Диссертация (Исследование влияния параметров ГТУ и ПГУ на их характеристики на основе методики с детальным учетом потерь от охлаждения в газовой турбине), страница 12

Расчеты показали, что такое значение достигается приначальной температуре Tc = 1507-1508оС, что практически совпадает срезультатами приведенного выше примера.4.2 Верификация разработанной методики расчета ГТУ на основесравнения с результатами конструкторских расчетовС целью верификации разработанных методик расчета охлаждаемойгазовой турбины и охлаждаемой ГТУ проведены сравнения результатовконструкторских расчетов некоторых установок с результатами расчетовэтих же установок по разработанным методикам.95СравнениепроизведенодляустановкиГТЭ-180совместногопроизводства АО «ЛМЗ» и АО «Авиадвигатель» и для ГТУ трех серийфирмы «Мицубиси».Энергетическая установка ГТЭ-180 предназначается для приводаэлектрического генератора как при автономной работе, так и в составепарогазовых установок.В качестве исходных данных для расчета установки по разработаннойпрограмме «GTU» были взяты следующие параметры из техническогопроекта:— мощность ГТУ Nэ = 181 МВт;— температура газа перед соплами первой ступени Tc = 1348оС;— отношение давлений в компрессоре ε = 15;— температура воздуха на входе в компрессор ta = 15оС;— давление воздуха на входе в компрессор pa = 0,1013 МПа;— потери давления в камере сгорания Δpкс = 6%;— КПД компрессора ηк = 0,86;— расход воздуха на охлаждение турбины gохл = 0,242;— топливо с теплотой сгорания Кт = 50056 кДж/кг.Параметры, взятые для расчета проточной части газовой турбины,сведены в таблицу 4.1.Охлаждение в турбине организовано для всех венцов, кроме последнейрабочей решетки.

Для сопловой и рабочей решеток первой ступениреализованоконвективно-пленочноеохлаждаемых венцов — конвективное.охлаждение,адляостальных96Таблица 4.1 — Исходные данные для расчета проточной части газовойтурбины, входящей в состав ГТЭ-110ПараметрНомер решетки1С1Р2С2Р3С3Р4С4РСредний диаметр, м2,52,52,52,52,52,52,52,5Угол входа в сопловую90-90-90-90-16,11-17,23-18,32-24,50-Тип охлажденияп+кп+кккккк-Относительный расход1042,12,41,41,40,8--решетку, градУгол выхода из сопловойрешетки, градохлаждающего воздуха (красходу на входе вкомпрессор), %Место заборапослеза 10 ступ.за 8 ступ.за 4охлаждающего воздухакомпрессоракомпрессоракомпрессораступ.Макс.

температура охл.600510420300-воздуха при выдуве, оСДругие параметры, необходимые для расчета, но не заданные в явномвиде, были определены косвенно. В частности, КПД камеры сгорания,механический КПД ГТУ и КПД электрогенератора были приняты равнымисоответственно ηкс = 0,995, ηмех = 0,995, ηэг = 0,989, коэффициент утечек —αу = 0,005. Степень реактивности для всех ступеней газовой турбины былазадана ρ = 0,35.Сравнение результатов расчета параметров тепловой схемы ГТУ попрограмметаблице 4.2.срезультатамиконструкторскихрасчетоввыполненов97Таблица 4.2 — Сравнение параметров ГТЭ-110, рассчитанных по программе,с конструкторским расчетомПараметрКонструкторскийРасчет по программерасчет«GTU»Расход воздуха на входе в514,5514,33399,7400,259,710,39524,2524,72395395,7543535,4Мощность турбины, кВт378732388244,4Мощность компрессора, кВт195753191134,5Коэффициент полезной работы0,4830,5077КПД ГТУ0,3670,3711компрессор, кг/сРасход газа на входе в турбину, кг/сРасход топлива, кг/сРасход уходящих газов ГТУ, кг/сТемпература воздуха закомпрессором, оСТемпература уходящих газов, оСПо результатам сравнения наблюдается удовлетворительное совпадениеданных, относительная разница при сравнении различных параметров непревышает 1-3%.

