Анализ различных конфигураций газовых турбин без промежуточных теплообменников и характеристики их циклов

Размещено на http://www.allbest.ru/

Анализ различных конфигураций газовых турбин без промежуточных теплообменников и характеристики их циклов

В статье рассматриваются несколько возможных механических компоновок для основного простого или открытого цикла газовых турбин. Приведена наиболее простая конфигурация газовой турбины. Приведены схемы различных промышленных газовых турбин. Приведена схема конвертированного авиационного двигателя, имеющего дополнительно газогенераторы и силовые турбины. Представлена HS-диаграмма газотурбинного цикла с охлаждением между ступенями компрессора.

Газотурбинные установки, завоевав первенство среди двигателей летательных аппаратов, получают все большее распространение в наземных установках. Применение в наземных установках получили как газотурбинные установки с водогрейными котлами-утилизаторами в составе газотурбинных электростанций [1], так и газовые турбины для комбинированных парогазовых установок (КПГУ) - наиболее экономичных и эффективных циклов выработки тепловой и электрической энергии. В цикле КПГУ наибольшей электрической мощностью обладает газовая турбина, и именно ее экономичностью и надежностью в большей степени определяются показатели работы всего блока. Подбор газовой турбины также сказывается на эксплуатационных затратах блока. Из всего вышесказанного следует, что верный подбор газовой турбины для той или иной цели весьма актуален, так как способен снизить капитальные и эксплуатационные затраты, повысить надежность блока, а значит, необходимо детальное изучение возможных компоновок газовых турбин, их преимуществ и недостатков.

Существуют несколько возможных механических компоновок для основного простого или открытого цикла газовых турбин. Существуют также некоторые важные варианты основного цикла - с промежуточным охлаждением, регенеративный и цикл с дожиганием.

Наиболее простая конфигурация изображена на рисунке 1. Здесь ротор компрессора и турбины соединены непосредственно друг с другом и с валами, с помощью которых работа турбины, сверх требуемой для привода компрессора, может быть использована для других устройств, потребляющих работу. Такими устройствами могут быть пропеллеры и редукторы турбовинтовых двигателей, электрические генераторы, гребные винты судов, насосы, газовые компрессоры, коробки передач транспортных средств и ведущих колес и тому подобное. Разновидность схемы показана на рисунке 2, где добавляется реактивное сопло для создания тяги. Посредством аэродинамической конструкции перепад давлений между входом в турбину и окружающим воздухом разделен так что, часть перепада происходит в турбине, а остаток в реактивном сопле. Давление на выходе из турбины устанавливается таким образом, что работа, извлекаемая из рабочего тела достаточна лишь для привода компрессора (и механического оборудования). Оставшаяся энергия ускоряет поток выхлопных газов через сопло, чтобы обеспечить реактивную тягу [1].

Рисунок 1. Схема простого цикла одновальной турбины

механический газовый турбина

Простейшая из многовальных компоновок показана на рисунке 2. В течение многих десятилетий, такие схемы использовались в мощных турбинах, применяемых для различных нужд нефтехимических и газовых трубопроводов. Здесь турбина состоит их частей высокого и низкого давлений. В такой схеме нет механической связи между роторами двух турбин. Турбина высокого давления (в.д.) приводит в действие компрессор низкого давления (н.д.) и нагрузку - как правило, газовый компрессор для процесса в газовой скважине или трубопроводе. Часто присутствует регулируемое сопло между роторами двух турбин, которое может быть использовано для разделения работы между турбинами [1]. Это создает преимущество для использования. Когда необходимо снизить нагрузку, приложенную к ведомому оборудованию, например, когда это необходимо для понижения газового потока от насосной станции, топливный поток будет снижен.

При отсутствии изменяемой геометрии между турбинами, обе они будут сбрасывать скорость до тех пор, пока не достигнут нового равновесия между скоростями высоко- и низкодавленческой части. Изменением площади сопла достигается изменение разделения перепада давлений, и это делает возможным поддержание высокодавленческого ротора при высокой постоянной скорости и все падение скорости происходит в роторе низкого давления [2]. При выполнении этого процесса, компрессор газовой турбины продолжает работать при или около своей максимальной эффективности, вносит свой вклад в общую эффективность газовой турбины и обеспечивает высокую эффективность при частичной нагрузке [3]. Эта двухвальная компоновка является одной из тех, что применяются к авиационным двигателям в их промышленных приложениях. Здесь секция высокого давления, по существу, совпадает с турбореактивным двигателем самолета или ядром турбовинтового двигателя.

Секция высокого давления в этом случае становится «газогенератором», а свободная турбина становится так называемой «силовой турбиной». Современный турбовинтовой двигатель несколько схож по компоновке тем, что турбина низкого давления приводит в движение винт, который направляет концентрические потоки воздуха наружу от хвостовой части газогенератора, таким образом, добавляя тягу, развиваемую двигателем. В случае современных турбовинтовых двигателей винт находится перед компрессором и приводится в движение концентрическим валом внутри полого вала, соединяющего компрессор высокого давления и турбину высокого давления.

Рисунок 2. Простой цикл одновальной газовой турбины с реактивным соплом; схема простого турбореактивного двигателя

Рисунок 4 показывает многовальную компоновку, общую для современных турбореактивных и турбовинтовых двигателей высокого давления. Компрессор высокого давления соединен с турбиной высокого давления, а компрессор низкого давления - с турбиной низкого давления посредством концентрических валов. Механической связи между двумя роторами

(высокого и низкого давления) нет, за исключением подшипников и связи с несущей конструкцией, валы работают на скоростях механически не зависимых друг от друга. Потребность в такой, очевидно, сложной конструкции возникает из-за аэродинамических конструктивных ограничений, с которыми сталкиваются компрессоры с самыми высокими отношениями давлений. При наличии ступеней высокого давления компрессора, вращающихся с более высокой скоростью, чем предыдущие ступени, можно избежать низкой кольцевой высоты проточной части, которая способствует низкой эффективности компрессора [4]. Отношения скоростей двух валов определяется аэродинамикой турбин и компрессоров, нагрузкой на загруженный вал и расходом топлива. Скорость высокодавленческого ротора может изменяться в плавающем режиме, но, как правило, контролируется. Расход топлива и регулируемые углы лопаток компрессора используют для управления скоростью вращения ротора низкого давления. Турбореактивные двигатели, а также, по крайней мере, один промышленный конвертированный авиационный двигатель, были скомпонованы так же, как показано на рисунке 4.

Рисунок 3. Схема промышленной газовой турбины, показывающая ротор газогенератора высокого давления (в.д.) и отдельный ротор свободной турбины низкого давления (н.д.)

Конвертированные авиационные двигатели дополнительно имеют газогенераторы и силовые турбины, как показано на рисунке 3.

Следующие три конфигурации отражают отклонения от основного цикла Брайтона. Для их описания следует вернуться к HS-диаграмме.

Рисунок 4. Схема компоновки многовальной газовой турбины характерной для использования в современных авиационных двигателях с высоким отношением давлений

Сопло для реактивного движения, либо свободная турбина мощности для механического привода, могут быть

размещены в задней части турбины низкого давления (н.д.).

Промежуточное охлаждение - это охлаждение рабочего тела в одной или нескольких точках процесса сжатия [5]. Рисунок 5 показывает сжатие при низком давлении от точки а до точки b. В точке b тепло отводится при постоянном давлении, двигаясь к точке с.

В точке с происходит оставшийся процесс сжатия (линия сd), после чего добавляется тепло в процессе сгорания (линия de). За сгоранием следует расширение (линия ef) и, наконец, цикл замыкается сбросом воздуха в окружающую среду (линия fa), замыкая цикл.

Промежуточное охлаждение уменьшает количество работы, необходимой для сжатия, так как работа пропорциональна сумме линий ab и cd, которая меньше, нежели линия ad', по которой происходил бы процесс сжатия при отсутствии промежуточного охлаждения. Линии постоянного давления находятся ближе друг к другу при более низких температурах по той же причине, которая объясняет более высокую работу турбины, как и работу компрессора, при одинаковом отношении давлений. Хотя процесс сжатия является более эффективным с промежуточным охлаждением, для этого цикла требуется большее количество топлива.

Обратите внимание на линию de в сравнении с линией d'e. Очевидно, что добавленная вертикальная длина линии de, по сравнению с d'e, больше, чем понижение вертикального расстояния, достигнутого в цикле сжатия. По этой причине, когда тепло в частично сжатом воздухе отводится, эффективность цикла с промежуточным охлаждением, как правило, ниже, чем в аналогичном простом цикле.

Некоторые преимущества можно наблюдать при сравнение реального механизма с промежуточным охлаждением, применяемым на начальных стадиях сжатия, но можно считать, что они очень малы. Кроме того, попытки использования низкопотенциального тепла экономически эффективным способом, как правило, не удаются.

Рисунок 5. HS-диаграмма газотурбинного цикла с охлаждением между ступенями компрессора.

Температура сгорания произвольно выбрана при 1100 ^оС, отношение давлений 24:1. Полезная работа, пропорциональна ef меньше суммы ab и cd и больше, чем работа простого цикла ad'efa. Таким образом, в одной и той же турбомашине производится большая работа путем использования цикла с промежуточным охлаждением - увеличивается удельная мощность. Это преимущество частично компенсируется тем фактом, что относительно большие теплообменные устройства необходимы для выполнения промежуточного охлаждения. Промежуточные охладители примерно имеют размер и объем турбомашины и ее вспомогательных устройств.

Таким образом, в статье рассмотрены наиболее распространенные компоновки газовых турбин, их достоинства и недостатки, особенности применения, позволяющие сделать правильный выбор газовой турбины в зависимости от конкретной задачи, поставленной перед проектируемой установкой.

Список литературы

механический газовый турбина

1.Ф.Г.Бакиров, И.З. Полещук, А.Р. Хабиров. Расширение Зауральской ТЭЦ: энергетический и эксергетический анализ установленного и вводимого оборудования. // IV Слет молодых энергетиков Республики Башкортостан: Сборник докладов молодежной научнотехнической конференции - Уфа, Скиф, 2010

2.Фалалеев, С.В. Современные проблемы создания двигателей летательных аппаратов [Электронный ресурс]: электронное учебное пособие /С.В.Фалалеев; Минобрнауки России, Самара. гос. аэрокосм. ун-т им. С.П.Королева (Нац. исслед. ун-т) - Самара, 2012.

3.Перспективы и проблемы развития авиационного двигателестроения в России [Электронный ресурс]. URL: http://engine.aviaport.ru/issues/01/page40.html (дата обращения 14.08.2017)

4.Кулагин, В. В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: учебник для студентов вузов / В. В. Кулагин. -- Москва : Машиностроение, 2002

5.Ю.С. Елисеев, В.Е. Беляев. ПГУ смешения: проблемы и перспективы. // Газотурбинные технологии. Специализированный информационно-аналитический журнал -2006 - №6.

Размещено на Allbest.ru