Министерство образования и науки РФ

ФГАОУ ВПО «УрФУ имени первого Президента России Б.Н. Ельцина»

Уральский энергетический институт

Кафедра «Турбины и двигатели»

Оценка_____________________

Члены комиссии_____________

_____________

Одновальная газовая турбина

Курсовой проект

Пояснительная записка

140501.411420.481119.13 ПЗ

Руководитель А.М. Неволин

ст. преподаватель

Н. контроль О.В. Комаров

доц., к.т.н.

Студент

ЭН-481119 А.С. Горбачевский

2012

Содержание

Содержание………………………………………………………………………………….	2
Исходные данные…………………………………………………………………………...	3
Введение…………………………………………………………………………………….	4
Перечень листов графических документов……………………………………………….	5
Основные условные обозначения, индексы и сокращения……………………………...	6
1. Газодинамический расчет турбины……………………………………………………..	7
1.1 Предварительный расчет……………………………………………………………	7
1.2 Определение числа ступеней и распределение теплоперепада по ступеням……	8
1.3. Выбор осевой скорости, углов выхода потока из СА и степени реактивности ступеней……………………………………………………………………………………..	9
1.4. Выбор схемы проточной части турбины и определение корневого диаметра…	9
1.5 Газодинамический расчет ступени по среднему диаметру………………………	10
1.6 Выбор закона закрутки лопаток и расчет закрутки всех ступеней……………...	17
1.7 Профилирование рабочих лопаток четвертой ступени…………………………...	36
1.8 Расчет потерь энергии, КПД и мощности турбины……………………………….	49
2. Расчеты на прочность элементов турбины……………………………………………..	51
2.1 Выбор материалов основных деталей (корпуса, ротора, рабочих лопаток)……	51
2.2 Определение толщины стенки корпуса…………………………………………...	51
2.3 Расчет на прочность рабочей лопатки четвертой ступени………………………	52
3. Определение основных размеров подшипников турбины…………………………….	56
4. Оценка размеров входного и выходного патрубков………………………………….	58
5. Описание конструкции турбины………………………………………………………..	60
Заключение………………………………………………………………………………….	62
Библиографический список………………………………………………………………..	63
Приложение А………………………………………………………………………………	64
Приложение Б……………………………………………………………………………….	65
Приложение В………………………………………………………………………………	66
Приложение Г……………………………………………………………………………….	67

Исходные данные для расчета:

Температура газа перед турбиной: t₀ = 900 ⁰С;

Давление газа перед турбиной: р₀ = 1,62 МПа;

Полная мощность турбины: N = 56 МВт;

Частота вращения ротора: n = 6500 об/мин.

Введение

Газотурбинные установки могут служить приводами для нагнетателей природного газа, а также генераторов электрического тока. Малые удельные металлоёмкость и хорошая маневренность, высокая степень автоматизации управления и эксплуатационная надежность, обусловили распространение ГТУ на воздушном, морском транспорте и в Газпроме.

Полезная мощность ГТУ составляет сравнительно небольшую долю от мощности турбины. Долю полезной мощности можно увеличить, подняв температуру газа перед турбиной или снизив температуру воздуха, засасываемого компрессором. Полезная мощность ГТУ зависит также от аэродинамических показателей проточных частей турбины и компрессора: чем меньше аэродинамические потери в турбине и компрессоре, тем большая доля мощности газовой турбины становится полезной.

Эффективность ГТУ в сравнении с другими тепловыми двигателями обнаруживается только при высокой температуре газа и высокой экономичности турбины и компрессора. Поэтому простой по принципу действия газотурбинный двигатель стали применять в промышленности позднее других тепловых двигателей после того, как был достигнут прогресс в технологии жаропрочных материалов и накоплены необходимые знания в области аэродинамики турбомашин.

Современная тенденция в развитии ГТУ состоит в повышении начальной температуры и давления рабочих газов при простых схемных решениях. Применение жаропрочных материалов и специального охлаждения горячих деталей позволило значительно поднять температуру рабочих газов за камерой сгорания. Дальнейший прогресс в этой области связан с совершенствованием систем охлаждения и, в первую очередь, способов охлаждения рабочих лопаток газовых турбин, а также с разработкой новых жаропрочных материалов. Ближайшее десятилетие ожидается дальнейший рост единичных мощностей энергетических ГТУ и повышение начальной температуры газа.

