Дослідження процесів стиснення у поршневих компресорах

Вивчення термодинамічних та енергетичних особливостей робочих процесів у поршневих компресорах. Експериментально визначити параметри газу, що стискається, продуктивність і потужність компресора в стаціонарному режимі, розрахувати основні показники . Проаналізувати та розрахувати ексергетичні втрати , побудувати процес стиснення і відповідний рівноважний процес в і - координатах і діаграму руху ексергії.

Загальні положення

Основні розрахункові рівняння робочого процесу компресора обчислюються із загальної термодинамічної моделі поточного стаціонарного процесу з урахуванням положень законів технічної термодинаміки.

Питома внутрішня робота компресора (Дж/кг

.

При вирішенні рівняння приймають, що процес стиснення являється політропним

де - показник стиснення (умовний показник «політропи»).

У разі адіабатного стиснення показник політропи замінюється показником адіабати

Величина енергії дисипації враховується внутрішнім к.к.д.

З урахуванням вищепоказаного рівняння має вигляд:

.

Величини і визначаються експериментально.

 

Теплова потужність охолодження

де - внутрішня потужність компресора.

В якості рівноважного процесу в охолоджувальних компресорах зазвичай приймають ізотермічний процес. Якщо коефіцієнт стиснення газу близький до одиниці і мало міняється в процесі стиснення, то для опису рівноважного процесу можна використовуватии політропне ( ізотермічне) наближення (показник політропи стиснення ). Як відомо, використання рівняння ідеального газу в процесах стиснення повітря з достатньою для технічних розрахунків точністю, допускається до тиску 10 МПа.

Процес стиснення в компресорі в T,s – координатах зображено на рисунку 1.

Рис. 1. – Зображення процесу стиснення в компресорі

1-2 політропне стиснення; 1-2о- ізотермічне стиснення

Опис експериментальної установки

Схема установки показана на рис.2.

На лінії нагнітання поршневого компресора розміщені ресивер для згладжування пульсацій тиску, регулюючий вентиль для створення необхідного тиску нагнітання і магістраль для вимірювання витрати повітря за допомогою діафрагми в комплекті з диференціальним манометром , ртутним термометром (температура ) і тарировочним графіком залежності об'ємної витрати від перепаду тиску в мм вод. ст.

Тиск нагнітання вимірюється 6, а температура - термометром 7.

 

Рис.2 .– Схема експериментальної установки

1 дросельна діафрагма для виміру температури; 2-диференційний манометр; 3-термометр; 4- повітряний ресивер (магістраль); 5-регулюючий вентиль; 6- манометр; 7-термопара для заміру температури стиснення; 8-ресивер для зниження пульсацій; 9-поршневий компресор.

Порядок проведення роботи

Запускається компресор на холостому ходу (вентиль 5 повністю відкритий), а потім регулюючим вентилем 5 встановлюється по манометру 6 необхідний тиск . Після стабілізації режиму, коли температура встановилася, проводяться необхідні виміри і заносяться в таблицю1

 

Таблиця1 – Результати вимірювань

мм рт.ст бар С С С мм в.с. м3/с Вт Вт

 

Обробка результатів вимірювань:

густина повітря у витратній магістралі, кг/м3

масова продуктивність компресора, кг/с

внутрішня потужність компресора, Вт

,

де - потужність приводу компресора, Вт;

- потужність приводу холостого ходу (потужність приводу з від'єднаною витратною магістраллю), Вт

питома робота компресора, Дж/кг

умовний показник політропи стиснення

внутрішній к.к.д. компресора

втрата роботоздатності ( ексергії]) в процесі стиснення, Дж/кг

питома робота досконалого охолоджувального компресора (ізотермічний процес в політропному наближенні ), Дж/кг

відносний внутрішній (ізотермічний) к.к.д. компресора

повна втрата роботи за рахунок внутрішньої незворотності процесу, Дж/кг

питома теплота, що відводиться в систему охолодження, Дж/кг

теплова потужність, Вт

питомий об'єм повітря в характерних точках: (за рівнянням стану)

зміна питомої ентропії в процесі стиснення досліджуваного і досконального компресора, Дж/(кг×К)

механічний к.к.д. (з урахуванням втрат в електродвигуні) досліджуваного компресора

.

потужність, досконального компресора, Вт

втрати потужності в результаті додаткового розігрівання газу в процесі стиснення за рахунок дисипації енергії

за результатами розрахунків проводиться графічний аналіз процесів стиснення в - і - координатах та діаграму потоків ексергії .

Оцінка похибки експерименту

Точність розрахунку таких величин, як робота li, потужність NК и т.ін., визначається точністю знаходження показника політропи n. Максимально можлива відносна похибка:

,

де DТ – абсолютна допустима похибка вимірювання температури; Dр – абсолютна допустима похибка вимірювань тиску р.

 

Звіт по роботі повинен вміщувати:

 

– постановку задачі;

– принципову схему експериментальної установки;

– таблиці вимірювань і розрахунків; порядок обробки даних;

– графіки процесу в - і - координатах;

– оцінку похибки експерименту.

 

 

Контрольні запитання

 

Покажіть в - і - координатах адіабатний, ізотермічний і характерні політропні процеси стиснення в ідеальному компресорі.

Поясніть принцип роботи об’ємного компресора на його індикаторній діаграмі в - координатах. У чому перевага ізотермічного стиснення?

Відобразіть процеси стиснення в - координатах і вкажіть теплоту , відведену (підведену) від робочого тіла.