Некоторая разница значений мощностей компрессора игазовой турбины может быть вызвана тем, что в реальности газовая турбинаимеет более сложную систему охлаждения, чем система, расчет которойведется по программе. Так, например, не учитываются расходы воздуха,направляемые на охлаждение других элементов проточной части.Также выполнено сравнение температур по проточной части газовойтурбины. Результаты представлены на рисунке 4.1. На рисунке сплошнымилиниями показаны результаты расчета по программе, а штриховыми линиями— результаты конструкторского расчета.98Рисунок 4.1 — Распределение температур газа в проточной части газовой турбины ГТЭ-180 (штриховая линия —конструкторский расчет; сплошная линия — расчет по разработанной программе)99Такжесиспользованиемразработаннойпрограммывыполненыпоступенчатые расчеты охлаждаемых газовых турбин фирмы «Мицубиси»,по результатам которых произведено сопоставление расчетных значенийтемпературы газа по венцам с данными производителя [61].

В таблице 4.3 ина рисунке 4.2 приведено сопоставление результатов расчетов температурыгаза Tг в проточной части («1С» — перед первой сопловой решеткой, «1Р» —перед первой рабочей решеткой и т.д., «вых» — на выходе из газовойтурбины).Таблица 4.3 — Сравнение результатов расчетов температуры газа впроточной части, выполненных по компьютерной программе, с даннымипроизводителяГТУ серии G,ГТУ серии F,ГТУ серии D,Tc = 1500оС; ε = 21Tc = 1350оС; ε = 17Tc = 1150оС; ε = 14Tг, оСПо данным РасчетTг, оСпо По данным РасчетTг, оСпо По данным Расчетпо[61]программе[61]программе[61]программе1С1500150013501350115011501Р13301315,011801183,99901012,12С12101215,410501107,3910957,72Р10901059,3960969,0830843,13С990992,6870913,5760799,63Р880847,3790786,1700693,94С800794,1700739,5620655,14Р710661,8650629,1560566,7вых587*(приTc = 1410оС)601,6586*576,8536*(приTc = 1180оС)522,6* Информация по температурам уходящих газов взята для аналогичных турбин фирмы«Мицубиси» из [41].100Рисунок 4.2 — Распределение температур газа в проточной части газовых турбин «Мицубиси»: 1 — ГТУ серии G; 2 —ГТУ серии F; 3 — ГТУ серии D101Как видно из результатов расчета, погрешность при вычислениитемператур в проточной части по программе составляет не более 30-40оС посравнению с данными производителя, а значения конечных температурсовпадают с разницей менее 15оС.

Более плавный характер линий,соответствующихданным«Мицубиси»,можетбытьвызванболееравномерным распределением теплоперепада между сопловыми и рабочимирешетками, в то время как в расчетах по программе выбрано значениестепени реактивности 0,35, поэтому на сопловую решетку каждой ступениприходится больший теплоперепад, чем на рабочую.4.3 Заключение по главеНа основании полученных результатов можно сделать следующиевыводы:1. Стандарт ISO позволяет единообразно оценивать техническийуровень различных ГТУ по доступным измерениям при одинаковыхдопущениях и условностях.

