Соколов В.С. Газотурбинные установки

Подождите немного. Документ загружается.

турбине и компрессоре

После определения температуры газа перед турбиной можно найти температуру воздуха

за компрессором и турбиной, работающей' на реальном газе, для чего используют

таблицы термодинамических свойств газов. При составлении этих таблиц предполагается,

что газ подчиняется уравнению состояния для идеальных газов pv=RT, а его энтальпия

(теплосодержание) и внутренняя энергия зависят от температуры.

Отношение давлений в конце р и начале р

изоэнтропийного процесса связано с энтропией

s следующим выражением:

-L=

s 6

Рй

2.301Я '

Обозначим s/(2,301 R)=\gn

. Значение яо зависит только от температуры и его можно

заранее рассчитать для любого газа. Кроме того, можно рассчитать зависимость энтальпии

/ (кДж/моль) каждой составляющей газовой смеси и воздуха от температуры. Для газовой

смеси значения энтальпии /

см

и (lgito) см определяют по правилу смешения:

4м =

= 2 О Об «b

где г и / — объемная доля и индекс компонента смеси.

Так как газотурбинная установка работает на определенном виде топлива, предварительно

необходимо определить его энтальпию /см и (lgito) см. Результаты расчета могут быть

представлены в виде таблиц или графиков. Графики зависимости /

см

и (igito)cM от

температуры и относительного содержания воздуха г

называют тепловыми диаграммами

топлива (рис. 98).

Рис. 98. Тепловая диаграмма топлива

Используя тепловую диаграмму, можно найти температуру воздуха за компрессором и

газа за турбиной, учитывая зависимость" их теплоемкости с

от температуры.

При изоэнтропийном сжатии в компрессоре можно записать следующее соотношение

между я

в начале процесс, л

в конце его и степенью сжатия е:

При расчете процесса сжатия в компрессоре пользуются двумя кривыми на тепловой

диаграмме — / и lgjio для чистого воздуха (г

= 100%). Схема использования тепловой

диаграммы для определения воздуха за компрессором приведена на рис. 99, а.

По температуре воздуха

перед компрессором можно определить значение lgnoi, a зная е, найти lge и затем Igjto2-

По значению Igno2 можно определить энтальпию в конце теоретического процесса сжатия

Гъ, а по Т

узнать /

. Зная молекулярную массу воздуха, определяют i'b и t

располагаемый теплоперепад на компрессор h

Ol(

=i'b—к. Зная кпд компрессора, можно

найти использованный теплоперепад:

Л«к= («V —'«VIK. а затем энтальпию воздуха за компрессором

Рис. 99. Схемы использования тепловой диаграммы для определения температуры воздуха

за компрессором (а) и газа за турбиной (б)

Подсчитав по диаграмме ib, определяют Ть воздуха за компрессором.

При изоэнтропийном расширении газа в турбине справедливо следующее соотношение

между тсоь Лог и степенью расширения а:

Для расчета процесса расширения газа в турбине на тепловой диаграмме также выбирают

две кривые /

см

и (lgJto)cM, которые соответствуют заданному коэффициенту избытка

воздуха а или, что то же самое, относительному содержанию воздуха в газе г

. Схема

использования тепловой диаграммы для определения температуры газа за турбиной

приведена на рис. 99, б.

По температуре газа перед турбиной Т

находят lgitoi и /

, по степени расширения б

определяют lg б, а затем lgn<B- Определив lgKo2, с помощью диаграммы находят'

температуру газа за турбиной Г/ и его энтальпию // при изоэнтропийном- расширении.

Располагаемый теплоперепад на турбину

Зная кпд турбины TJ

, находят использованный теплоперепад и энтальпию газа за

турбиной при реальном процессе расширения

ia^ic — hir-

По значению id, зная молекулярную массу продуктов сгорания т

пс

, рассчитывают

Id=idMuc, а затем по значению /<г с помощью тепловой диаграммы определяют

температуру газа /<j при реальном процессе расширения.

Контрольные вопросы

1. Какие виды топлива используются в ГТУ?

2. На какие зоны разделяется пламенная труба?