Чому у реальному компресорі важко забезпечити ізотермічне стиснення?

Як обчислюється ефективність ідеального компресора?

Яким чином розраховується внутрішня потужність Nк компресора?

Поясніть характер залежності величини hіз від показника стиснення п.

 

Лабораторна робота № 3.

Вивчення конструкційних особливостей газотурбінних установок(ГТУ)

Вивчити конструкції газотурбінних установок, функційне призначення та особливості процесів у основних елементах ГТУ.

На компресорних станціях магістральних газопроводів газотурбінні установки (ГТУ) відкритого циклу середньої потужності (від 6 до 25 мВт).застосовуються для привода компресорів (нагнітачів ). ГТУ цього типу мають певні переваги в порівнянні з іншими типами теплових двигунів. На відміну від поршневих теплових двигунів ГТУ мають більш просту будову. У них відсутній зворотньо поступальний рух, немає складних передач робочого органа (поршня) до силового валу, тому вони більш компактні і транспортабельні. Останнє особливо відноситься до ГТУ компресорних станцій, що створені на базі авіаційних або судових турбін. ГТУ відрізняються високою одиничною потужністю і відповідно малою масою на одиницю потужності. Важливою властивістю ГТУ, як привода нагнітачів, є високообертальність. Сучасні газотурбінні установки мають досить високу економічність (ККД досягає 35-36%), високу механічну надійність, прості в обслуговуванні, зручні для регулювання. У порівнянні з іншими тепловими двигунами ГТУ найбільш екологічно чисті. Найбільш широкого використання газотурбінні установки набули у авіаційних двигунах, так як там переваги ГТУ з масогабаритних показників мають превалюючи значення.

До недоліків ГТУ відкритого циклу можна віднести залежність її потужності і економічності (ККД) від погоди. Крім того для цих двигунів, як і для іншого типу турбін, характерний високочастотний шум.

 

У 50 –60 –ті роки минулого століття для перекачування газу магістральними газопроводами в основному використовувались газомотокомпресори. Будівництво магістральних газопроводів великих діаметрів, що почалося в кінці цього періоду , вимагало використання більш продуктивних і потужних газоперекачувальних агрегатів. У результаті з розвитком мережі газопроводів малопродуктивні газомотокомпресори поступово витісняються більш продуктивними агрегатами, що складались з відцентрових нагнітачів з приводом від газових турбін.

Перша вітчизняна одновальна газотурбінна установка ГТ-700-4 для компресорних станцій магістральних газопроводів була виготовлена Невським машинобудівним заводом ( НЗЛ) на початку 50-х років. Агрегат мав потужність 4 МВт при номінальній частоті обертання 3000 об/хв. Крутний момент з вала ГТУ передавався через підвищувальний редуктор на вал робочого колеса нагнітача типа 280. Одним з суттєвих недоліків цієї установки був жорсткий зв’язок обертів вала нагнітача і вала осьового компресора турбіни. При регулюванні режиму роботи нагнітача зменшенням обертів робочого колеса пропорційно зменшувались оберти вала осьового компресора, що призводило до різкого зменшення потужності ГТУ. Крім того важкий потужний редуктор суттєво збільшував масу і здорожчував установку в цілому.

На базі ГТУ ГТ-700-4 була створена і в 1961 р. виготовлена більш досконала двовальна установка ГТ-700-5 потужністю 4250 кВт з температурою продуктів згорання перед турбіною 700 0С. Із використанням регенерації тепла агрегат мав ефективний ККД. 25%. При регулюванні режиму нагнітача зміною обертів установка зберігала відносно стабільну потужність, оскільки оберти компресорної турбіни змінювались при цьому незначно. Як і в попередній установці в ГТУ ГТ-700-5 застосовувався підвищувальний редуктор.

Наступним кроком в удосконаленні ГТУ НЗЛ для компресорних станцій було створення агрегату ГТК-5. На відміну від ГТ-700-5 нова газотурбінна установка не мала редуктора , що дозволило суттєво зменшити її масу . Удосконалення проточної частини газової турбіни разом з виключенням редуктора дозволило збільшити корисну потужність агрегату до 4400 кВт. Одночасно з ГТУ ГТК-5 заводом НЗЛ була розроблена і виготовлена газотурбінна установка потужністю 6 МВт – ГТ-750-6. За рахунок збільшення температури продуктів згорання перед турбіною до 7500C був збільшений ефективний ККД агрегату до 27%. У порівнянні з ГТУ ГТК-5 незначно зросла маса турбогрупи ГТУ ГТ-750-6 (з 46 до 52 т ), зменшилась питома маса газоперекачувального агрегату в цілому. Створені на базі газотурбінної установки ГТ-700-5 агрегати ГТК-5 і ГТ-750-6 мають багато аналогічних конструктивних рішень. Конструкції кількох модифікацій газотурбінної установки ГТК-10 є подальшим розвитком конструкцій цих агрегатів . Найбільш досконалою установкою сім’ї ГТК-10 є агрегат ГТК-10-4. Удосконалення проточної частини турбіни , підвищення номінальної температури робочого тіла на виході з камери згорання до 7800С і застосування регенерації дозволило збільшити ефективний ККД установки до 29%. Була сут- тєво збільшена продуктивність ГПА і зменшена питома маса установки. Елементи конструкції ГТУ ГТК-10 на прикладі модифікації ГТК-10-3 показані на рисунку 6.

