книги из ГПНТБ / Нигматулин И.Н. Тепловые двигатели учеб. пособие

женных турбинах диски иногда делаются насадными на вал, к которо­ му они крепятся различными способами.

Барабанные и диско-барабанные роторы газовых турбин по кон­ струкции аналогичны таким роторам паровых турбин. Они бывают цельноковаными и сварными. В турбинах небольшой мощности ротор часто отковывается заодно с валом. Цельнокованые роторы весьма жестко ограничиваются по диаметру, так как для заготовок диамет­ ром более 1 м трудно бывает обеспечить высокое качество поковки. Этого недостатка лишены сварные роторы. Кроме того, сварные рото­ ры в ряде случаев бывает целесообразно сваривать из элементов, из­ готовленных из разных сталей.

Рис. 2-17. Конструктивные схемы рабочих лопаток с внутренним охлаждением

Роторы газовых турбин сейчас все чаще выполняются охлаждае­ мыми. Если они в этом случае работают с относительно невысокой температурой, их можно изготовлять из сталей перлитного класса, которые значительно дешевле, чем аустенитные стали. В остальных случаях для роторов наряду с перлитными применяются и аустенит­ ные стали.

В связи с тем что потери давления существенно снижают мощность и к.п.д. ГТУ, всегда стремятся конструкцию цилиндров турбины и

патрубки, было возможно меньшим. Из этих соображений широко распространена компоновка корпусов ГТУ в одну линию, когда ком­ прессор, камера сгорания и турбина расположены по одной оси. При-

190

чем такое расположение принимается даже для двухвальных устано­ вок, когда оба вала имеют разное число оборотов. Примером тому может служить ГТ-100-750. В этом случае потери давления при пере­ ходе газа из одного агрегата в другой получают минимальными. Кла­ паны перед газовыми турбинами, как правило, отсутствуют.

Корпусы (цилиндры) газовых турбин обычно отливаются из пер­ литных сталей. Но в некоторых случаях применяется сварка отдель­ ных частей корпуса. Для упрощения сборки и разборки корпусы круп­ ных турбин обычно выполняются с горизонтальным разъемом. При этом обе половины соединяются болтами или шпильками, что более предпочтительно. Для упрощения технологии изготовления корпусы многоступенчатых турбин часто имеют еще и вертикальный разъем, а иногда вообще делаются составными из кольцевых элементов, кото­ рые соединяются между собой на фланцах. Корпусы одноступенчатых турбин в большинстве своем выполняются без разъемов. В случае отсутствия разъемов в корпусе осуществляется осевая сборка и раз­ борка турбин.

В отличие от паровой турбины корпус газовой турбины работает при более высокой температуре, но зато при меньшем давлении (по­ рядка 20-^30 бар и ниже).

Для уменьшения температуры стенок корпуса внутрь его часто вставляется жароупорный экран, изготовленный из тонкостенного листа аустенитной стали. Между экраном и стенками корпуса поме­ щается теплоизоляционный материал. Отверстия в экране разгружа­ ют его от давления газа. А стенки корпуса, воспринимающие давле­ ние, имеют низкую температуру.

Существуют и другие варианты снижения температуры корпуса. Так, например, корпус заключается в кожух, а через зазор между ними пропускается охлаждающий воздух. Бывают турбины и с двухстенным корпусом, между стенками которого проходит воздух от ком­ прессора. Внутренние стенки подвержены действию высокой темпе­ ратуры, а наружные воспринимают давление газа. Применяются так­ же корпусы с водяным охлаждением. Для крепления к фундаменту обычно в нижней части корпуса делаются опорные лапы.

Валы, лабиринтовые уплотнения и подшипники газовых турбин по конструкции аналогичны таким же деталям паровых турбин. Не­ которое исключение составляют газовые авиационные турбины, в которых преимущественно применяются подшипники качения.

§ 2-11. Методы повышения термической стойкости турбинных деталей и способы их охлаждения

Повышения термической стойкости турбинных деталей добивают­ ся не только путем использования для их изготовления жаростойких сплавов и сталей, но также при помощи ряда других мероприятий, а именно: а) за счет применения различных способов охлаждения деталей воздухом и водой; б) нанесением на поверхность лопаток

191

тонкого слоя защитных покрытий, в качестве которых обычно исполь­ зуются окислы А12 03 (алюминия), MgO (магния), ВеО (бериллия) и другие подобные соединения: MgO-Al2 03 , Al2 03 -SiO, ВеО-MgO-Zr02 .

