Файл: А втономная некоммерческая организация Дополнительного профессионального образования Образовательный центр ПетроПроф.doc

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_ъназыва­ют 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_рот температуры.

При изоэнтропийном сжатии в компрессоре можно записать следующее соотношение между я₀₁ в начале процесс, л₀₂ в конце его и степенью сжатия е:

86

При расчете процесса сжатия в компрессоре пользуются двумя кривыми на тепловой диаграмме — / и lgjio для чистого воздуха (г_в= 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_а узнать /_о. Зная молекуляр­ную массу воздуха, определяют i'bи t_a и 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

---

_в. Схема использования тепловой диаграммы для определения тем­пературы газа за турбиной приведена на рис. 99, б.

По температуре газа перед турбиной Т_снаходят lgitoi и /_с, по степени расширения б определяют lg б, а затем lgn
Располагаемый теплоперепад на турбину

Зная кпд турбины tj_t, 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 /
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 темпе­ратуры 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 через⁴ 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_v=0, б, г - 0<К„ «»,

в — K_v=<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>_г=(?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-

93



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 хвосто­виков 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_г*. При охлаждении лопаток их температура Т_аста­новится меньше температуры газа. Количество теплоты, поступающего газа к лопатке, зависит от разницы их температур и ко­эффициента теплоотдачи а:

где г_л— площадь поверхности лопатки, омываемой горячим га­зом.

Поступающая к лопатке теплота Q_aдолжна 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_B, теплоемко­сти с_ри количества отбираемой теплоты ф_л

QJljJ

Охлаждение должно обеспечивать необходимую температуру Т_лметалла 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 тем­пература 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_ктем­пература лопатки Гдк. На графике по оси ординат отложено рассто­яние и, отсчитываемое от корня вдоль пера лопатки, а по оси абс­цисс—температура лопатки Т_л, 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 *•

¹л — * г

ch ml

где /=r_n —/„ — высота лопатки; m }/a.U_n/(f_}I'k) — величина, за­висящая от интенсивности теплообмена между газом и пером ло­патки и теплопроводности ее корневого сечения (/_л и (/_л — 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_в — температура охлаждающего воздуха; а_в — 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_Bохлаж­дающего канала:

s •= U_B

98

(« + «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_д. 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 переохлажде­на. 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





Рис. 119. Диск ,.(а) и распределение-

температур в нем (б) при струйном

(кривая /) и радиальном (кривая 2)

охлаждении

Рис. 120. Лопатка (а), распределение температур в ней при прогреве вдоль скелетной линии (б) и изменение пе­репада температур Д Г в зависимости от времени (в)

(т=0) лопатка имеет температуру Т_л0. Распределение температур вдоль скелетной линии сплошной лопатки в различные моменты времени Ti — Т5 показано на рис. 120, б.

По мере нагрева лопатки разница температур ДГ наиболее и наименее прогретых ее частей вначале увеличивается (рис. 120, в), а затем начинает уменьшаться и через некоторое время, когда лопатка оказывается полностью прогретой, становится равной ну­лю. В тот момент, когда разница температур становится макси­мальной (АТтах), в лопатке возникают наибольшие температур­ные напряжения: в кромках — сжимающие, а в массивной части — растягивающие. Чем быстрее пускается ГТУ, т. е. чем быстрее растет температура газа перед турбиной, тем больше разница температур ДГ_тах и, следовательно, температурные напряжения.

Аналогичная картина наблюдается при прогреве дисков на пусковых режимах. Периферия диска прогревается быстрее, а цент­ральная часть — медленнее (рис. 121, а, б). Так же как в лопат­ке, в некоторый момент времени разница температур периферии и центра диска достигает. наибольшего значения AT_max., Наиболь­шими в этот момент будут и темпера­турные напряжения. Причем у пери­ферии диска они будут сжимающими, а в центре—растягивающими.

При слишком больших скоростях пуска (т.е. подъема температуры газа перед турбиной) температурные нап­ряжения могут достигнуть значений, при которых материал дисков и лопа­ток начнет пластически деформиро­ваться. При повторении таких пусков в лопатках вследствие малоцикловой усталости металла могут появиться трещины, которые при последующих пусках под действием сил, возникаю­щих при вращении, быстро развива­ются и вызывают разрушение лопат­ки или диска.



Рис. 121. Диск (а) и распре­деление в нем температур при прогреве (б)

Контрольные вопросы

1. Каково назначение систем охлаждения?

2. Как охлаждается корпус газовой турбины?

3. Как подается воздух для охлаждения ротора газовой турбины?

4. Какие способы охлаждения сопловых и рабочих лопаток вы знаете?-

5. Как изменяется температура лопаток дисков при пуске ГТУ?

Глава седьмая

Переменные режимы работы газотурбинных установок

§ 33. Работа газовых турбин при частичных нагрузках

В зависимости от схемы ГТУ в них применяют одну, две или три газовые турбины,' которые могут быть включены последова­тельно или параллельно и установлены на одном или на разных валах. Камеры сгорания располагают перед каждой газовой тур­биной или только перед первой.

Относительный расход газа через турбину при частичных на­грузках можно рассчитать по формуле

>²-1 \1,2

где бо и б— степени расширения газа в турбине при расчетном режиме и режиме частичной нагрузки.

Эта формула справедлива для турбин, которые имеют более трех ступеней' и значительную степень реактивности.

Изменение кпд турбины при частичных нагрузках прежде все­го зависит от режима работы ее средней ступени. Кпд любой сту­пени существенно зависит от величины х_а=и1с_а. Если эту величи­ну на расчетном режиме обозначить через х_ол, отношение Ua/*oa)cp для средней ступени будет зависеть от относительной частоты вращения и относительного располагаемого тепло перепада на турбину:

/ха\ ₌ _я_ /Я»,_ту.»

■\*оа/ср Я_о \//_Ог I

где Я°от и Hoi— располагаемые тепло перепады на турбину при расчетном режиме и режиме частичной нагрузки.

Зависимость кпд турбины от отношения (д;_а/-«оа)ср рассчитыва­ют заранее. С помощью этой зависимости и формулы для опреде­ления относительного расхода газа через турбину Gможно при любых частоте вращения, степени расширения газа б, начальном давлении р_йи температуре Т_сопределить расход газа и кпд от­дельной турбины.

Если две турбины включены последовательно и между ними нет камеры сгорания, массовые расходы газа через них одинако­вы. Температура газа перед второй турбиной равна температуре газа после первой. Степени расширения 6i и бг первой и второй турбин связаны с общей степенью расширения ГТУ:

Если известен режим работы первой турбины, можно опреде­лить режим работы второй. Приведенный расход газа через вто­рую турбину можно определить по формуле

в_аЫО_а№

где Gni и 61 — приведенный расход и степень расширения в первой турбине; т]_п — политропический кпд турбин.

Степень расширения во второй турбине можно определить по формуле .

Отношение теплоперепадов двух турбин зависит от степени расширения в них газа:

При уменьшении расхода во второй турбине ее степень расширения бг, теплоперепад Я₂ и, следовательно, мощность уменьша­ются гораздо больше, чем в первой. Таким образом, при последо­вательной работе режим турбины низкого давления изменяется сильнее, чем турбины высокого давления. Если между турбинами установлена промежуточная камера сгорания, диапазон регули­рования нагрузок ГТУ становится больше. В этом случае темпе­ратура перед второй турбиной Та определяется не только режимом работы турбины высокого давления, но и может быть изменена произвольно в результате изменения подачи топлива во вторую камеру сгораний. Тогда соотношения между приведенными расхо­дами, степенями расширения и теплоперепадами первой и второй турбин приобретут вид:

"10

С1

( Ч\²/ ^Si² ' ) Те* Т_с19I5»₈₀ - 1. Л /8²₁₀ \«.

я.

т Та

Промежуточный подогрев газа позволяет перераспределять мощности, вырабатываемые турбинами высокого и низкого дав­ления, регулируя температуру Т_с2 изменением подачи топлива в камеру сгорания.

§ 34. Работа компрессоров при частичных нагрузках,

В зависимости от схемы ГТУ может работать с одним, двумя или тремя компрессорами. Как правило, компрессоры устанавли­вают последовательно, располагая между ними, если необходимо, промежуточные охладители воздуха. Массовые расходы воздуха (без учета утечек) через все компрессоры одинаковы. Обозначим индексом 1 величины, относящиеся к компрессору низкого давле­ния (первому), а индексом 2 — к компрессору высокого давления (второму). Приведенные расходы воздуха через компрессоры свя­заны следующим соотношением:

= G_n

М Л/ Та2

«1 У T_ail

Общее отношение давлений е при режиме частичной нагрузки связано со степенями сжатия ei и ег в первом и втором компрес­сорах следующим выражением:

^е =

где Я_в — коэффициент, учитывающий потери давления в воздуш­ном тракте.

Если известен приведенный расход G_mкомпрессора низкого давления, то по его характеристике можно найти ei. Чтобы рас­считать приведенный расход компрессора высокого давления, нужно знать температуру Т_а1и Т_а2перед обоими компрессорами и степень сжатия ею в первом компрессоре на расчетном режиме.

Если между компрессорами установлен промежуточный охла­дитель, можно приближенно считать, что температура перед вто­рым компрессором постоянна Т_а2 Т

---

_а2о. Температуру воздуха пе­ред первым компрессором можно считать не зависящей от режима работы: Ta&Taio, В этом случае приведенные расходы связаны соотношением:

Если промежуточного охладителя нет, температура воздуха Т_аг перед вторым компрессором равна температуре воздуха Ты за первым и зависит от режима работы:

Зная еь T_aiи"т|и первого компрессора, можно рассчитать T_az-

Эти формулы позволяют определить приведенный расход Gnzкомпрессора высокого давления и по его характеристике найти ег, а затем рассчитать общую степень сжатия е.

Так определяют расход компрессора высокого давления и об­щую степень сжатия на режиме частичной нагрузки.

При совместной работе обоих компрессоров с постоянной час­тотой вращения диапазон изменения расходов оказывается, зна­чительно меньше, чем при работе одного компрессора. Если пер­вый компрессор работает при переменной частоте вращения, а второй при постоянной то совместная их работа возможна при большом изменении частоты вращения ротора первого компрессо­ра. Если оба компрессора работают при переменных, но одина­ковых частотах вращения, диапазон изменения степени сжатия и расхода становится меньше, чем в предыдущем случае.

§ 35. Режимы работы ГТУ при частичных нагрузках

Даже рассчитав возможные режимы работы турбин к компрес­соров, необходимо, для определения зоны возможных режимов работы ГТУ ввести дополнительные ограничения.

Совмещенные характеристики компрессора и турбины простой ГТУ показаны на рис. 122, на котором приведены кривые 1—6, ограничивающие зону возможных режимов ее работы.

Кривая 1 соответствует границе помпажа. Слева от нее — зона неустойчивой работы. Работа ГТУ ⁷ непосредственно на границе помпажа недопустима. Режим работы должен быть таким, чтобы до границы помпажа оставался некоторый запас по расходу и степени сжатия Кривая 3 соответствует границе возможных режимов работы ГТУ вблизи помпажа.

Кривая 2 соответствует такой минимальной частоте вращения «mm ротора компрессора, при которой в камеру сгорания пода­ется достаточно воздуха, чтобы поддерживать устойчивый режим горения.

Кривая 4 представляет собой характеристику турбины при максимально допустимой температуре газа Г_стах перед ней. По

emit

---