Пару дней назад на Хабре вышла новость о том, что для обеспечения электроэнергией дата-центров используются списанные и переоборудованные авиадвигатели. Как обычно, в комментариях были вопросы о подробностях этого процесса.
Как работает авиадвигатель
Для начала - коротко о том, что такое газотурбинный двигатель (ГТД) и как он работает. По возможности везде используется русскоязычная терминология.
Газотурбинный двигатель (ГТД) - это тепловая машина, которая состоит из компрессора, камеры сгорания и турбины (и, опционально, других узлов) и преобразует энергию сгорания топлива в энергию реактивной струи и/или механическую работу на валу двигателя. Схема самого простого ГТД показана на рисунке в красной рамке. Если же в двигателе есть что-то ещё, то часть в рамке будет называться газогенератор.
Компрессор засасывает воздух из атмосферы, или воздух сам залетает в компрессор, если самолёт летит, и сжимает его, при этом воздух адиабатически нагревается. Степень повышения давления в первых двигателях (например, Jumo-004, который стоял на Me-262) составляла около трёх-пяти единиц, в современных (типа GE9X, ставится на Boeing 777X) - доходит до пятидесяти и выше. Она, как и степень сжатия в поршневом двигателе, во многом определяет его эффективность. Но с ростом давления растёт и температура, у того же GE9X температура за компрессором порядка 750°C.
Далее в камере сгорания этот воздух нагревается ещё сильнее сгорающим в нём топливом (керосин или газ), в результате чего образуются продукты сгорания (газы). Температура горения керосина в стехиометрической смеси - около 2000 °C, но даже современные материалы этого не выдерживают, поэтому смесь там не оптимальная, и итоговая температура будет ниже. У упомянутого выше Jumo-004 это были 775°C, у GE9X - около 1700°C. Температура газов перед турбиной (т.е. за камерой сгорания) - основная величина, определяющая КПД двигателя, при этом существует некоторое оптимальное соотношение между ней и степенью повышения давления в компрессоре. Если бы мы каким-то чудом сжали воздух на Jumo-004 до уровня GE9X, то нам бы некуда было греть его в камере сгорания (то есть мы не смогли бы подвести к нему энергию топлива, чтобы потом её отвести в турбине), а если нагреть воздух без сжатия, то он не сможет совершить никакой полезной работы в турбине.
И, наконец, газовая турбина, которая и дала название классу двигателей. В ней горячие сжатые газы совершают механическую работу, вращая турбину, и эта работа через вал под камерой сгорания передаётся на компрессор. Турбина вращается с большой скоростью (GE9X - 11100 об/мин), лопатки испытывают колоссальные тепловые и центробежные нагрузки, поэтому соображениями прочности турбины и определяется температура газов, которую возможно обеспечить без того, чтобы конструкция не разрушилась. При этом температуры в современных турбинах могут быть выше температуры плавления материала, из которого сделаны лопатки и диски, поэтому их нужно охлаждать - это весьма сложная инженерная задача, а турбинная лопатка - чрезвычайно сложное и дорогое изделие.
Минутка моей боли. Турбина - это только та часть двигателя, которая стоит за камерой сгорания. Весь двигатель целиком - не турбина. Вентилятор, который вы видите в передней части двигателя на самолёте в аэропорту - тоже не турбина! И даже компрессор - не турбина. Спасибо за понимание.
Итак, часть энергии сгоревшего топлива уходит на вращение турбины, которая крутит компрессор, но на выходе из этой турбины газ всё ещё имеет достаточную температуру и давление, чтобы совершить ещё какую-нибудь полезную работу. Сделать это можно двумя путями.
Первый путь, самый простой и исторически первый - разогнать воздух до высокой скорости, чтобы создать реактивную тягу. Получится турбореактивный двигатель, ТРД. Именно так и летали первые реактивные самолёты, именно так (в основном) летают современные сверхзвуковые истребители. Но с точки зрения газовой динамики чем меньше разница между скоростью истечения газов и скоростью полёта, тем выше КПД.
Второй путь - это поставить за турбиной ещё одну турбину. Она может быть соединена с первой турбиной, которая работает на компрессор, или быть свободной - то есть не связанной механически с компрессором. Эта турбина и будет совершать полезную работу, которую мы можем использовать для вращения винта самолёта (Турбовинтовой двигатель, ТВД), вертолёта или танка (турбовальный двигатель, ТВаД). Или для привода какого-нибудь агрегата - генератора или компрессора. При этом газы на выходе из этой турбины будут непригодны для создания реактивной тяги - вся их энергия сработана в турбине. Вернее, вся доступная: эти газы всё ещё горячие, но их давление уже близко к атмосферному, поэтому в габаритах вертолёта полезную работу из них выжать уже не получится.
С точки зрения газодинамических процессов внутри газогенератора необходимо менять частоту вращения ротора: на малом газу это будет около 70% от максимальных оборотов, на крейсерском режиме - около 90%. А для винта вертолёта или генератора нужны постоянные обороты: в вертолёте один из органов управления даже называется шаг-газ, потому что одновременно меняет и подачу топлива в двигатель, и шаг несущего винта. Поэтому для двигателей, мощность которых может меняться, свободная турбина подходит лучше: частота вращения ротора газогенератора будет меняться, а согласованием количества и температуры газов, которые поступают на свободную турбину, и механическим сопротивлением на её валу (т.е. отбираемой мощностью) мы обеспечим ей постоянную частоту вращения.
В современных реактивных двигателях выбран путь, сочетающий оба варианта. Часть тяги создаётся газами, выходящими из турбины (внутренний контур), а часть - вентилятором, который стоит перед компрессором и гонит воздух в обход камеры сгорания (внешний контур). Получается турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД). Соотношение количества воздуха, который проходит через внешний контур, к количеству воздуха через внутренний, называется степень двухконтурности. Чем она выше, тем ниже (при равных параметрах газогенератора) возможная скорость полёта, но выше экономичность. Поэтому, например, у АЛ-41Ф1, который стоит на Су-57, степень двухконтурности около 0,3, а у GE9X - 10. Воздушный винт тоже можно рассматривать как внешний контур, поэтому винтовые самолёты ещё экономичнее, но медленнее.
Двигатель при этом, как правило, двухвальный, то есть два вала вращаются один в другом: каскад высокого давления будет газогенератором для турбины низкого давления, а она будет вращать вентилятор и компрессор низкого давления (подпорные ступени). При этом важно отметить, что при большой степени двухконтурности вентилятор практически не работает на внутренний контур. Два вала нужно потому, что большой вентилятор вращается медленно (опять же, GE9X - 2500 об/мин), чтобы окружная скорость на законцовках длинных лопаток была оптимальной. Бывают и трёхвальные двигатели (первым был Rolls-Royce RB.211, ещё можно вспомнить Д-18Т для Руслана и Мрии и НК-32 для Ту-160) - это более оптимально с точки зрения газовой динамики, но очень сложно конструктивно.
Превращение реактивного двигателя в привод генератора
Итак, у нас есть двухконтурный двухвальный ГТД, снятый с какого-нибудь самолёта, который мы хотим взять за основу для электростанции. Как превратить его в привод для генератора?
Разумеется, с него снимается вентилятор. Можно убрать его совсем, если это двигатель с большой степенью двухконтурности - всё равно на внутренний контур, как было отмечено выше, он практически не работает. Если это был двигатель с малой степенью двухконтурности, то лопатки вентилятора можно подрезать до уровня следующей ступени. И, разумеется, заключить остатки вентилятора в корпус. Теперь степень двухконтурности стала равна нулю, и весь воздух идёт через компрессор в камеру сгорания.
Поскольку вентилятора нет - ставится другое входное устройство, оптимизированное не под полёт на скорости, а под отсутствие набегающего потока. Также зачастую ставится фильтр, чтобы не насосать в компрессор пыли: она приводит к интенсивному износу лопаток. Это, например, было проблемой для вертолётов в Афганистане, а фильтры снижали мощность двигателей, что в высокогорье тоже плохо.
Камера сгорания переводится на газ вместо керосина. Газ дешевле керосина, а логистика проще: достаточно подвести трубу, а не возить керосин машинами. Как именно меняется камера - не скажу, разработка камер сгорания, на мой взгляд, больше похожа на искусство, чем на инженерную работу.
Турбину, которая приводит компрессор, мы сохраняем. Её работа практически не зависит от того, для чего мы используем двигатель. Поэтому, например, стало возможно создание универсальных газогенераторов: один и тот же газогенератор можно использовать и для создания дозвукового реактивного двигателя, и для сверхзвукового, и для винтового, если они находятся в одном размерном классе. А если поставить другую камеру сгорания, то можно и наземную установку сделать. Причём она будет изначально создана как наземная установка - об этом чуть позже.
Если это был двухконтурный двигатель, то после удаления вентилятора турбина низкого давления становится избыточной по мощности, и тут есть несколько вариантов. Например, если она была двух- или трёхступенчатой, то можно удалить одну или две ступени, чтобы снизить её мощность. Аналогичный подход можно применить, если двигатель был турбовинтовым с винтом, который механически связан с ротором, например, НК-12.
Если же ступень турбины низкого давления была одна, то её, возможно, придётся заменить на турбину меньшей мощности. А можно и снимать мощность с этой турбины, добавив к ней ещё одну ступень: нам не нужна тяга из сопла, и у этого потока газов можно отобрать всю мощность. Такой подход не очень оптимален с точки зрения газодинамики, поскольку турбина остаётся связанной с компрессором, но требует меньших затрат.
