Неофициальный отзыв 6 (Исследование влияния параметров ГТУ и ПГУ на их характеристики на основе методики с детальным учетом потерь от охлаждения в газовой турбине)

пиличноя акционерное онщество знарптики и злектрификкции «мосзнюго» (ПАО «1ч1осзнерго») отзыв к диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук Карпунина Алексея Павловича на тему: «Исследование влияния параметров ГТУ и ПГУ на их характеристики на основе методики с детальным учетом потерь от охлаждения в газовой турбине».

Применение газотурбинных установок (ГТУ) в составе парогазовых установок (ПГУ) является приоритетным направлением в мировой и отечественной энергетике. Параметры ГТУ (и ПГУ) на протяжении последних десятилетий непрерывно растут. Если в 80-90-е годы в основном выпускались турбины класса Е (с КПД 34-35%), то уже в 2000-е годы — турбины класса Е (мощностью до 280-300 МВт с КПД 37-39%). В настоящее время уже выпускаются и прошли испытания турбины класса Н мощностью до 375-400 МВт (и даже 500 МВт) и КПД до 40-41,5%.

Совершенствование цикла ГТУ шло за счет повышения начальной температуры газов на входе в турбину, увеличения расхода воздуха (мощность) и повышения степени сжатия воздуха в компрессоре. Именно рост температуры газов перед турбиной явился главным фактором повышения эффективности газовых турбин.

В свою очередь повышение температуры газов на входе в турбину потребовало усовершенствования систем охлаждения лопаточного аппарата турбины. Целями диссертационной работы являлисьс ° разработка методики поступенчатого теплового расчета проточной части охлаждаемой газовой турбины, а также усовершенствование существующих методик; е определение влияния некоторых параметров охлаждения (расход охлаждающего воздуха, углы выхода воздуха в проточную часть и др.) на величину дополнительных потерь в ступени; ° влияние начальных параметров (степень сжатия в компрессоре, начальная температура газов) на характеристики простой одновальной ГТУ, а также их влияние на характеристики утилизационной ПГУ.

В рамках выполнения диссертации: ° разработана и апробирована методика расчета охлаждаемой (воздухом) ступени газовой турбины с учетом дополнительных потерь от самой системы открытого охлаждения. На основе этой методики разработана компьютерная программа для расчета параметров охлаждаемой проточной части ГТУ и по этой методике сделаны расчеты системы охлаждения ряда турбин (ГТЭ-180 (проект), 3 ГТУ МйзиЫзЫ). Выполнено сравнение этих расчетов с опубликованными данными по тепловым испытаниям ГТУ, а также с данными производителей газовых турбин. Показана удовлетворительная сходим ость результатов. Численные расчеты выполнены с использованием компьютерной техники и применением общепризнаннь1х математических методов вычислений.

° выполнены расчеты экономических показателей и параметров ГТУ в широком диапазоне начальных температур газов (до 2000 С) и степеней сжатия в компрессоре от 10 до 60: ° получен вывод о существовании максимума КПД утилизационной ПГУ (при ограничении температуры металла лопаток в газовой турбине и температуры острого пара на паровую турбину); ° разработан способ определения начальной температуры газов на входе в газовую турбину (при отсутствии измерений) по данным тепловых испытаний на ТЭС.

Результаты и выводы диссертации могут быть использованы с практической стороны и могут быть востребованы при проверке параметров систем охлаждения газовых турбин при проведении тепловых испытаний, при проектировании и разработке новых систем охлаждения. Важным в работе является вывод, что перфорацио нные потери в системах охлаждения значительно превышают конвективные потери. Некоторые выводы из диссертации, например о максимуме КПД в зависимости от параметров ГТУ, могут также быть востребованы при разработке новых проектов ПГУ вЂ” блоков.

Подтверждено, что реальная начальная температура газов значительно выше рассчитанной температуры по 150, хотя это и следует из определения последней. По работе имеются следующие замечании: 1. Разработанная методика использует привнесенную эмпирическую зависимость начальной температуры газов и расходов воздуха через компрессор и на охлаждение, что несколько снижает ценность методики: 6„+ В = 0 02 + 0 32 * 10 ~(Тс Тю) ' 2.

На разных турбинах реализовано различное воздушное охлаждение лопаточного аппарата турбины: конвективное, пленочное, пористое. Соответственно„и расход воздуха на охлаждение различается в зависимости от типа охлаждения и аэродинамические потери разные. В примере верификации указаны несколько турбин (ГТЭ-180 (проект), 3 ГТУ МйзиЬ(зЬ1), но при этом не указан тип охлаждения лопаточного аппарата; 3. В главе 5 в примере расчет охлаждаемой ГТУ сделан до начальной температуры газов 2000 С с учетом применения воздушного охлаждения.

На газовых турбинах классов Е, Р с начальными температурами газов до 1300-1350 С реализовано воздушное охлаждение. Для а перспективных газовых турбин с более высокими температурами газов на входе в турбину (класс Н) производителями турбин уже прорабатываются системы охлаждения лопаточного аппарата перегретым (влажным) паром, а также рассматриваются и другие решения. Например, на газовой турбине 9001Н 0епега1 Е!ес1г(с мощностью 300 МВт, на газовой турбине серии з МйацЬ(з!п мощностью 320 МВт реализовано паровое охлаждение. Представляется, что будущее все же за паровым охлаждением и новыми технологиями. Возможности воздушного охлаждения исчерпаны не полностью.

Имеются примеры реализации воздушного охлаждения лопаточного аппарата на газовых турбинах и с более высокой начальной температурой. Например, на газовых турбинах 50Т5-ЗОООН (Яешепз) с начальной температурой газов — 1500 С реализовано воздушное охлаждение (пористое) лопаточного .