3. Какие устройства применяются для подачи жидкого и газообразного топлива в камеру

сгорания?

4. Как зависит кпд камеры сгорания от температуры?

5. Для чего используется вторичный воздух в камере сгорания?

6. Что такое коэффициент избытка первичного воздуха?

7. Почему нельзя произвольно выбрать температуру газа перед турбиной?

8. Как определяют температуру газа за турбиной и воздуха за компрессором?

Глава шестая

Охлаждение газотурбинных установок § 28. Система охлаждения

С ростом начальной температуры газов растет тепловая экономичность цикла ГТУ и

уменьшается расход воздуха. Вместе едем рост начальной температуры ограничен

допускаемыми напряжениями в рабочих лопатках. В результате в ГТУ начальные темпе-

ратуры газа значительно ниже теоретически возможных, т. е. температур сжигания

топлива с минимальным избытком воздуха, необходимым только для его окисления.

\/ Охлаждение наиболее горячих элементов газовых турбин позволяет снизить их

температуру при достаточно высокой температуре газа. Однако применение охлаждения

уменьшает полезную работу ГТУ, так как часть теплоты, отбираемая охлаждающей

средой от газа, не может быть преобразована в механическую работу, В некоторых

случаях, если используется теплота охлаждающей среды, возможно частичное

уменьшение этих потерь.

Снижение температуры элементов газовой турбины в результате охлаждения позволяет

поднять термодинамический потенциал цикла ГТУ за счет увеличения начальной

температуры рабочего газа. Охлаждение целесообразно применять в том случае, когда

выигрыш в кпд от возможного повышения начальных параметров рабочего газа больше

потерь, .вызываемых охлаждением.

Система охлаждения должна удовлетворять следующим требованиям:

температура металла охлаждаемых деталей должна быть такой, чтобы его прочностные

свойства обеспечивали заданный ресурс работы;

градиенты температур охлаждаемых деталей не должны превышать значений, при

которых температурные напряжения достигают опасных значений или возникает

возможность недопустимого коробления деталей;

затраты энергии на охлаждение должны быть значительно ниже дополнительной

полезной энергии, вырабатываемой ГТУ за счет увеличения начальной температуры

рабочего тела.

Кроме того, система охлаждения не должна чрезмерно усложнять конструкцию турбины и

схему ГТУ и, как следствие, повышать ее стоимость, требовать вмешательства

обслуживающего персонала при эксплуатации ГТУ и должна надежно работать при

пусках, остановках и на переходных режимах.

В качестве примера рассмотрим систему воздушного охлаждения мощной газовой

турбины, работающей при температуре около 900° С (рис. 100).

Охлаждающая

Soda

Рис. 100. Схема системы охлаждения мощной газовой турбины

Воздух для охлаждения отбирается после компрессора и за двенадцатой и девятой его

ступенями. Для охлаждения деталей турбины, работающих при высоких температурах,

воздух подводится четырьмя потоками:

поток / — воздух из напорного патрубка компрессора вводится перед соплами, первой

ступени, создавая заградительное охлаждение дна межлопаточного канала;

поток // — воздух из напорного патрубка компрессора (дополнительно охлажденный до

температуры 176° С) идет к переднему концевому уплотнению, а затем — к первому ряду

направляющих лопаток, диску первой ступени со стороны входа газов, внутренним

элементам ротора и частично — к гребням дисков второй и третьей ступеней;

поток /// — воздух после двенадцатой ступени компрессора идет к обоймам

направляющих аппаратов и гребням дисков второй и третьей ступеней;

поток IV — воздух после девятой ступени компрессора идет к заднему торцу диска

третьей ступени и к концевому уплотнению на выходе газов.

Такая система охлаждения обеспечивает работу установки в режиме, при котором

температура металла ротора не превышает 315°С.

§ 29. Охлаждение корпуса газовой турбины

Охлаждение позволяет снизить температуру корпуса газовой турбины и изготавливать его

из относительно дешевых металлов.

Для снижения температуры корпуса используют не только воздушное охлаждение, но и с

помощью специальных элементов конструкции (рис. 101) уменьшают к нему поток

теплоты от газа.

Рис. 101. Схема охлаждения

корпуса газовой турбины: / — корпус, 2, 5 — теплоизоляция, 3 — отверстие для подвода

охлаждающего воздуха, 4 — ребра, 5 — сегменты, 7 — обойма, 8 — сопловая лопатка

газ

Рис. 102. Охлаждаемая обойма: I — отверстия для подвода охлаждающего воздуха, 2 —

обойма, 3 т- корпус турбины, 4 — сегменты сопловых лопаток, 5 — сопловые лопатки

Для этого на корпусе / выполняют ребра 4, на которых крепят разрезные обоймы 7 для

установки сопловых лопаток 8.

Корпус и обоймы внутри покрыты теплоизоляцией 2. В обоймах крепятся сегменты 6,

образующие стенку под рабочими лопатка"ми. Между сегментами и ребрами корпуса

уложена теплоизоляция 5. Чтобы еще больше уменьшить приток теплоты к корпусу, в

образовавшиеся в нем полости через отверстия 3 поступает охлаждающий ребра и

сегменты воздух, который через зазоры выбрасывается в проточную часть турбины.

Для уменьшения притока теплоты к корпусу 3 турбины (рис. 102) в него устанавливают

охлаждаемую обойму 2 с несколькими рядами сопловых лопаток 5, сегменты 4 которых

крепятся в обойме. Охлаждающий воздух, проходя через отверстия / в сегментах,

охлаждает их. Часть охлаждающего воздуха сбрасывается в проточную часть турбины

через

щели и создает охлаждающую пленку у торцовых поверхностей сопловых каналов

и под рабочими лопатками. Входные и выходные патрубки корпуса обычно внутри

защищают теплоизоляцией. Между слоем изоляции и корпусом также продувается воздух.

Особое внимание уделяют охлаждению внутренних (встроенных) подшипников, которые

снаружи окружены воздухом после компрессора или горячим газом, имеющим высокие

давление и температуру. Так как нагрев подшипников до этой температуры, а также

попадание горячего газа недопустимы, их помещают в корпус специальной конструкции.

Охлаждение встроенного подшипника, расположенного между турбинами высокого

(ТВД) и низкого (ТНД) давления показано на рис. 103. Подшипники роторов ТВД и ТНД

заключены во внутренний масляный корпус 7 и наружный силовой корпус 3, покрытый

внутри теплоизоляцией. Охлаждающий воздух через канал 4 поступает в камеру между

силовым и масляным корпусами. Часть

Рис. 103. Охлаждение встроенного подшипника:

/ — камера подвода воздуха к уплотнениям турбин, 2 — камера отсоса воздуха от _

уплотнений турбин, 3, 7 — наружный силовой и масляный корпуса, 4 — канал для

подвода охлаждающего воздуха, 5 — труба отвода воздуха, 6, 10 — роторы турбины и

компрессора, 8, 9 — опорные подшипники

воздуха проходит в масляный' корпус и выбрасывается в атмосферу через трубу '5, а

оставшийся поступает через лабиринтовые уплотнения в камеры 2, которые также

соединены с атмосферой.

Чтобы полностью предотвратить попадание горячих газов в подшипники, в камеру / со

стороны ротора ТВД подается воздух после компрессора, а в такую же камеру со стороны

ТНД поступает воздух из системы охлаждения ротора.

различные схемы

§ 30. Охлаждение ротора газовой турбины

В настоящее время широко используются охлаждения роторов газовых турбин.

Схема охлаждения ротора турбины продувкой воздуха через хвостовые крепления

рабочих лопаток показана на рис. 104. Охлаждающий воздух подается через каналы 2 и,

проходя между дефлектором (покрывным диском) 4 и диском 7, попадает в зазоры

хвостовиков 6 рабочих лопаток 5. Охлаждая хвостовики рабочих лопаток, воздух

препятствует поступлению теплоты к ротору. Если ротор состоит из дисков с большим

6 полотном, такая система охлаждения оказывается недостаточной.

7Наибольшее распространение получили три схемы охлаждения дисков:

радиальным обдувом, струйное и комбинированное струйно-радиальное.

Радиальное течение охлаждающей среды в зазоре между корпусом и боковыми

поверхностями дисковых или барабанных роторов возникает во многих конструкциях

газовых турбин. Такое течение может быть направлено как от оси вращения ротора к

периферии дисков, так и в противоположную сторону. Пять типичных режимов

течения охлаждающей среды, возникающих при радиальном обдуве, показаны на рис.

Д05, а—-д. Возникновение обратных течений возможно, если расход охлаждающей среды

мал.

Вследствие закрутки потока возникает радиальный перепад давлений, 'вызывающий в

пограничном слое на корпусе течение

Рис. 105. Схемы радиального течения охлаждающей среды в зазоре между диском и

корпусом турбины:

а, д - K

=0, б, г - 0<К„ «»,

в — K

=<x>; 1 — диск, 2—

корпус турбины

от периферии диска к центру. Возникновению обратных токов препятствует расходное

течение. Увеличение расхода среды уменьшает закрутку потока и снижает перепад

давлений. Характер течения в зазоре между диском и корпусом зависит от значения

кинематического фактора:

Рис. 104. Охлаждение ротора турбины продувкой воздуха через хвостовые крепления рабочих лопаток: / —

ротор, 2 — канал для подвода охлаждающего воздуха, 3 — корпус турбины, 4 — дефлектор, 5 — рабочие лопатки, 6 —

хвостовики лопаток, 7 — диски

где 1>

=(?ов/(ев2лгД) —расходная радиальная составляющая скорости в зазоре (Д — зазор

между диском и корпусом).

V Разновидностью охлаждения радиальным обдувом является охлаждение с помощью

специального покрывного диска — дефлектора (рис. 106). Такая схема охлаждения

позволяет быть уверенным, что даже если в зазор между диском и корпусом проникнут

горячие газы (это возможно при больших ,/(„), то они не будут перемешиваться с

охлаждающим воздухом и, следовательно, нагревать диск. Как правило, охлаждающий

воздух после дефлектор

Рис. 106. Охлаждение диска с дефлектором:

/ — уплотнение, 2 — корпус, 3 — дефлектор, 4 — диск

Рис. 107. Формы каналов (а, б, в) и схема течения

воздуха (г) при струйном охлаждении диска:

/ — корпус, 2 —каналы для подвода охлаждающего воздуха,

~3 — диск

pa проходит через зазоры между хвостовиками рабочих лопаток и пазами диска, отводя

часть теплоты, поступающей к диску, через перо рабочей лопатки.

у Струйное охлаждение применяют для резкого усиления теплообмена на ограниченной

поверхности. В газовых турбинах обычно возникает необходимость охладить периферию

диска (наиболее нагретую его часть). Струйное охлаждение позволяет, не повышая

расхода охлаждающей среды, увеличить скорость ее натекания на поверхность диска.

Для этого охлаждающую среду подают через узкий кольцевой канал либо отдельными

струями, вытекающими из расположенных на одной окружности круглых или

прямоугольных сопл (рис. 107, а — г). В зоне, расположенной между осью вращения

ротора и местом подвода воздуха, возникает циркуляционное течение, в которое, как

правило, вовлекаются горячие газы из проточной части турбины. Следовательно, при

струйном охлаждении необходимо тщательно уплотнять приторцовую полость диска,

отделяя ее от проточной части турбины.

В большинстве случаев как по условиям распределения температур в диске турбины, так и

по чисто конструктивным соображениям нельзя применять чисто струйное охлаждение.

Поэтому ис-

Рис. 108. Комбинированное струйно-радиальное охлаждение диска:

/, 3 — каналы подвода ох*

лаждающего воздуха, 2 —

корпус, 4 — диск

пользуют комбинированное струйное охлаждение периферии диска и радиальный обдув

его внутренней части (рис. 108). Такая схема охлаждения позволяет отбирать основное

количество теплоты от диска в наиболее нагретой его части — местах крепления хвосто-

виков рабочих лопаток.

Подбором расхода воздуха на радиальный обдув можно предотвратить или резко снизить

приток горячих газов из проточной части турбины в зазор между диском и корпусом.

Кроме того, соответствующее соотношение расходов воздуха на струйное и радиальное

охлаждение обеспечивает необходимое распределение температур в диске.

§ 31. Охлаждение сопловых и рабочих лопаток

Сопловые и рабочие лопатки, непосредственно омываемые горячими газами, практически

нагреваются до температуры торможения газа Г

*. При охлаждении лопаток их

температура Т

становится меньше температуры газа. Количество теплоты, поступающего

газа к лопатке, зависит от разницы их температур и коэффициента теплоотдачи а:

где г

— площадь поверхности лопатки, омываемой горячим газом.

Поступающая к лопатке теплота Q

должна быть отведена охлаждающей средой, в

качестве которой чаще всего используют воздух после компрессора. Охлаждающий

воздух, проходя через специальные каналы в лопатках, нагревается, отбирая теплоту от

лопатки. Нагрев воздуха зависит от его расхода G

, теплоемкости с

и количества

отбираемой теплоты ф

QJljJ

Охлаждение должно обеспечивать необходимую температуру Т

металла лопаток и ее

постоянство по их поверхности.

Схемы охлаждения лопаток газовых турбин классифицируют по конструктивным

признакам, термодинамическим свойствам, виду теплоносителя и др. Однако ни одна

классификация не является универсальной.

Рассмотрим простейшие схемы тепло- и маслообмена в охлаждаемых лопатках.

Для наружного охлаждения рабочих лопаток используют три схемы (рис. 109, а—в). При

парциальном подводе (рис. 109, а) охладитель продувается через несколько сопловых

каналов и рабочие лопатки охлаждаются, проходя через его поток. Охладитель можно

также подводить внутри сопловых лопаток и впрыскивать в поток газа через щель в их

выходной кромке (рис. 109, б). При индивидуальном наружном охлаждении рабочих

лопаток 94

(рис. 109, в) охладитель через специальные каналы впрыскивается на поверхность каждой

лопатки.

При заградительном охлаждении на поверхности Лопаток создается защитная пленка

охладителя. Такая пленка может создаваться двумя способами: подачей охладителя через

щели или от-

Рис. 109. Наружное охлаждение рабочих лопаток газовых турбин:

2 — парциальным подводом охладителя, б, в — впрыском охладителя в поток газа и на лопатку

верстия (рис. 110, а) либо продавливанием (эффузией) через пористое тело лопатки,

изготовляемой по специальной технологии (рис. ПО, б). Кроме того, для уменьшения

потока теплоты в лопатку на нее наносят твердое покрытие низкой теплопроводности

(рис. 111). Эти способы снижения потока теплоты используют как для рабочих, так и для

сопловых лопаток.

Рис. НО. Заградительное охлаждение лопаток: а — пленочное, б — зффузионное

Рис. 111. Лопатка с твердым керамическим покрытием:

/ — покрытие, 2 — тело> лопатки

/ Виды внутреннего воздушного проточного охлаждения (рис. 112, а—в) определяются

прежде всего конструкцией самих лопаток и направлением движения охладителя. В

лопатке с дефлектором— полой тонкостенной вставкой (рис. 112, а) образуются каналы

для прохода охладителя, который течет в том же направлении, что и горячий газ, и

выбрасывается через щель в выходной кромке лопатки. В лопатке с наружной

тонкостенной гильзой (рис. 112, б) также образуются каналы для прохода охладителя,

который сбрасывается через выходную кромку.

Монолитная лопатка, внутри которой вблизи поверхности выполнены для прохода

охладителя каналы, идущие от ее корня к вершине, показана на рис. 113, в. Охладитель в

этом случае течет в каналах между дефлектором И телом лопатки. В местах наибольших

значений коэффициента теплоотдачи от газа к лопатке охладитель выводится на ее поверхность и

создает тонкую пленку.

Рис. 116. Проточное воздушное охлаждение рабочих лопаток:

а — через радиальные отверстия, 6 — с выходом охлаждающего воздуха через тело и выходную кромку; / — перо, 2 — хвостовик

Рис. 117. Комбинированное воздушное охлаждение сопловых лопаток с одним (о) и двумя (б) дефлекторами;

/ — тело лопатки, 2 — дефлекторы

§ 32. Распределение температур в элементах ГТУ

Рабочие лопатки многих газовых турбин охлаждаются отводом теплоты через корень (корневое

охлаждение). В этом случае температура лопаток изменяется по их высоте. Наименьшая тем-

пература будет в корневом сечении. На небольшом расстоянии дт

корня температура лопатки становится равной температуре торможения газа.

Распределение температур в рабочей лопатке при корневом охлаждении показано на рис. 118, а, б.

В корневом сечении г

температура лопатки Гдк. На графике по оси ординат отложено расстояние

и, отсчитываемое от корня вдоль пера лопатки, а по оси абсцисс—температура лопатки Т

которую приближенно можно рассчитать по формуле rp . ch /я (/ — х)

Рис. 118. Рабочая лопатка (а) и

распределение в ней температур

при корневом охлаждении (б)

Т —Т *•

л — * г

ch ml

где /=r

—/„ — высота лопатки; m~~}/a.U

/(f

'k) — величина, зависящая от интенсивности

теплообмена между газом и пером лопатки и теплопроводности ее корневого сечения (/

и (/

—

площадь поперечного сечения и периметр профиля корня лопатки; X — теплопроводность

материала лопатки).

Температуру сопловых и рабочих лопаток, охлаждаемых внутри, можно приближенно рассчитать

по формуле ,

где Г

— температура охлаждающего воздуха; а

— коэффициент теплоотдачи от охлаждающего

воздуха к поверхности лопатки.

Таким образом, для определения температуры лопатки необходимо знать не только температуру

таза и коэффициенты теплоотдачи от него к лопатке, но и температуру воздуха и коэффициенты

его теплоотдачи. Внутри лопатки воздух проходит довольно сложный путь, его температура

постоянно увеличивается й приближенно составляет

где Г

в0

— температура воздуха на входе в охлаждающие каналы; к — расстояние от начала

каналов по направлению течения воздуха.

Значение s зависит от коэффициентов теплоотдачи газа и воздуха, расхода воздуха, его

теплоемкости и периметра U

охлаждающего канала:

s •= U

(« + «в)

Диски газовых турбин нагреваются теплотой, которая передается им газом через рабочие лопатки

и поверхности межлопаточных каналов. Эта теплота отбирается с боковой поверхности дисков

охлаждающим воздухом, а также при продувке воздуха через зазоры в хвостовиках рабочих

лопаток. Распределение температур в дисках зависит от интенсивности их нагрева, конструкции, а

также хвостового крепления рабочих лопаток, расхода охлаждающего воздуха, схемы охлаждения

и др.

Система охлаждения должна не только обеспечивать приемлемую температуру дисков, но и

необходимое ее распределение.

Сопоставим распределение температур при струйном и радиальном охлаждении диска (рис. 119).

По оси абсцисс отложен радиус диска г, а по оси ординат — его температура Г

. Если системы

охлаждения сконструированы так, что температуры периферии дисков Гид одинаковы, то при

этих способах охлаждения распределения температур значительно отличаются.

При струйном охлаждении "слишком нагретой оказывается центральная часть диска, в которой

напряжения, возникающие при вращении, наибольшие, а при радиальном эта часть переохлажде-

на. Большая разница температур между периферией диска и центром приводит к появлению

больших температурных напряжений, которые суммируются с растягивающими напряжениями,

возникающими при вращении диска.

Обычно выбирают такую систему охлаждения, которая снижает температуру периферии диска до

заданного значения Т

пд

и не вызывает появления больших температурных напряжений.

Особенно большие температурные напряжения могут возникать в лопатках и дисках, при пусках

ГТУ.

В лопатках (рис. 120, а) при нагреве горячими газами быстрее всего прогреваются входные и

выходные кромки, а более массивная средняя часть прогревается медленнее. Перед пуском ГТУ