И, наконец, можно поставить свободную турбину. Это оптимальный вариант - газогенератор работает на своих режимах, а свободная турбина - на постоянных оборотах. И вот к этой турбине мы подключаем электрогенератор. Готово - мы получили небольшую электростанцию, в которую приходит газовая труба и уходит электрический кабель. Мощность такой электростанции может составлять от единиц до десятков мегаватт. Например, НК-12СТ, созданный на базе двигателя НК-12 для самолёта Ту-95, имеет мощность 6,3 МВт, а НК-36СТ-32, созданный на базе газогенератора двигателя НК-32 для Ту-160 - 32 МВт.
Ресурс современных гражданских авиационных двигателей - десятки тысяч часов. Причём ограничен он не просто критерием "когда сломается", а "насколько велик риск поломки над океаном". Поэтому конверсионные двигатели, как правило, имеют ещё достаточно большой ресурс, и их можно эксплуатировать до фактического отказа, то есть фактический ресурс их будет больше назначенного. Но и назначенный довольно велик: для НК-36СТ-32 заявлено 120 тысяч часов.
И последнее - нам, разумеется, понадобится новая система управления двигателем.
Газотурбинные установки, изначально созданные как стационарные
Задача конверсии авиационных двигателей в наземные установки - довольно специфическая, обычно наземные двигатели изначально делаются таковыми на базе существующих авиационных конструкций. При этом, разумеется, будет ряд отличий.
Прежде всего, у нас нет таких жёстких ограничений по массе, как в авиационном, поэтому можно заложить больший ресурс: например, поставить другие подшипники, более тяжёлые, но и более ресурсные. Не будет у нас и обычной для авиадвигателя коробки агрегатов: нам не нужно отбирать воздух и мощность на самолётные нужды, достаточно только подвести вал для запуска двигателя. Охлаждение тоже чуть меняется, поэтому маслонасос (подшипники охлаждаются маслом) ставится большей производительности, и масляный радиатор - с большим теплосъёмом.
Отличия будут и внутри двигателя. Если мы производим его с нуля, то можно изначально оптимизировать профиль лопаток компрессора не под работу на крейсерском режиме в полёте на высоте, а под неподвижный двигатель на уровне моря. Отличия небольшие, но сколько-то десятых процента КПД этим выжать получится. Аналогично оптимизируется и турбина. Кроме того, лопатки компрессора и турбины могут получить антикоррозионные и усиленные покрытия, которые будут защищать их от более пыльного наземного воздуха.
Разумеется, сразу будет стоять другая камера сгорания, причём она может быть других габаритов - нам не нужно экономить массу, а в более длинной камере можно добиться более эффективного и "чистого" - с меньшими выбросами - сгорания топлива.
В итоге получится наземная силовая установка, которая в производстве унифицирована с авиационным двигателем, но имеет ряд отличий, обеспечивающих её работу на земле. Однако область применения таких силовых машин невелика. Дело в том, что газ можно сжигать и эффективнее - в так называемых парогазовых установках.
Парогазовая установка - это комплекс, в который входит газотурбинный двигатель, на выхлопе которого установлен теплообменник. Как было отмечено выше - после того, как давление газов в турбине упало до атмосферного, они всё ещё имеют довольно высокую температуру, около 500 °C. В авиационных двигателях и наземных газотурбинных установках эти горячие газы просто выбрасываются в окружающую среду. Но если их пропустить через теплообменник, нагревая в нём воду и получая перегретый пар - можно отобрать у них тепловую энергию. И, пустив пар на паровую турбину, получить дополнительную мощность, то есть повысить КПД. В конкретных величинах: КПД НК-36СТ-32 составляет 38%, а лучших парогазовых установок - 62%. Мощность, отбираемая от ГТД, при этом где-то вдвое выше, чем от пара. Но паровая часть имеет намного большие габариты, чем газовая, а также требует постоянного подвода воды для компенсации потерь в конденсаторе, в то время как чисто газовой установке достаточно топлива и воздуха.
Поэтому газотурбинные установки на земле используют в основном там, где есть ограничение на габариты - например, в танках и небольших боевых кораблях. Или там, где важна простота конструкции - например, на газоперекачивающих станциях. Авиадвигатель и созданная на его базе силовая установка требуют минимального обслуживания. А в случае газоперекачки удобство заключается и в том, что работают установки на том же топливе, которое идёт по трубам, то есть к ним не нужно подводить ни электричество, ни топливо. А ведь стоят они зачастую посреди какой-нибудь тундры, куда тянуть коммуникации (хоть и параллельно с трубой) может быть сложно и дорого. Бывают и пиковые установки на базе газовых турбин - они быстрее выходят на режим и проще в обслуживании, что позволяет закрывать пиковое потребление электроэнергии с низкими капитальными затратами, пусть и ценой большего расхода топлива.
А преимущество конверсионных установок на базе авиадвигателей - ещё и в том, что из можно быстро построить. Основа в виде газогенератора, причём не очень дорогого, уже есть, из крупных узлов остались только свободная турбина и генератор. А относительно небольшие габариты позволяют установить их на территории дата-центра.
Надеюсь, у меня получилось рассказать об этой теме. Задавайте вопросы в комментариях, постараюсь ответить.