Перша вітчизняна газотурбінна установка без регенерації тепла вихлопних газів ГТ-6-750 була виготовлена на Уральському турбомоторному заводі ( УТМЗ) в 1965 році. На відміну від ГТУ НЗЛ установка мала вбудовану секційну камеру згорання і багатоступінчасті турбіни високого і низького тиску. Модернізований варіант цієї установки – ГТН-6, виготовлений в 1975 році, має блочну конструкцію і встановлюється на нульовій відмітці, ГТУ і нагнітач розміщені на загаль- ній рамі. Секційна камера згорання агрегату ГТ-6-750 була за мінена більш досконалою кільцевою камерою. Конструкція газотурбінної установки ГТН-16 була подальшим розвитком конструкцій ГТ-6-750 і ГТН-6. ГТУ і нагнітач Н-16 змонтова- ні на загальній рамі-маслобаку і створюють єдиний транспор- табельний блок . Агрегат встановлюється в легкозбірному індивідуальному боксі. Разом із збільшенням потужності з 6 до 16 МВт майже в два рази була зменшена питома вага ГПА. Збільшення максимальної температури робочого тіла від 760 0С до 920 0С і ступіня підвищення тиску ОК з 6 до 11,5 зумовило зріст ефективного ККД установки з 24 до 29%. З 1983 р. завод виробляє газотурбінні установки ГТН-25 номінальною потужністю 25 МВт з високими параметрами циклу. Ефективний ККД ГТУ досягнув 31 % . Практично одночасно на НЗЛ були розроблені і виготовлялись ГПА тієї самої потужності і продуктивності. Параметри циклу установки НЗЛ були нижчі і ККД. її відповідно складало 27%. Особливістю обох установок є блочна конструкція, безпідвальне розміщення в індивідуальному укритті , висока заводська готовність окремих блоків, відсутність регенерації тепла. Питома маса газоперекачувальних агрегатів складає 5,4 кг/кВт (УТМЗ) і 6,3 кг/кВт (НЗЛ).

У зв’язку з інтенсивним будівництвом магістральних газопроводів у 70-ті роки минулого століття відчувалася не­стача стаціонарних газотурбінних установок, спроектованих спеціально для привода нагнітачів на компресорних станціях. У той же час була можливість використання авіаційних газо­турбінних двигунів, що відпрацювали свій льотний ресурс.

У 1972-1974 роках на базі конвертованого авіаційного двигуна НК-12СТ був створений газоперекачувальний агрегат ГПА-Ц-6,3 номінальною потужністю 6,3 МВт. Двигун НК-12СТ (ри­сунок 6.1) має вільну силову турбіну 4. Номінальна темпера­тура робочого тіла після камери згорання 2 перед компресор­ною турбіною 3 дорівнює 810 0С. Ступінь підвищення тиску чотирнадцятиступінчастого осьового компресора 1 дорівнює 7,8 ,масова продуктивність компресора – 56 кг/с.

Практика використання авіаційних двигунів на компресорних станціях магістральних газопроводів показала певні їх переваги у порівнянні з стаціонарними газотурбінними двигунами. Блочно-контейнерна конструкція агрегатів дозволила відмовитись від будівництва дорогих стаціонарних будівель для ГПА, значно полегшила і здешевіла транспортування, монтаж і ремонт обладнання. Використання двигунів, що відпрацювали свій ресурс, суттєво зменшило капітальні витрати на будівництво таких КС.

Наступним етапом освоєння авіаційних двигунів на компресорних станціях було введення в єксплуатацію газоперекачувального агрегату ГПА-Ц-16, створеного на базі авіаційного двигуна НК-16СТ потужністю 16 МВт. Агрегат має три одноступінчасті турбіни – дві компресорні і одну силову . Два осьових компресора працюють послідовно без проміжного охолодження. Компресор низького тиску має чотири ступеня, компресор високого тиску – шість. Загальний ступінь підвищення тиску осьових компресорів складає 9.7. Температура робочого тіла на вході в проточну частину турбіни високого тику дорівнює 810 0С, ефективний ККД агрегату 27.5%.

На протязі останнього десятиріччя на КС газопроводів України активно впроваджуються газотурбінні авіаційні двигуни, конвертовані спеціально для умов газотранспортної системи, виробництва АТ “ Мотор-Січ”. На базі авіаційних двигунів Д-336, Д-18Т розроблені газоперекачувальні агрегати ГПА-Ц-6,3А потужністю 6,3 МВт і ГПА-Ц-25А потужністю 25 МВт, номінальні ефективні ККД двигунів відповідно дорівнюють 32 і 36,5%. Двигуни АИ-336-2-8 , АИ-336-1/2-10, розроблені КБ “Прогрес” (Запоріжжя) для газотранспортних підприємств ,призначені для привода нагнітачів потужністю 8 і 10 МВт.