При разработке и эксплуатации газотурбинных установок необходимы знания тепловых и газодинамических процессов, происходящих в элементах турбомашины, вопросов статической и динамической прочности элементов.

В данном курсовом проекте разрабатывается многоступенчатая газовая турбина, которая может быть использована для привода центробежного нагнетателя природного газа.

Перечень листов графических документов

Название чертежа	Обозначение	Формат
Турбина газовая одновальная мощностью 21 МВт	140501.411420.481119.13.01	А1
Лопатка рабочая 4-ой ступени	140501.411420.481119.13.02	А1

Основные условные обозначения, индексы и сокращения

Условные обозначения:

а – скорость звука;

в, В – хорда, ширина лопатки;

с, w – скорость в абсолютном, относительном движении;

С_р –удельная теплоёмкость;

D, D_l – диаметр, веерность;

F, f – площадь венца, площадь поперечного сечения лопатки;

G – массовый расход;

H, h - теплоперепад в турбине, в ступени;

k -показатель адиабаты;

l - высота лопатки;

M - чило Маха;

N, n – мощность, частота вращения;

p - давление;

S,  - осевой и радиальный зазоры;

T,t - температура (К, ⁰С);

v- удельный обьём;

z - число ступеней;

,  - угол потока в абсолютном движении и в относительном движении;

 - угол раскрытия проточной части;

 - коэффициент потерь;

η-КПД;

 - степень повышения давления;

 - степень реактивности;

 - коэффициент скорости в соплах, на рабочих лопатках;

w-угловая частота вращения;

σ_р- напряжения растяжения.

Индексы и сокращения:

^* - по заторможенным параметрам;

1 - на выходе из сопел, на входе в рабочие лопатки;

2 - на выходе из рабочих лопаток;

а - осевая;

u - окружная;

с - в абсолютном движении;

w - в относительном движении;

z - последней ступени;

ад. - адиабатический;

г - газа;

к - корневой;

л - лопатки;

н - наружный;

с - сопла;

р - рабочей лопатки;

расп - располагаемый;

ср - средний;

ст - ступени;

т - турбины, за турбиной.

1. Газодинамический расчет турбины

1.1. Предварительный расчет

Целью предварительного расчета является определение располагаемого теплоперепада от полных параметров перед турбиной и статических за турбиной. Основой такого расчета является определение величины статического давления за последней ступенью турбины.

На начальном этапе принимаем давление за последней ступенью равным барометрическому, т.е. P_z=B₀=101300 Па.

Принимаем для предварительного расчета k=1,33, c_p=1,16 кДж/кгК и задаемся КПД турбины η_т=0,90.

Степень понижения давления в турбине от полного давления перед турбиной до барометрического на выходе из турбины:

Расчетная температура продуктов сгорания на выходе турбины:

Исходя из температуры , принимаем материал и задаем предел длительной прочности:

Сталь – 15Х1МФШ. Предел длительной прочности [2].

Допускаемые напряжения растяжения в корневом сечении рабочей лопатки с запасом прочности :

.

Ометаемая площадь последней ступени турбины:

,

где К_ф – коэффициент формы лопатки (К_ф=0,5) [1], _л – плотность материала лопатки,  - угловая частота вращения ротора ( ).

Срабатываемый теплоперепад в турбине в первом приближении:

кДж/кг.

Плотность потока рабочего тела за последней ступенью:

Осевая скорость за последней ступенью из уравнения неразрывности:

.

Определяем давление рабочего тела за турбиной. Давление продуктов сгорания в газосборной камере за диффузором ( ) будет выше барометрического давления (В₀) на величину гидравлических потерь камеры и дымовой трубы (ΔР_вых). Для упрощения расчетов определяем давление за диффузором, задавая коэффициент гидравлических потерь выходного тракта ( =0,010…0,015).

Па.

Потери давления в диффузоре

,

где _д – КПД диффузорного патрубка (_д= 0,6…0,7);

с_д – скорость потока на выходе из диффузора (с_д = 80…100 м/с)

Полное давление газа за последней ступенью турбины:

Давление за последней ступенью турбины:

.

Плотность потока рабочего тела за последней ступенью:

.

Погрешность:

значит можно продолжать вычисления

Степень расширения продуктов сгорания в турбине от начального давления до статического давления за турбиной:

Адиабатический теплоперепад на турбину:

.

Располагаемый теплоперепад на турбину с учетом коэффициента возврата теплоты: