Файл: Реферат дисциплина Газовые турбины Задание выдано 2023 г.docx
Добавлен: 22.11.2023
Просмотров: 480
Скачиваний: 4
ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.
Санкт – Петербургский политехнический университет
Петра Великого
Институт Энергетики
Высшая школа: Атомная и тепловая энергетика
РЕФЕРАТ
Дисциплина: Газовые турбины
Задание выдано: «___» «______________» 2023 г.
Студент Евдокимов Игорь Николаевич
Номер группы _______________________
Преподаватель Амосов Николай Трофимович
г. Санкт - Петербург
2023 г.
Содержание
1. История развития и области применения газовых турбин.
2. Конструктивные схемы энергетических ГТУ.
3. Проточная часть и элементы конструкции газовой турбины.
4. Охлаждение газовых турбин.
1. История развития и области применения газовых турбин.
Первый патент на проект газотурбинной установки был выдан в 1791 г. в Англии Джону Барберу. В патенте Барбера, хотя и в примитивной форме, были представлены все основные элементы современных газотурбинных установок: воздушный и газовый компрессоры, камера сгорания и активное турбинное колесо. В качестве топлива предполагалось использовать продукты перегонки угля, дерева или нефти, для понижения температуры рабочих газов – впрыскивать воду в камеру сгорания. В XIX в. продолжались многочисленные попытки учёных и изобретателей различных стран создать газотурбинную установку, пригодную для практического использования. Однако эти попытки были обречены на неудачу вследствие низкого уровня науки и техники. Металлы, которые могли бы длительное время противостоять температурам порядка 500 °С и выше, ещё не были получены (здесь уместно вспомнить опыт Парсонса по созданию газовой турбины для привода торпеды, разд. 3). Кроме того, свойства газов и паров были изучены недостаточно, а состояние газодинамики не могло обеспечить создание хороших проточных частей турбины и компрессора.
В России также предпринимались попытки создать газотурбинную установку, в частности, инженером-механиком русского военно-морского флота П. Д. Кузминским (1897 г.). Он разработал, а затем и построил небольшую газопаровую турбинную установку, состоявшую из камеры сгорания, в которую кроме воздуха и топлива, подавался водяной пар, получавшийся в змеевике, окружавшем камеру. Газопаровая смесь затем поступала в многоступенчатую турбину радиального типа. Горение топлива (керосина) происходило при постоянном давлении порядка 10 ата. Турбина предназначалась для привода небольшого катера. При испытаниях, несмотря на принятые меры, камера сгорания турбины быстро прогорала и выходила из строя. Создать длительно действующую установку не удалось.
В период 1900–1904 гг. в Германии инженером Штольце была построена и испытана газотурбинная установка, в которой температура рабочих газов перед поступлением их в турбину понижалась за счёт большого избытка воздуха, подававшегося компрессором в камеру сгорания. Испытания установки не дали положительных результатов. Практически вся мощность газовой турбины расходовалась только на привод компрессора, так что полезная мощность установки была близка к нулю. В 1905–1906 гг. французскими инженерами Арманго и Лемалем были построены две газотурбинные установки, работавшие на керосине. Снижение температуры газов перед турбинами примерно до 560 °С достигалось впрыскиванием воды. Мощность газовой турбины первой установки равнялась 25 л.с., второй – до 400 л.с. КПД установок был чрезвычайно низок и не превышал 3...4%, хотя механический КПД собственно турбины достигал уже 70...75%. Над созданием газотурбинных установок работал также немецкий учёный доктор Хольцварт, который провёл обширные экспериментальные работы, основанные на глубоких теоретических исследованиях. Начиная с 1908 г. по проектам Хольцварта было построено несколько газотурбинных установок. Наибольший КПД, который был получен в опытах с турбинами Хольцварта за период до 1927 г., составил 14 %. В общем же можно сказать, что те немногие, фактически работавшие газотурбинные установки, которые были построены за рассмотренный период времени, либо обладали низким КПД, либо были конструктивно очень сложны и мало надёжны в эксплуатации, что, естественно, являлось препятствием для их практического использования. Большие достижения инженеров в Германии по
разработке газовых турбин и компрессоров, начатые в конце 30-х годов, позволили создать и довести до серийного производства к1944 г. турбокомпрессорные авиационные реактивные двигатели, устанавливаемые на реактивные самолёты Мессершмитта. Реальное применение газовых турбин началось в 50-х годах XX в. Первые практически эксплуатировавшиеся газовые турбины выполнялись утилизационными. Они работали на газах, отходивших от двигателей внутреннего сгорания, и приводили в действие воздуходувку, осуществлявшую наддув того же двигателя (усиление воздушной зарядки цилиндров повышало мощность ДВС за счёт увеличения массы воздуха, подаваемого в цилиндр). Подобная система впервые была применена в авиации, что позволило уменьшить “падение” мощности поршневого мотора с увеличением высоты полета самолёта. Первая газотурбинная электростанция с турбоагрегатом мощностью 5 МВт была введена в эксплуатацию в 1939 г. в Швейцарии. Установка была выполнена по простейшей схеме (по циклу Брайтона) и работала при температуре газа перед турбиной порядка 560 °С. Позднее, в 50-х годах, в Швейцарии, в местечке Бецнау, была построена и эксплуатировалась газотурбинная электростанция с турбоагрегатами мощностью в 12 и 25 МВт при начальной температуре газа 650 °С. Тепловая схема установок предусматривала утилизацию теплоты отходящих газов для нужд производства, что обеспечило более высокий КПД энергетической системы.
С 50-х годов XX в. начинается быстрое развитие газотурбостроения во всех странах, имевших развитую турбостроительную промышленность. В стационарном применении газотурбинных установок наметились два основные направления:
1) на магистральных газопроводах,
2) для выработки электроэнергии на электростанциях.
На газопроводах газотурбинные агрегаты применяются для привода компрессоров, перекачивающих газ. На отечественных заводах (НЗЛ, УТЗ, ЛМЗ) был освоен выпуск подобных турбонагнетателей первоначально мощностью 4 МВт, затем до 25 МВт и более мощных.
2. Конструктивные схемы энергетических ГТУ.
а) простая одновальная (с приводом электрогенератора непосредственно от валопровода);
б) с использованием редукторной передачи к ротору электрогенератора;
в-г) с многоступенчатым сжатием воздуха в компрессорах и расширением газа в турбинах; д) спромежуточным перегревом газов;
е) на базе авиационного двигателя;
в, ж) с отдельной силовой турбиной;
Рис.1.
На рис. (1.а) представлена схема простой ГТУ, когда роторы компрессора и газовой турбины являются единым валопроводом (ГТЭ-110 НПП «Машпроект» и АО «Рыбинские моторы» (ныне в объединении «Сатурн», Россия),, ГТЭ-180 «ЛМЗ», V.943А «Siemens»). В ряде случаев при использовании отработанных ранее силовых агрегатов с высокой частотой вращения роторов (n>50 с-1) для привода электрогенератора применяется схема с установкой понижающей редукторной передачи (рис. 1б) к электрогенератору (конструкции ГТУ V.64.3А «Siemens», GT8C «ABB»). Используются также многоступенчатые схемы сжатия в компрессорах и расширения в газовых турбинах (схемы в-д на рис.1.). Схема трехвальной ГТУ с приводом электрогенератора от отдельной силовой турбины СТ показана на рис. в. Она применена, например, в ГТУ GT35 «АВВ». Двухвальная схема с приводом генератора от вала «компрессор-турбина» низкого давления показана на рис. 1
г. Она применяется в ГТ-140-1100 «ЛМЗ», LM 6000 «GE», а одновальная схема (рис.1 д) - в GT24 и GT26 «АВВ» (используется ступенчатое сжигание топлива в двух камерах сгорания, что приближает цикл Брайтона к циклу Карно). Схема с силовой турбиной (рис, 1ж) использована в ГТУ MS3002, MS6001, MS9001 (GE).
К представленным можно добавить ГТУ, изготовленные на базе авиационных двигателей. Среди них, например, авиационные двигатели НК-37-1(производитель «СНТК им. Н.Д. Кузнецова», г. Самара) мощностью 32,5 МВт (КПД 37%, степень повышения давления 25,6, температура газов перед турбиной 1143оС), ГТУ-25П (производитель ОАО «Пермские моторы», г. Пермь) мощностью 25,9 МВт (КПД 40,5%, степень повышения давления 24,3, температура газов перед турбиной 1167оС), ГТУ-20 типа АЛ-31 СТЭ (производитель предприятие «Сатурн», г. Москва) мощностью 20 МВт (КПД 36%, степень повышения давления 20, температура газов перед турбиной 1252оС).
В заключение, на рис. 2, дана характеристика серий ГТУ, определяемых уровнем начальной температуры газов перед турбиной и их экономичностью.
Рис.2.
3. Проточная часть и элементы конструкции газовой турбины.
Проточная часть современных ГТ с осевым подводом газов традиционно имеет несколько ступеней (от трех до пяти), состоящих из сопловых и рабочих лопаток (рис. 1).
Рис.1. Пример конструктивной схемы проточной части ГТ (ГТУ типа СТ8С2 фирмы ЛЬЛот):1 — несущая часть корпуса с каналами для подвода охлаждающего воздуха; 2 — сопловые лопатки; 3 — рабочие лопатки; 4 — направление потока газов отношение давлений.
По принципу действия ГТ аналогична паровой, но между ними существует ряд различий:
Газовая турбина работает при более высокой температуре рабочего тела, так как ее лопатки в проточной части можно дополнительно охлаждать. Температура пара перед паровой турбиной (ПТ) зависит от конструкции пароперегревателей котла. Использование в них высокожаропрочных материалов и их охлаждение невозможны по экономическим и технологическим причинам. Поэтому начальная температура пара на входе в ПТ должна быть примерно на 5 °С ниже, чем на выходе из парового котла.
Современные ПТ многоступенчатые (более 20 ступеней), тогда как ГТ имеют три — пять ступеней. В последних значительно ниже
оптимальное
: доходит до 6000. Общий теплоперепад в ГТ, несмотря на высокую начальную температуру, значительно ниже из-за особенностей цикла Брайтона.При равной полезной мощности ПТ и ГТ объёмный расход газа в ГТ в 50—100 раз больше аналогичного расхода пара в ПТ. В последней имеют место малые высоты первых ступеней лопаток проточной части и малые теплоперепады. В ГТ из-за большого объёмного расхода газа отсутствуют ограничения по высоте лопаток. Они в 2 раза и более больше, чем в ПТ. Следует помнить, что при электрической мощности ГТУ, равной 300 МВт, газовая турбина должна иметь внутреннюю мощность, составляющую примерно 800 МВт, и при
четырехступенчатой схеме каждая ее ступень должна обеспечивать мощность примерно 200 МВт. В ПТ это значение несравненно ниже. изменение экономичности ГТ на 1 % приводит к изменению экономичности ГТУ на 2—3 %. Поэтому используются более совершенные методы газодинамического расчёта ее проточной части, минимизируются аэродинамические потери в сопловых и рабочих лопатках, применяются современные методы регулирования нагрузки. В технологической схеме ГТ применяется диффузор за последней ступенью, что заметно снижает потери с выходной скоростью газов.
Совокупность отдельных ступеней ГТ образует ее лопаточный аппарат, а вместе с входным, выходным и промежуточным аэродинамическими устройствами — ее проточную часть. На входе в сопловые лопатки [сопловой аппарат (СА)] турбинной ступени поток газов имеет запас тепловой энергии, определяемый начальным давлением температурой Т0 и энтальпией H0. В каналах соплового аппарата часть потенциальной энергии потока преобразуется в кинетическую энергию, в результате чего уменьшаются его давление от р0 до р1, температура от Г0 до Г’1, возрастает его скорость от С0 до С1. Скорости потока газов с и усилия в ступени ГТ приведены на рис. 2.