В 1979 р. на виробничому об’єднанні “ Зоря “ (Миколаїв) на базі двигуна суднового типу ДР59Л був створений і виготовлений газоперекачувальний агрегат ГПА-10. За своїми характеристиками ( розміри, питома вага, ефективний ККД) установка близька до авіаційних агрегатів. У наступні роки на базі суднових двигунів ДТ-71П, ДГ-90,ДН-80 Сумське машинобудівне НВО ім.Фрунзе і НВО “Машпроект” розробили газоперекачувальні установки нового покоління потужністю відповідно 6,3 МВт , 16 МВТ і 25 МВт. Особливістю цих агрегатів є тривальна конструкція . Газотурбінні двигуни складаються з турбокомпресора і силової турбіни, що розташовані на загальній рамі. Турбокомпресор складається з двох осьових компресорів низького ( КНТ) і високого тиску (КВТ), які приводяться в дію двома незалежними турбінами, - турбіною низького ( ТНТ) і високого тиску (ТВТ). Осьові компресори і відповідні турбіни створюють два кінематично не пов’язані між собою каскади – каскад низького тиску і каскад високого тиску, що обертаються з різними швидкостями при будь-якому режимі агрегату. Силова турбіна розташована за турбіною низького тиску і кінематично не зв’язана з турбокомпресором. Двигуни обладнані камерою згораня трубчасто-кільцевого типу. Жарові труби розташовані по колу вздовж осі двигуна і поміщаються в загальному корпусі. Осьові компресори, камера згорання і турбіни розташовані послідовно і мають загальний корпус. Агрегати мають блочно-модульну конструкцію , розташовуються в блок-боксах на нульовій відмітці. Монтаж блок-боксів і блоків агрегату на будівельному майданчику полягає тільки в з’єднанні блоків між собою, установці їх на фундаментах і підключенні до зовнішніх комунікацій.

Газотурбінний двигун - це тепловий двигун, в якому теплова енергія робочого тіла перетворюється в кінетичну енерію в сопловому апараті газової турбіни і потім в механічну роботу ту на робочих лопатках ротора турбіни. Як робоче тіло в газотурбінних двигунах застосовується газ, що не конденсується – повітря, продукти згорання , інертні гази.

У залежності від способу підведення тепла до робочого тіла, процесів стиснення і розширення робочого тіла газотур бінні установки (ГТУ) можуть бути виконані по відкритому і закритому циклах. У ГТУ відкритого циклу атмосферне повіт ря стискається, нагрівається продуктами згорання палива , розширяється в газовій турбіні і викидається в атмосферу. Тобто робоче тіло використовується в таких ГТУ одноразово і відбувається постійна заміна робочого тіла. Цикл «відкри тий» в атмосферу на вході і виході з ГТУ. У ГТУ закритого циклу постійно циркулює та сама кількість робочого тіла. Крім того, особливістю ГТУ цього типу є відносно високий тиск робочого тіла. У закритих циклах тепло підводиться і відводиться в спеціальних теплообмінниках і робоче тіло не змішується з продуктами згорання. Густина робочого тіла в ГТУ закритого циклу суттєво більша ніж у ГТУ відкритого циклу, тому при однакових потужностях ГТУ закритого ци- клу більш компактні.

У залежності від термодинамічного процесу підведення тепла розрізняють ГТУ з підведенням тепла при сталому тис ку і ГТУ з підведенням тепла при сталому об’ємі. У газонафтовій промисловості застосовуються ГТУ першого типу. Перевагою ГТУ другого типу, в якому не застосовують потужних осьових компресорів, є зменшення роботи стиснення робочого тіла , що призводить до збільшення ККД циклу . Але складність конструкції камери згорання , пульсуючий режим роботи ГТУ , що обумовлюють низьку надійність установки , зводять нанівець переваги циклу цих ГТУ.


.

А–одновальна ГТУ ; Б–двовальна ГТУ ; 1- осьовий компресор; 2 – камера згорання ; 3 – газова турбіна ; 4,6 – нагнітач ; 5 - силова турбіна.; ВТ – вторинне повітря.

Рисунок 1.- Принципові схеми ГТУ відкритого циклу

Найпростіша газотурбінна установка відкритого циклу з підведенням тепла при сталому тиску складається з газової турбіни (ГТ) , де енергія робочого тіла перетворюється в меха- нічну енергію на роторі турбіни , осьового компресора (ОК) , де відбувається стиснення робочого тіла ( у даному разі, повітря ) , камери згорання (КЗ) , де згорає паливний газ і відбувається змішування продуктів згорання з так званим вторинним повітрям, і фільтра, де очищується повітря, що всмоктуєтся осьовим компресором.


Схема такої газотурбінної установки, що працює по відкритому циклу , показана на рисунку 1.А. Така ГТУ має один вал, що з’єднує ротор газової турбіни з ротором осьового компресора і робочим колесом нагнітача. Таким чином при будь-яких режимах роботи

Рис.2. Загальний вид газотурбінного установки (двигуна)

газоперекачувального агрегату частота обертів робочого колеса нагнітача і ротора осьового компресора буде однаковою. У цьому випадку зменшення обертів нагнітача ( що може бути необхідним при регулюванні режиму роботи компресорної станції) спричиняє суттєве зниження потужносьті ГТУ, оскільки разом з тим зменшується продуктивність осьового компресора.

На рисунку 1.,Б наведена схема двовальної установки, де одна турбіна приводить у дію осьовий компресор (це так звана компресорна турбіна) і друга (силова турбіна ) обертає робоче колесо нагнітача. Таким чином, така ГТУ має два вали, що механічно не зв’язані між собою. На компресорних станціях магістральних газопроводів застосовуються в основному двовальні ГТУ. В останні роки на компресорних станціях застосовують також тривальні ГТУ, що мають два осьових компресора з окремими приводними турбінами.

Етапи робочого процесу відбуваються в такій послідовності :

атмосферне повітря після очищення в повітрозабірному пристрої (фільтрі) від механічних часток і крапель рідини надходить на вхід осьового компресора. Тиск на вході в осьового компресору враховуючи гідравлічні втрати в повітрозабірному пристрої , буде дещо нижчим ніж атмосферний тиск ; температура на вході в осьовому компресорі практично дорівнює атмосферній .

В осьовому компресорі 1 ( Рис.2) повітря стискається до 0,5 – 2 МПа, температура повітря при цьому зростає до 180 0С – 400 0С. З такими параметрами повітря надходить у камеру згорання 2 , де потік розподіляється на дві частини : менша частина безпосередньо приймає участь у процесі згорання паливного газу , більша частина (це вторинне повітря ) рухається в кільцевому просторі камери згорання , між корпусом і жаровою трубою, охолоджуючи останню.

У кінцевій частині камери згорання вторинне повітря перемішується з продуктами згорання, зменшуючи їх температуру до рівня, що залежить від жаростійкості лопаток і дисків газової турбіни ( до 800 0С – 1200 0С для сучасних стаціонарних ГТУ ) .

У проточній частині газової турбіни відбувається процес перетворення енергії робочого тіла ( суміші повітря і продуктів згорання ) в механічну енергію ротора, що обертається. Температура робочого тіла в цьому процесі знижується до 400 0С – 5500С і по виході з турбіни викидається в атмосферу. Потужність газової турбіни розподіляється між споживаною потужністю осьового компресора (60–70% потужності ГТ ) і споживаною потужністю нагнітача. Таким чином корисна потужність ГТУ дорівнює 30–40% загальної потужності газової турбіни.

Газова турбіна

Основним елементом конструкції газотурбінної установки є двигун, власне газова турбіна, в якій потенціальна енергія робочого тіла перетворюється в механічну енергію обертання ротора. Призначення газової турбіни – привод осьового компресора і нагнітача (на компресорних станціях магістральних газопроводів


 

 

Рис.к 3- Турбіни високого і низького тиску

1 -камера підведення повітря, 2,6-канали для підведення охолоджуючого повітря, 3-внутрішній корпус, 4-зовнішній корпус, 5-ізоляція, 7-відцентрове колесо, 8-направляючі лопатки, робочі лопатки.

Парк газотурбінних установок , що знаходяться в експлуатації , складається в основному з двовальних ГТУ. Такі установки мають дві окремі газові турбіни, що розташовані співвісно в загальному корпусі. Перша турбіна за ходом робочого тіла ( турбіна високого тиску, скорочено ТВТ ) приводить в дію осьовий компресор , друга ( турбіна низького тиску, скорочено ТНТ ) приводить в дію нагнітач. В сучасних ГТУ обидві турбіни в основному одноступінчасті. В останні роки для приводу нагнітачів на компресорних станціях України застосовуються тривальні ГТУ з двома осьовими компресорами без проміжного охолодження. У подібних установках є три механічно між собою не зв’язані турбіни – дві компресорні і одна силова .

Основні елементи газової турбіни на прикладі двовальної ГТУ показані на рисунку 5.1.

Для газових турбін стаціонарних ГТУ , що працюють зазвичай при температурах до 1000 0C і тисках до 1 – 1,5 МПа, характерна наявність двох корпусів – зовнішнього 1 і внутрішнього 2. Зовнішній, товстостінний, розрахований на робочий тиск, забезпечує міцність і жорсткість турбіни; внутрішній, тонкостінний, виготовлений з жаростійкої сталі, забезпечує напрям руху робочого тіла в проточній частині турбіни. Між зовнішнім і внутрішнім корпусами прокладена теплова ізоляція 5, що захищає зовнішній корпус від дії високої температури. Кріплення внутрішнього корпуса забезпечує його вільне теплове розширення без деформації форми і виникнення теплових напружень. Вільне теплове розширення зовнішнього корпуса забезпечується особливостями його конструкції. Зокрема, корпус має горизонтальне рознімання, жорстко кріпиться в зоні максимальної температури ( це так званий фікспункт ) і спирається на поздовжні і поперечні направляючі шпонки.

У проточній частині турбіни розташовані направляючі 8 і робочі 9 лопатки. Останні працюють у найбільш складних умовах – умовах високих температур і значних статичних і динамічних напружень. Матеріал лопаток повинен мати висо- ку міцність при високих температурах. Переважно це жаростійкі нікелєві і хромисті сплави з границями довгочасної міцності при робочих температурах від 200 МПа до 300 МПа .


Важливе значення для надійності роботи турбіни має раціональне кріплення робочих лопаток. Хвостова частина робочих лопаток виконується, як правило, в формі ялинкової конструкції, що дозволяє лопаткам самоустановлюватися при запуску і роботі турбіни , сприймати великі навантаження. Така конструкція полегшує заміну лопаток при ремонті .

 

Рисунок 4.- Загальн ом повітря.ий вигляд реактивної лопатки

З метою рівномірного обтікання лопаток робочим тілом їх виготовляють закрученими по висоті (Рис.4). При високих робочих температурах ( більше 800 0С ) робочі лопатки виготовляють порожнистими з внутрішнім охолодженням поток

Направляючі ( соплові ) лопатки найчастіше мають Т-подібні хвости , що набираються в сегментах обойм із зазором від 0.1 мм до 0.2 мм . Кінцеві (крайні) лопатки стопоряться штифтами 2 . У деяких турбінах застосовуються лопатки з нарізним хвостовиком.


Для розширення можливостей керування режимами ГТУ перспективу мають регульовані соплові апарати з поворотни-ми лопатками. Соплові лопатки перших ступенів працюють в умовах високотемпературних газових потоків, тому їх вигото- вляють порожнистими з повітряним охолодженням. У зв’язку з високими перепадами тиску і максимальним температурним напруженням сопловий апарат перших ступенів виготовляється з двома опорами. На наступних ступенях соплові лопатки кріпляться консольно ( що на відміну від двоопорних лопаток забезпечує свободу термічних розширень

 

Рисунок 5. Кріплення лопаток ГТУ

1 – направляючі ( соплові) лопатки, 2- штифти

Сучасна газова турбіна має складну систему охолодження обойм , лопаток і дисків. Метою систем охолодження газових турбін є зниження температури вузлів і деталей до рівня, що забезпечує їх надійну роботу і дозволяє використовувати менш дорогі і дефіцитні матеріали. Слід відмітити , що витрати на розробку ефективних систем охолодження турбін значно менші, ніж витрати на створення нових більш жаростійких матеріалів. За способом руху охолоджувача системи охолодження діляться на замкнуті і відкриті. У перших охолоджувач ( вода , рідкі метали та інші ) циркулює по замкнутому контуру і охолоджується в спеціальному теплообміннику. Ці системи ефективні, але складні і дорогі. У системах другого типу охолоджувач є складовою частиною робочого тіла . На компресорних станціях магістральних газопроводів застосовується охолодження повітрям, що відбирається з проміжних ступенів або у після останнього ступеня осьового компресора і надходить проточну частину газової турбіни і частково у вузли масляної системи. Перевагою систем другого типу є надійність і простота. ГТУ, що експлуатуються зараз на компресорних станціях , можна поділити на три групи : 1) ГТУ, в яких охолоджується тільки елементи ротора і статора. Лопатки турбіни охолодження не мають. Температура робочого тіла не перевищує 750 – 800 0С. Це такі газотурбінні установки як ГТК-5 , ГТ-6-750 , ГТ-750-6 , ГТК-10 та інші. 2) ГТУ в яких охолоджується сопловий апарат першого ступеня з максимальними температурами робочого тіла 800-950 0С. До таких установок відносяться ГТК-16, НК-12СТ, ДР59Л , ГТК-10І , ГТК-25І; 3) ГТУ, в яких охолоджуються робочі лопатки і сопловий апарат. Максимальні температури робочого тіла турбін цієї групи 1000-1150 0С. До них відносяться ГТН-25 ТМЗ ,“ Коберра –182 “

 

Осьові компресори


Оптимальний ступінь підвищення тиску повітря в сучасних стаціонарних ГТУ лежить в межах 5-12 . Таким умовам процесів стиснення задовільняють багатоступінчасті осьові компресори, які і застосовуються в переважній більшості конструкцій ГТУ. На рисунку 6 приведена схема дванадцятиступінчастого осьового компресора. Після очищення у фільтрі зовнішнє повітря надходить у вхідний патрубок 2, звідки, починаючи з першого ступеня 3, послідовно стискається в наступних ступенях і виходить з компресора через патрубок 9. Ротор компресора 4 циліндричний барабанного типу. У пазах корпуса компресора 1 закріпляються направляючі лопатки 5 , у канавках ротора робочі лопатки. За останнім ступенем розташований випрамляючий апарат, лопатки якого 6 забезпечують осьове направлення потоку робочого тіла . Оскільки тиск повітря зростає від ступеня до ступеня,

Рис.6. Загальний вид осьового компресору ГТУ.1 – корпус ( статор компресору); 2- вхідний патрубок ; 3 – вхідний направляючий апарат; 4- ротор компресору з робочими лопатками ; 5 – спрямляючи нерухомі лопатки ( дифузорні); 6 – лопатки випрямляючого апарату; 7-,8- вихідний дифузор ; 9 – вихідний патрубок

висота лопаток зменшується вздовж проточної частини. З метою забезпечення більш високих ККД ступеня робочі і направляючі лопатки осьових компресорів виготовляються закрученими

Теплоперепади між робочими і направляючими лопатками розподіляються згідно з прийнятим ступенем реактивності. Матеріалом лопаток зазвичай є нержавіюча сталь. На виході з проточної частини повітря спочатку проходить дифузор 8 і далі через вихідний патрубок 9.


Принципова газодинамічна схема роботи осьового компресора показана на рисунку 7.

 

Рис.7.Принципова схема роботи осьового компресора. а- ступінь компресора ; б – трикутник швидкостей

Зовнішнє повітря надходить у проточну частину з абсолютною швидкістю с0. У вхідному направляючому апараті повітря закручується в сторону обертання.Ротор обертається з коловою швидкістю u на середній лінії лопаток 1 і забезпечує таким чином ось абсолютну швидкість с0. Відносна швидкість w1 на вході в канали робочих лопаток визначається з трикутника швидкостей як функція швидкостей с0 і u . У діючих компресорах колові швидкості дорівнюють 200-250 м/с. На виході з каналів робочих лопаток завдяки різного роду втрат відносна швидкість робочого тіла зменшиться , тобто w2 < w1. Додавання векторів швидкостей w2 i u дає результатом величину і направлення вектора абсолютної швидкості повітря с1. У напрямному апараті 2 , який являє собою сукупність каналів що розширюються , абсолютна швидкість повітря знижується до с2 ( с2»с0), а тиск збільшується . Тобто в напрямному апараті відбувається перетворення кінетичної єнергії потоку в потенціальну. Подібні процеси повторюються і в наступних ступенях компресора.

Приклад залежності між зведеною масовою витратою повітря Мзв в т/год і ступенем підвищення тиску (відношення тиску на нагнітанні Рнаг до тиску на всмоктуванні Рвс) осьового компресора при різних зведених обертах приведений на рисунку 5.6. Подібну залежність будують на базі експериментальних вимірів на реальному компресорі. Поряд із вказаними вище залежностями на графіку приведені границі відносного внутрішнього ККД компресора hік . Штриховими лініями на графіку показані границя пом пажа ( ліворуч) і лінія робочих режимів ( в середній частині графіка ).

 

 

Рисунок 8 Універсальна характеристика осьового компресору

Камери згорання

Камери згорання ГТУ призначені для повного згорання паливного газу в потоці повітря, що надходить із осьового компресора або з регенератора ( при наявності останнього ). Суміш продуктів згорання і надлишкового повітря з темпера- турою, що залежить від жароміцності лопаток і дисків газової турбіни, надходить у канали лопаткового апарату турбіни.

Камери згорання повинні задовольняти таким вимогам :

- забезпечення повноти згорання палива;

- надійність і плавність запуску в роботу;

- стійкість горіння при можливих змінах тисків, швид-костей потоку повітря, співвідношення суміші “ повітря – па- ливний газ “;

- відсутність значних пульсацій тиску в процесі горіння;

- невеликі втрати тиску в проточній частині камери згорання;

- рівномірне поле температур по перерізу камери;

- надійність і безпечність конструкції камери;

- низька вартість конструкції камери.


Принципова схема конструкції виносної камери згорання подається на рисунку 9

 

Рисунок 9. Схема камери згорання

Основним несучим елементом камери є корпус 1, що сприймає внутрішній тиск . Нанесена на корпус зовнішня жа- ростійка теплова ізоляція забезпечує відносно низьку тем-пературу зовнішньої поверхні камери згорання , що не пере- вищує 45-500С. У середині корпусу камери знаходиться жаро- ва труба 2, що поділяє повітря, що надходить у камеру, на два потоки. Перший потік ( так зване первинне повітря ) надходить в центральній частині камери в зону горіння і забезпечує киснем реакцію окислення складових паливного газу, другий потік ( більша частина повітря, що надходить в камеру згоран-ня, це так зване вторинне повітря ) проходить між корпусом і жаровою трубою, захищаючи корпус від високої температури. Первинне повітря проходить крізь фронтовий пристрій, що розташований на вході в жарову трубу. У центральній частині фронтового пристрою розташовані один або декілька газових пальників. Фронтовий пристрій у найпростішому випадку являє собою завихрювач ( регістр ) з плоскими радіально фік- сованими лопатками, що забезпечують колову закрутку пер- винного повітря. Основне призначення завихрювачів - створення стійкої зони зворотних токів для запалювання газоповітряної суміші, що створюється на виході з фронтового пристрою. Деякі конструкції камер згорання забезпечують можливість спалювання як газоподібного , так і рідкого палива. У процесі горіння паливного газу температура факела досягає 1500 – 1600оС. При більш високих температурах горіння створюються токсичні оксиди азоту, які шкідливо впливають на екологію оточуючого середовища.

Вторинне повітря, що проходить між корпусом камери згорання і жаровою трубою, частково виходить крізь щілини і отвори жарової труби, створюючи таким чином свого роду “захисну сорочку” на внутрішній поверхні жарової труби. На виході з кільцевого простору розташований змішувач 4, в якому вторинне повітря розбавляє продукти згорання, пони- жуючи їх температуру до допустимої величини Т3 .

Робочий процес у камерах згорання досить складний і це в першу чергу відноситься до організації процесу спалювання газу. Останній суттєво залежить від якості перемішування його з повітрям. Для стабільності фронту горіння в жаровій трубі необхідно щоб швидкість потоку газоповітряної суміші дорівнювала нормальній швидкості горіння. У випадку, коли швидкість подачі газоповітряної суміші перевищує швидкість горіння, фронт горіння зміщується у бік змішувачів і відбувається відрив полум’я. У протилежному випадку фронт горіння зміщується у бік пальників і відбувається проскакування полум’я .

Швидкість горіння залежить від температури газоповітряної суміші . Зокрема із зростанням температури швидкість горіння суттєво зростає , а це вимагає для підтримки стабільності факела збільшення подачі газоповітряної суміші . Це треба враховувати у випадках , коли передбачається підігрівання паливного газу або повітря без конструктивних змін камер згорання.

Рисунок 10.- Камера згорання ГТУ ГТК-10

1–пальці підвіски; 2–пальни-ки; 3–завихрювачі; 4–жарова труба ; 5 - корпус; 6–газо- збірник; 7-направляючі шпонки; 8–опорні лапи; 9 – патрубки для підведення повітря

Значні витрати паливного газу в сучасних ГТУ великої потужності для підтримання достатньо високих ККД камер згорання вимагають застосування кількох пальників, що сприяє більш повному використанню тепла, що продукується при повному згоранні паливного газу. ККД камери згорання прийнято визначати як відношення кількості теплоти, що передається робочому тілу до кількості теплоти, що дорівнює теплоті згорання паливного газу.

У стаціонарних приводних ГТУ застосовують в основному камери згорання двох типів – виносні і вбудовані. Перші, як правило, застосовуються в ГТУ з регенеративним підігрівом циклового повітря.

Прикладом може бути виносна камера згорання ГТУ ГТК-10 (рисунок 10).Ця камера має сім основних регістрів з пальниками і лопатковими завихрювачами, а також додатковий периферійний завихрювач. Жарова труба , що зварена з листа, складається з чашоподібної і циліндричної обичаєк і фіксується радіальними пальцями. У камері застосований змішувач вихрового типу . Первинне повітря надходить в камеру крізь регістрові завихрювачі , вторинне – крізь два бокових вікна трапецієвидної форми , що створюють потужні зустрічні потоки повітря. Жарова труба охолоджується повітрям , що надходить крізь периферійний завихрювач і щілину на стику обичаєк.

Прикладом вбудованої камери згорання є прямоточна секційна трубчасто-кільцева камера згорання газотурбінної установки ГПА-10 (рисунок 11) Камера складається з десяти секцій, має лопаткові завихрювачі, двостінні фронтові пристрої. Жарова труба складається з обичаєк , що з’єднані телескопічно за допомогою точечної зварки. Ряди отворів в обичайках забезпечують створення плівки охолоджуючого повітря на внутрішніх стінках жарових труб. Камера згорання має два запальника . Секції об’єднані між собою полум’яперекид- ними патрубками. Первинне повітря надходить крізь щілини у фронтовому пристрої і ряд круглих вікон , вторинне – крізь два ряди вікон у середній частині жарової труби. Корпус камери згорання має горизонтальне рознімання.

Об’єм активної частини камер згорання ( об’єм жарової труби ) визначають за величиною теплонапруженості ( для камер згорання стаціонарних ГТУ )

, ( 1 )

де Мпал - секундна масова витрата паливного газу ; hкз - ККД. камери згорання ; - нижча теплотворність паливного газу, кдж/кг ; Рпов – тиск повітря, що надходить у камеру згорання, МПа ; vжт – об’єм жарової труби , м3 ; z – кількість секцій камери згорання.

Рисунок 11.- Трубчасто-кільцева камера згорання ГТУ ГПА-1

Допустима теплонапруженість для стаціонарних ГТУ досягає 60 – 70 Мвт/м3МПа. Виходячи з цього, внутрішній об’єм камери можна визначити залежністю

. (.2)


При використанні газоподібного палива співвідноше- ння між довжиною L і діаметром жарової труби Dжт приймають у межах 2 – 2.5 . Довжина ділянки жарової труби , на якій підводиться вторинне повітря , дорівнює 60- 80 % від її загальної довжини . Площі прохідних перерізів камери згорання визначають за умови , щоб втрати тиску не перевищували 2-3 % від тиску повітря Рпов в камері.

Рис.12. Принципова схема ТГУ з регенерацією теплоти

Регенерація теплоти може суттьєво підвищити енергетичні показники ГТУ, так як при цьому теплота газового потоку після його розширення у турбіні використовується для попереднього підігріву повітря стиснутого у турбокомпресорі. Такий процес обумовлює зниження витрати палива на виробництво енергії. Слід відзначити , що при цьому значно зростають габарити та маса установки і тому такі системи можуть використовуватись тільки у стаціонарних умовах.

 

Контрольні питання .

1.Визначити поняття “ тепловий двигун”.

2.Можливий склад робочого тіла в теплових двигунах.

3.Які перетворення енергії робочого тіла відбуваються в турбінах ?

4.Назвіть основні типи теплових двигунів.

5.Які переваги мають ГТУ в порівнянні з поршневими двигунами ?

9.Охарактеризуйте основні етепи робочого процесу ГТУ.

6.Намалюйте і поясніть цикл ГТУ в T-S координатах.

7.Як визначають відносний внутрішній ККД турбіни ?

8.Які втрати враховує внутрішній ККД ГТУ ?

9.Як визначити оптимальне значення ступеня підвищення тиску осьового компресора ?

10.Як визначити наявний тепловий перепад газової турбіни ?

11.В чому полягає принцип регенерації тепла в ГТУ ?

12.Що таке ступінь регенерації ? Як він визначається ?

13. Назвіть основні параметри профілю соплових і робочих лопаток .

14. Охарактеризуйте робочий процес у турбінному ступені реактивної турбіни.

15. Що таке ступінь реактивності ?

16.Поясніть процеси перетворення енергії при стисненні повітря в осьовому компресорі,

17.Поясніть призначення напрямного апарату осьового компресора .

18.Назвіть основні елементи конструкцій камер згорання ГТУ.

19.Чому в сучасних ГТУ не застосовується регенерація тепла ?

 

Література

 

1.Поршаков Б.П. Газотурбинные установки. М.: Недра, 1992.-238 с.

2.Поршаков Б.П. Газотурбинные установки для транспорта газа и бурения скважин. М.: Недра, 1982.- 182 с.

3.Костюк А.Г., Шерстюк А.Н. Газотурбинные установки. М.: Высшая школа, 1979.-254 с.

4.Шнеэ Я.И., Капинос В.М., Котляр И.В. Газовые турбины. Киев :Вища школа, 1976.-296 5.Трубилов М.А. и др. Паровые и газовые турбины. М.: Энергоатомиздат, 1985.- 352 с.

6.Ревзин Б.С. , Ларионов И.Д . Газотурбинные установки с нагнетателями для транспорта газа . М. : Недра , 1991.- 303 с.

7.Седых З.С. Эксплуатация газоперекачивающих агрегатов с газотурбинным приводом. М.: Недра , 1990.- 203 с.

8.Шабашов С.З. , Файнштейн А.А. Регулирование газотурбинных агрегатов . Ленинград , Недра , 1978.- 200 с.

9. Швець І.Т. та ін. Теплотехніка . К.: Вища школа,1969.-588 с.

 

 

Лабораторна робота № 4