, Ленинградское отделение, 1989.- 543с.

5. Газоперекачивающие агрегаты с газотурбинным приводом: Учебное пособие/ Б.С.Ревзин. 2-е изд., стер. Екатеринбург: ГОУ УГТУ-УПИ, 2002. 269с.

6. Эксплуатация компрессорных станций магистральных газопроводов/                А.Н.Козаченко.- М.: Нефть и газ, 1999.-463с.

7. Газотурбинные двигатели судового типа для энергетических и газотранспортных установок. Учебное пособие / О.В. Комаров, Б.С. Ревзин. Екатеринбург: УГТУ-УПИ, 2003. 58с.

8. Теория авиационных газотурбинных двигателей.ч1.М.:Машиностроение 1977. 312с /Нечаев Ю.Н.,Фёдоров Р.М.

9. Теория и расчет авиационных лопаточных машин.М.:Машиностроение,1986.432с /Холщевников К.В.

10 Основы проектирования турбин авиадвигателей М.:Машиностроение1988./С.З.Копелев  


Приложение

Геометрические характеристики профиля

Корневое сечение

---------------------   ОБЛАСТИ   ----------------------

Площадь:                 610.57

Периметр:                130.21

Ограничивающая рамка: X: 16826.92  --  16872.52

                     Y: 9878.37  --  9917.98

Центр масс:           X: 16847.84

                     Y: 9901.71

Моменты инерции:      X: 59862481362.01

                     Y: 173309758298.20

Ц/беж. мом. инерции: XY: 101856441275.25

Радиусы инерции:      X: 9901.71

                     Y: 16847.84

Главные моменты и направления X-Y относительно центра масс:

                     I: 17565.21 вдоль [0.88 -0.47]

                     J: 96464.42 вдоль [0.47 0.88]

----------------------   ОБЛАСТИ   ----------------------

Площадь:                 610.57

Периметр:                130.21

Ограничивающая рамка: X: -20.92  --  24.68

                     Y: -23.34  --  16.27

Центр масс:           X: 0.00

                     Y: 0.00

Моменты инерции:      X: 35326.58

                     Y: 78703.05

Ц/беж. мом. инерции: XY: -32952.87

Радиусы инерции:      X: 7.61

                     Y: 11.35

Главные моменты и направления X-Y относительно центра масс:

                     I: 17565.21 вдоль [0.88 -0.47]

                     J: 96464.42 вдоль [0.47 0.88]

----------------------   ОБЛАСТИ   ----------------------

Площадь:                 610.57

Периметр:                130.21

Ограничивающая рамка: X: -30.43  --  25.96

                     Y: -32.76  --  26.11

Центр масс:           X: 0.00

                     Y: 0.00

Моменты инерции:      X: 96462.61

                     Y: 17567.03

Ц/беж. мом. инерции: XY: 377.80

Радиусы инерции:      X: 12.57

                     Y: 5.36

Главные моменты и направления X-Y относительно центра масс:

                     I: 17565.21 вдоль [0.00 1.00]

                     J: 96464.42 вдоль [-1.00 0.00]

Периферийное сечение

----------------------   ОБЛАСТИ   ----------------------

Площадь:                 168.8463

Периметр:                151.9893

Ограничивающая рамка: X: 238.2316  --  280.2316

                     Y: -576.9903  --  -516.0729

Центр масс:           X: 261.6693

                     Y: -542.2837

Моменты инерции:      X: 49703035.8095

                     Y: 11582489.8955

Ц/беж. мом. инерции: XY: -23991231.6091

Радиусы инерции:      X: 542.5574

                     Y: 261.9119

Главные моменты и направления X-Y относительно центра масс:

                     I: 618.5734 вдоль [0.5442 -0.8390]

                     J: 70971.9471 вдоль [0.8390 0.5442]


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

44706. Панели инструментов Pattern Makera 853 KB
  Панель Min Главная 1 создать новый файл схемы 2 импорт графического файла в новый файл схемы 3 открыть файл схемы 4 сохранить текущий файл 5 печать 6 вырезать выделенный фрагмент в буфер обмена 7 копировать выделенный фрагмент в буфер обмена 8 вставить фрагмент из буфера обмена на текущую схему 9 отменить действие 10 вставить схему из галереи 11 вызвать справку Панель View Вид 1 отобразить схему в виде крестиков 2 отобразить схему в виде символов 3 отобразить схему в виде цветных квадратов 4 показать...
44707. Работа программы PM для вышивки крестом 2.61 MB
  Основные Особенности РМ позволяет Вам создавать схемы которые включают следующий стежок напечатает: Полный крест Полукрест Четверть Миниатюрный Назад Прямо бэкстич Специальный Французский Узел Цепочка ячеек До 240 цветов мулине вышивального шелка может использоваться при содействии дизайна. Эта особенность удобна когда Вы хотите использовать нарисованный эскиз как схему {руководство} для вашего дизайна. После создания дизайна РМ позволяет Вам создавать размещение страницы для...
44708. Преобразование сканированной Фотографии 3.65 MB
  Чтобы открыть Мастера Импортирования выберите Import Imge и затем Импортируйте В Новую схему из меню File или щелкните кнопкой панели Import Imge. Чтобы развернуть экран щелкните кнопкой Mximum которая расположена в верхнем правом угле главного окна Pttern Mker. Щелкните Browse чтобы выбрать файл. Щелкните Open после вашего выбора.
44709. Использование Обеспеченного Графического элемента 2.46 MB
  Выберите New от меню File. Выберите Sve от меню File чтобы сохранить ваш дизайн. Выберите Copy в Библиотеке в меню Librry или щелкните соответствующей кнопкой панели. Выберите Sve от меню File чтобы сохранить ваш дизайн.
44710. Особенности Стежка 508 KB
  Выберите цвет мулине который используется для стежка. Нажмите на инструмент Полный Миниатюрный Половина или стежка Четверти Панели рисования: 3. Чтобы использовать только первую нарисованную ориентацию стежка выберите Repet First Stitch Orienttion в меню Stitch.
44711. Диалог Вариантов стежка 510 KB
  Фактическая Толщина Страница Фактической толщины диалогового окна Stitch Options позволяет Вам определять заданную по умолчанию толщину для каждого типа стежка. Определите заданную по умолчанию толщину стежка для каждого типа стежка. Толщина Дисплея Страница Толщины Дисплея диалогового окна Stitch Options позволяет Вам определять дисплей и напечатанную толщину для каждой возможной толщины стежка.
44712. Сужение Выбора Цвета и Типа Стежка 1.3 MB
  Установите указатель в пределах выбора и затем щелкните и удержите левую кнопку мыши. Они: Точечный рисунок – Эта опция копирует растровое представление выбора в буфер обмена. Используйте инструмент выбора чтобы сделать выбор.
44713. Особенности Ткани 397 KB
  Характеристики ткани которыми Вы можете управлять включают размер стежка цвет и полный размер. Параметры настройки ткани для образца редактируются используя диалог Свойств Ткани Fbric Properties. Этот диалог содержит множественные страницы для того чтобы определить различные варианты ткани.
44714. Варианты Палитры 2.2 MB
  Каждая страница содержит различные варианты касающиеся палитры. Эта полоса может быть открыта дважды щелкая палитре цветов Бруска Палитры или щелкая кнопкой Show Plette Options инструментальной панели Plette. Как только Брусок Вариантов Палитры открыт Вы можете тогда нажать по цвету в Бруске Палитры чтобы отобразить его свойства.