Однако в высокотемпературных ГТУ сразвитойсистемойохлажденияначальнаятемператураTc,определяемая по нормам ISO, не соответствует реальным значениям,поскольку истинные температуры газов перед турбиной существенновыше.2. Предложенная методика определения истинной температуры газов Tcуглубляет понимание процессов в охлаждаемых газовых турбинах иможет стать ценным дополнением к существующим нормам ISO.3. Высокаяпрограмметочность расчетов по разработаннойподтверждаетсяхорошейкомпьютернойстепеньюсовпадениярассчитанных параметров с результатами конструкторских расчетовсуществующих газовых турбин.1025 РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТОВ ГТУ И ПГУВ рамках диссертационной работы поставлена задача определенияпараметров охлаждаемой ГТУ и простой утилизационной ПГУ на основеточных расчетов с учетом всех дополнительных потерь, возникающих врезультате охлаждения в газовой турбине. Все расчеты ГТУ в данной главепроизведены на основе алгоритмов, описанных в главах 2 и 3, сиспользованием разработанной компьютерной программы «GTU».5.1 Пример поступенчатого теплового расчета охлаждаемой газовойтурбины и расчета ГТУ по двум итерациямВ качестве примера выполнен расчет охлаждаемой ГТУ по двумитерациям, включая детальный поступенчатный расчет газовой турбины.Расчет ГТУ проводится для следующих исходных данных:— температура газа на входе в газовую турбину Tс = 1600оС;— отношение давлений в компрессоре ε = 25.— электрическая мощность Nэ = 435 МВт;— температура воздуха на входе в компрессор Tа = 15оС;— коэффициент потерь давления λ = δ/ε = 0,95;— коэффициентиспользованиятеплотысгорания ηкс = 0,995;— механический КПД турбины ηм = 0,995;— КПД электрического генератора ηэг = 0,982;— тип топлива: метан;— изоэнтропийный КПД компрессора ηк = 0,88;топливавкамере103— изоэнтропийный КПД газовой турбины (для первой итерации)ηт = 0,9;— коэффициент утечек αу = 0,005;— максимальная допускаемая температура металла лопаток газовойтурбины Tw = 800оС;— число ступеней газовой турбины z = 4.Подробный пример расчета ГТУ по первой итерации дан в [41], поэтомув рамках данной диссертационной работы не приводится.

В результатерасчета по первой итерации получены следующие значения основныхпараметров ГТУ:— расход газа в турбину Gт = 710,4 кг/с;— расход топлива B = 22,2 кг/с;— расход воздуха на входе в камеру сгорания Gк = 688,2 кг/c;— изоэнтропийный теплоперепад в компрессоре: Hк = 558,06 кДж/кг;— КПД ГТУ по первой итерации ηГТУ = 0,3914.Далее приведены результаты детального поступенчатого расчета газовойтурбины, работающей в составе рассчитываемой ГТУ, по методике,изложенной в главе 2. В качестве исходных данных для расчета газовойтурбины принимаются исходные данные для ГТУ: температура передтурбиной Tc = 1600оС, давление перед газовой турбиной pc = 25 бар; а такжеполученный расход газа в турбину Gт = 710,4 кг/с.При этом выбраны следующие необходимые для расчета параметры ипроизведены следующие допущения:— степень реактивности каждой из ступеней ρ = 0,35;— скорость входа потока в сопла первой ступени c0 = 50 м/с;— углы выхода потока из сопловых решеток α1 = 17о;— общий расход охлаждающего воздуха на турбину оценивается по«формуле ВТИ» (3.21);104— расходыохлаждающегопропорциональновоздухаразницепомеждуступенямпринимаютсятемпературойгазавсоответствующей точке и допускаемой температурой металлалопаток.— припленочно-конвективномохлаждающеговоздухаохлаждениивыпускаетсявенцовчерезполовинаперфорационныеотверстия по профилю лопатки, а другая половина участвует лишь вконвективном охлаждении и сбрасывается в проточную часть черезщель в выходной кромке лопатки;— сброс охлаждающего воздуха через перфорационные отверстияосуществляется равномерно по всей длине межлопаточного канала.На основе предварительной разбивки теплоперепадов принимаетсязначение теплоперепада на первую ступень: H 0  394 ,8 кДж/кг.

