Системи охолодження газових турбін

ОДЕСЬКА НАЦІОНАЛЬНА  АКАДЕМІЯ ХАРЧОВИХ ТЕХНОЛОГІЙ

НАВЧАЛЬНО-НАУКОВИЙ ІНСТИТУТ ХОЛОДУ, КРІОТЕХНОЛОГІЙ ТА ЕКОЕНЕРГЕТИКИ

ФАКУЛЬТЕТ НИЗЬКОТЕМПЕРАТУРНОЇ  ТЕХНІКИ І ТЕХНОЛОГІЇ

 

 

 

 

 

 

Системи охолодження  газових турбін

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Виконав

Студент 148 гр.

Очеретяний  Антон

 

 

 

Одеса 2012

ЗАГАЛЬНІ ПИТАННЯ ЗАСТОСУВАННЯ СИСТЕМ ОХОЛОДЖЕННЯ ГАЗОВИХ ТУРБІН       

За останні 20-25 років температура газу в стаціонарних привідних ГТУ зросла з 750 до 1150 ° С, тобто збільшувалася в середньому близько 20 ° С на рік. У авіадвигунобудуванні для цивільного флоту температура газу росла приблизно з такою ж швидкістю, але на більш високому рівні. Безперервне зростання початкової температури пояснюється тим, що це дає підвищення основних показників ГТУ: економічності, питомої потужності, масогабаритних характеристик.    

За цей же період верхній  температурний рівень лімітують  жароміцних матеріалів ГТУ зростав  у середньому не швидше 10 ° С на рік через труднощі підвищення їх механічних властивостей. Інтенсивне зростання температури газу був  би неможливий без застосування систем охолодження високотемпературних деталей. Зауважимо, що науково-технічні розробки більш ефективних систем охолодження обходяться народному господарству значно дешевше, ніж створення і освоєння виробництва нових матеріалів. Однак для газотурбобудування необхідно і те й інше, так як більш жаростійкі матеріали потребують меншої глибини охолодження і дозволяють підняти ефективність систем охолодження   

З ростом початкової температури  газів зростає теплова економічність циклу ГТУ і зменшується витрата повітря. Разом з цим зростання початкової температури обмежений допустимими напругою в робочих лопатках. У результаті в ГТУ початкові температури газу значно нижче теоретично можливих, тобто тим ¬ температур спалювання палива з мінімальним надлишком повітря, необхідне тільки для його окислення.  

Охолодження найбільш гарячих  елементів газових турбін позволяє знизити їх температуру при досить високій температурі газу. Однак застосування охолодження зменшує корисну роботу ГТУ, так як частина теплоти, що відбирається охолоджуючої середовищем від газу, не може бути перетворена в механічну роботу, У деяких випадках, якщо використовується теплота охолодження середовища, можливе часткове зменшення цих втрат.

Зниження температури  елементів газової турбіни в  результаті охолодження дозволяє підняти термодинамічний потенціал циклу ГТУ за рахунок збільшення початкової температури робочого газу. Охолодження доцільно застосовувати в тому випадку, коли виграш в КПД від можливого підвищення початкових параметрів робочого газу більше втрат, що викликаються охолоджуванням.

Система охолодження повинна задовольняти наступним вимогам:

→ температура металу охолоджуваних  деталей повинна бути та ¬ кою, щоб його міцнісні властивості забезпечували заданий ресурс роботи;

→ градієнти температур охолоджуваних деталей не повинні перевищувати значень, при яких температурні напруги доходять до небезпечних значень або виникає можливість неприпустимо ¬ го жолоблення деталей;

→ затрати енергії на охолодження повинні бути значно нижчі додаткової корисної енергії, що виробляється ГТУ за рахунок збільшення початкової температури робочого тіла.     

Крім того, система охолодження  не повинна надмірно ускладнювати конструкцію турбіни і схему ГТУ і, як наслідок, підвищення її вартості, вимагати втручання обслуговуючого персоналу при експлуатації ГТУ і повинна надійно працювати при пусках, зупинках і на перехідних режимах.

В якості прикладу розглянемо систему повітряного охолодження потужної газової турбіни, що працює при температурі біля 900 ° С (мал. 100).

 

Мал. 100. Схема системи охолодження потужної газової турбіни

Повітря для охолодження  відбирається після компресора і  за дванадцятий та дев'ятої його ступенями. Для охолодження деталей турбіни, що працюють при високих температурах, повітря підводиться чотирма потоками:

потік I - повітря з напірного  патрубка компресора вводиться перед  соплами, першого щабля, створюючи  загороджувальне охолодження днища міжлопаточного каналу;

потік II -повітря з напірного патрубка компресора (додатково охолоджений до температури 176° С) йде до переднього кінцевому ущільненню, а потім - до першого ряду направляючих лопаток, диску першого ступеня з боку входу газів, внутрішніх елементів ротора і частково - до гребнів дисків другого і третина ¬ їй ступенів;

потік III - повітря після  дванадцятого ступеня компресора йде  до обойм напрямних апаратів і  гребнях дисків другій і третього ступенів;

потік IV - повітря після  дев'ятої сходинки компресора йде до заднього торця диска третьому ступені  і до кінцевого ущільнення на виході газів.

Така система охолодження  забезпечує роботу установки в режимі, при якому температура металу ротора не перевищує 315 ° С.

 

ВПЛИВ ПОЧАТКОВІЙ ТЕМПЕРАТУРИ ГАЗУ НА ЯКОСТІ ГАЗОТУРБІННИХ УСТАНОВОК

ГТУ простої схеми (без регенерації) з наміром надалі оцінити доцільність застосування охолодження в газових турбінах.

Підвищення початкової температури  газу Тс веде до збільшення не тільки економічності ГТУ, але і покращує деякі інші характеристики ГТУ і, зокрема, збільшує коефіцієнт по ¬ корисної роботи.

Розміри проточних частин турбіни, компресора, камери згоряння в значній мірі визначаються об'ємною  витратою газу (повітря).

Для оцінки впливу параметрів на розміри ГТУ введемо величину

де -об'ємна витрата повітря за компресором; об'ємна витрата газів за турбіною; N - потужність ГТУ.

 

 

Величина характеризує середній об'ємна витрат середовища по тракту ГТУ (так як - мінімальний об'ємній витраті середовища але тракту, а - максимальна витрата по тракту).Отже, являє собою середній питомий (віднесений до потужності) об'ємна витрата середовища в тракті ГТУ, а тому може служити характеристикою будівельних розмірів ГТУ, тобто і у вартості ГТУ.

На рис. 3.1 представлені значення КПД. простий ГТУ без регенерації в залежності від початкової температури газу а на рис. 3.2 показано зміну параметра від температури При розрахунку прийняті умови можливого виконання однокорпусного повітряного компресора на відношення тисків = 10, 15 і 20. Менша з трьох значення ( = 10) в даний час вже може бути реалізовано в сучасних конструкціях, більш високі значення е відносяться до перспективних конструкціям однокорпусних компресорів, а також можуть бути отримані в так званих двокаскадного компресорах

 

Згідно рис. 3.1 і 3.2 збільшення початкової температури газу від 800 до 1200 ° С при 8 = 20 дає підвищення економічності (економію палива) на 23% при одночасному можливе скорочення габаритів, яке характеризується зменшенням параметра х на 48%. При значенні ŋ = 0,92 і початковій температурі 1600 °  С проста ГТУ має к. п. д. ŋ = 0,42-0,44. При незмінних будівельних

 

 

                                                            

 

Мал.3.1 Вплив початкової температури

 газу на  оптимальне відношення

 тисків (криві  1) та на ккд

(криві 2 і  3) для газотурбінної установки

 простої схеми без регенерації

тепла при  наступних умовах: С 
λ=δ/ɛ=0,95;

 для кривих 3

 

Мал. 3.2 Вплив початкової температури

  газу на параметр х, що характеризує питомі

розміри ГТУ простої схеми, при наступних умовах =15 С

=;

=0,286;

 

 

 

розмірах зниження параметра  означає можливість відповідного збільшення одиничної потужності ГТУ на 48%.

Зі сказаного випливає доцільність підвищення початкової температури газу. Збільшення початкової температури газів віз-можна двома  способами: використанням жароміцних матеріалів для деталей, що піддаються впливу високої температури, і застосуванням  охолодження цих деталей.

Найбільш відповідальними  деталями, для яких поєднується: висока напруженість і висока температура, є деталі ротора газової турбіни  і в першу чергу робочі лопатки  першої щаблі. Тому надійність лопаток першого щабля й визначає в значній мірі вибір початкової температури газів перед турбіною. У стаціонарних газових турбінах робочі лопатки часто виконуються неохолоджуваних, тому можливість підвищення початкової температури газів в цьому випадку визначаються жароміцністю наявних матеріалів

 

Найбільш поширені наступні системи охолодження дисків і  роторів

→ обдув ободка диска з обох сторін або однієї сторони повітряні ¬ ми струменями в зоні хвостових з'єднань робочих лопаток;

→ продувка повітря під  полицями робочих лопаток або через зазори в хвостових з'єднаннях;

 

 

  Охолодження корпусу газової турбіни

Охолодження дозволяє знизити  температуру корпусу газової  турбіни і виготовляти його з  відносно дешевих металів.

Для зниження температури  корпусу використовують не тільки повітряне охолодження, але і за допомогою спеціальних елементів конструкції (мал. 101) зменшують до нього потік теплоти від газу корпусу газової турбіни

Рис. 101 Ріс.102

 

Мал. 101. Схема охолодження

1 - корпус, 2, 5 - теплоізоляція, 3 - отвір для підведення охолоджуючої  ¬ дає повітря, 4 - ребра, 5 - сегменти, 7 - обойма, 8 - соплова лопатка

Мал. 102. Охолоджувана обойма: I - отвори для підведення охолоджувального повітря, 2 - обойма, 3 т-корпус турбіни, 4 - сегменти соплових лопаток, 5 - соплові лопатки

Для цього на корпусі 1 виконують  ребра 4, на яких кріплять розрізні обойми 7 для установки соплових лопаток 8.

Корпус і обойми всередині  покриті теплоізоляцією 2. В обіймах  кріпляться сегменти 6, створюючи стінку під робочими лопатками. Між сегментами і ребрами корпусу покладена теплоізоляція 5. Щоб ще більше зменшити приплив теплоти до корпусу, утворені в ньому порожнини через отвори 3 надходить охолоджуючий ребра і сегменти повітря, який через зазори викидаючи в проточну частину турбіни.

Для зменшення припливу теплоти  до корпусу 3 турбіни (мал. 102) в нього встановлюють охолоджувану обойму 2 з декілька рядами соплових лопаток 5, сегменти 4 яких прикріпленні в обоймі. Охолоджуючий повітря, проходячи через отвори 1 в сегментах, охолоджує їх. Частина охолоджуючого повітря скидається в проточну частину турбіни через щілини і створює охолоджує плівку біля торцевих поверхонь соплових каналів і під робочими лопатками.    

Вхідні і вихідні патрубки корпусу зазвичай всередині захищають  теплоізоляцією. Між шаром ізоляції і корпусом також продувається повітря.

Особливу увагу приділяють охолодженню внутрішніх (вбудованих) підшипників, які зовні оточені повітрям після компресора або гарячим газом, що мають високі тиск і температуру. Так як нагрів підшипників до цієї температури, а також попадання гарячого газу неприпустимі, їх поміщають в корпус спеціальної конструкції.

Охолодження вбудованого  підшипника, розташованого між турбінами  високого (ТВД) і низького (ТНД) тиску  показано на рис. 103. Підшипники роторів  ТВД і ТНД укладені у внутрішній масляний корпус 7 і зовнішній силовий корпус 3, покритий всередині теплоізоляцією. Охолоджуючий повітря через канал 4 надходить в камеру між силовим і масляним корпусами.

Мал. 103. Охолодження вбудованого підшипника:

1 - Камера підведення повітря до ущільнень турбін, 2 - камера відсмоктування повітря від ущільнень турбін, 3, 7 - зовнішній силовий і масляний корпусу, 4 - канал для підведення охолоджувального повітря, 5 - труба відводу повітря, 6, 10 - ротори турбіни і компресора, 8, 9 - опорні підшипники.

Частина повітря проходить  в масляний корпус і викидається в атмосферу через трубу 5, а залишився надходить через лабіринтові ущільнення в камери 2, які також з'єднані з атмосферою.

Щоб повністю запобігти потраплянню  гарячих газів в підшипники, в  камеру 1 з боку ротора ТВД подається  повітря після компресора, а в  таку ж камеру з боку ТНД подається повітря із системи охолодження ротора.

 

Продування охолоджувача через хвостові з'єднання робочих лопаток і особливо під їх полками більш органічно поєднується з трьох і двоступінчастими ТВД. При цьому краще використовується охолоджувач, відсікається тепловий потік від робочого вінця до ротора, можливо більш глибоке охолодження кореневої частини робочих лопаток і зниження температурних градієнтів в них, особливо при раптових зупинки. Однак потрібно ущільнення охолоджуючих каналів від робочого потоку за допомогою спеціальних деталей. Крім того, у багатьох випадках необхідно встановлювати спеціальний дефлекторний диск на вході і дросельний диск, який регулює витрату на виході. Становить небезпеку також занесення щілин у хвостових з'єднаннях продуктами корозії або пилом.

Радіальний обдув бічних поверхонь диска був широко розповсюджений у перших конструкціях ВМД. Зараз його зазвичай поєднують з іншими способами охолодження. Переваги радіального обдуву - простота реалізації, достатня глибина охолодження, сприятливе температурне поле. Недоліки чисто радіального обдуву - велика витрата охолоджувача в двигунах великої розмірності, малі коефіцієнти тепловіддачі на периферійній найбільш гарячій частині диска і пов'язані з цим надмірні радіальні градієнти температур.

Загороджувальне (плівкове) охолодження, широко поширений  в  інтенсивно охолоджуваних лопатках, в чистому вигляді застосовують при барабанної конструкції багатоступінчастого ротора (фірми'' Броун-Бовері ",'' Зульцер" (Швейцарія)). Вдувати плівка охолоджувача оберігає зовнішню поверхню ротора від безпосереднього контакту з гарячими газами. При довгому роторі вдув повітряної плівки повторюють. У поєднанні з іншими видами охолодження плівкове охолодження застосоване у ВМД АІ-20, використовуваному в пересувних або резервних електростанціях КС типу ПАЕС-2500, в ряді приводних ГТУ.

У застосовуваних і розроблюваних  приводних ГТУ розповсюджені комбіновані системи охолодження роторів. Зазвичай завдання полягає в зниженні температури металу дисків до такого значення, щоб можна було використовувати для них низько-та середньолеговані теплостійкі або хромисті стали обдув бічній поверхні диска (радіальний обдув); комбінування струминного обдування ободка з радіальним; загороджувальне плівкове охолодження на зовнішній поверхні ротора.