Далеепроизводится расчет первой ступени газовой турбины.Теплоперепад на ступень по параметрам полного торможения:c0250 2H0  H0  394800  396 ,1 кДж/кг.22Оптимальное отношение скоростей:uc фо    cos 1  0,97  cos17 ,7  0,573 .2 1  0,35 опт 2 1   стФиктивная скорость и окружная скорость на среднем диаметре ступени:cф  2H 0  2  396100  810,1 м/с,uu  cф  c ф  810 ,1  0,573  464 ,2 м/с. оптОптимальный средний диаметр ступени:du464,2 2,96 м.  n   50Далее принимаем средний диаметр для всех ступеней d = 2,8 м.105Теплоперепады на рабочую и сопловую решетки:H 0 p  H 0  ст  396,1 0,35  138,6 кДж/кг,H 0с  H 0  (1   ст )  396 ,1  (1  0,35 )  257 ,4 кДж/кг.Энтальпии в точках 1t и 2t’, соответствующих изоэнтропийномупроцессу расширения в турбине:h1t  h0  H 0 c  2288 ,0  257 ,4  2030 ,6 кДж/кг,Теоретическая скорость выхода потока из сопловой решетки:с1t  2  H 0c  2  257400  717,5 м/с.Давление за сопловой решеткой:Tp1  p0   1t T0kk 1 1723,5  25   1873 4, 448 17,27 бар.По углу α1 выбираем лопаточный профиль №13 из атласа решетокгазовых турбин [12].

Оценки потерь в сопловой решетке производится повышеизложеннойметодикес применением численныхметодов длянахождения значений интегралов, входящих в формулы для потерь. Значениякоэффициентов потерь:  са  0,0343 ;  ск  0,0029 ;  сп  0,0706 .В результате полные потери в сопловой решетке: с   са   ск   сп  0,0343  0,0029  0,0706  0,1078 .Коэффициент скорости сопловой решетки:  1   с  1  0,1078  0,945 .Действительная скорость потока на выходе из сопловой решетки:с1    с1t  0,945  717 ,5  677 ,7 м/с.Величины ΔTa, ΔTп и ΔTк, характеризующие изменение действительнойтемпературы газа за решеткой также найдены по вышеизложенной методикес применением численных методов: ΔTa = 5,8оС; ΔTп = –50,7оС, ΔTк = –6,9оС.Температура за сопловой решеткой:T1 = T1t + ΔTa + ΔTп + ΔTк = 1452,4 + 5,8 – 50,7 – 6,9 = 1398,6 оС.106Удельный объем газа в точке 1t:R  T1t 290  (1452 ,4  273 ,15 ) 0,289 м3/кг,5p117 ,27  10v1t По температуре T1 определяем энтальпию газа за сопловой решеткойh1 = 1944,0 кДж/кг.Энтальпия в точке 2t, соответствующей теоретическому процессурасширения в турбине:h2t  h1  H 0 p  1944 ,0  138 ,6  1805 ,4 кДж/кг.Скорость на входе в рабочую решетку в относительном движении:w1  c12  u 2  2c1u  cos1  677,7 2  464,2 2  2  677,7  464,2  cos17,7 о  282,3 м/с.Угол входа потока в рабочую решетку:sin 1sin 17,7 оо1  arctg arctg 46,8 .u464,2cos1 cos17,7 о c1677,7Площадь сопловой решетки:F1 G1  v1t 710 ,4  0,289 0,291 м2.  c1t0,98  717 ,5Высота сопловых лопаток:l1 F10,291 0,109 м.d sin 1   2,8  sin 17 ,7Высота рабочих лопаток рассчитывается с учетом перекрыши Δl:l 2  l1  l  0,109  0,003  0,112 м.Теоретическая скорость выхода потока из рабочей решетки вотносительном движении:w2t  2 H 0 p  w12  2 138600  282,32  597,4 м/с.Позначениюэнтальпииh2tопределяемтеоретическом процессе расширения T2t = 1308,2оС.температуругазав107Удельный объем в точке 2t:v 2t R  T2t 290  (1308 ,2  273 ,15 ) 0,339 м3/кг.5p213,52  10Расход газа в рабочую решетку:G2  G1  g охл1  710 ,4  53,9  764 ,3 кг/с.Площадь рабочей решетки:F2 G2  v 2t 764 ,3  0,339 0,442 м2.  w2 t0,98  597 ,4Относительный угол выхода потока из рабочей решетки: 2  arcsinF20,442о arcsin 26 ,7 .d  l 2  2,8  0,112По углам β2 и β1 выбираем профиль №94 из атласа [9].