Благодаря высокой температуре плавления (27504-3300 К), хими­ ческой стойкости и низким коэффициентам теплопроводности этих веществ покрытия из них хорошо предохраняют поверхность лопаток от высокотемпературной коррозии и дают возможность снизить их температуру; в) посредством изготовления лопаток из металлокерамических материалов методами порошковой металлургии. Деталь в этом случае изготовляется из порошковой смеси керамики и металла холодным прессованием с последующим спеканием или же горячим прессованием. Полученные таким образом изделия обладают значи­ тельной прочностью при высоких температурах и стойкостью по отно­ шению к высокотемпературной коррозии. А меньший удельный вес металлокерамики по сравнению со сталями и сплавами позволяет снизить напряжения в лопатках, возникающие за счет центробежной силы при вращении турбины.

СреДи разработанных видов металлокерамики хорошо показала себя композиция под названием «керамель», состоящая из 80 % карби­ да титана и 20 % кобальта. Ее сопротивление разрыву составляло 36,2-1034-68,7-103 Н/см2 при температуре 1143 К и 18,1-1034-49,1 х х Ю 3 Н/см2 при 1366 К- Диск с лопатками из «керамеля» был испы­ тан при вращении с окружной скоростью 215 м/с при температуре 1478 К, и лопатки вели себя при этом вполне удовлетворительно.

Однако, несмотря на обнадеживающие результаты, оба рассмот­ ренных выше метода повышения термической стойкости лопаток еще не вышли по существу из рамок исследовательских работ и не полу­ чили распространения в производстве. Причина — большая хрупкость применяемых керамических и металлокерамических материалов и склон­ ность их к растрескиванию при резком изменении температуры.

Зато в настоящее время все в больших масштабах применяются в турбинах средней и особенно большой мощности различные способы охлаждения турбинных деталей воздухом и водой. Эти способы мож­ но разделить на два следующих основных вида:

1. Охлаждение ротора воздухом или водой с частичным охлажде­ нием рабочих лопаток за счет отвода тепла от них путем теплопровод­ ности через хвостовики в ротор.

2. Непосредственное охлаждение рабочих лопаток воздухом или водой при одновременном охлаждении и самого ротора.

Каждый из этих способов в свою очередь имеет ряд различных ва­

горячего газа из проточной части турбины к боковой поверхности дис­ ка. 2. Струйное охлаждение обода диска (рис. 2-18, б). В этом случае

192

обод диска обдувается струями воздуха, который подводится к нему через ряд специальных отверстий, трубок или сопел небольшого диа­ метра, расположенных в корпусе турбины в нескольких местах по окружности диска. Но иногда подвод воздуха к ободу осуществляется и с помощью сплошной кольцевой щели. Этот метод более эффектив­

температуры газа перед турбиной. Необходимый расход охлаждаю­ щего воздуха составляет 14-3% от общего его расхода в установке. Этот метод пригоден не только для дисковых, но и для барабанных роторов. Он нашел широкое применение в нашей стране в области авиационного и транспортного газотурбостроения. В ряде случаев, чаще всего в турбинах значительной мощности с барабанными ротора­ ми, для увеличения эффективности охлаждения перечисленные ме­ тоды применяются или одновременно, или в различных комбинациях друг с другом. 4. Охлаждение дисков с помощью водяных экранов. При этом по обеим сторонам обода и полотна диска с некоторым за­ зором устанавливаются неподвижные охлаждаемые водой экраны, которые обеспечивают достаточно интенсивный отвод тепла путем излучения. Испытания показали, что данный метод примерно равно­ ценен струйному охлаждению с расходом охлаждающего воздуха порядка 24-3%. Но вследствие конструктивных и эксплуатационных усложнений (так, например, в этом случае требуется специальная замкнутая система охлаждения с дистиллированной водой) рассмот­ ренный метод имеет весьма ограниченное применение.

Практика показывает, что при всех четырех рассмотренных мето­ дах охлаждения снижение температуры рабочих лопаток за счет от­ вода от них тепла путем теплопроводности через хвостовики в охлаж­ даемый ротор является недостаточно эффективным. Это объясняется тем, что лопатки имеют сравнительно большую длину и, кроме того,

они изготовляются из жаропрочных сталей и сплавов, которые обла­ дают, как правило, плохой теплопроводностью. Поэтому в настоящее время все больше уделяется внимания способам непосредствен­ ного охлаждения лопаток воздухом или водой. Однако существую­ щие сейчас способы являются сложными в конструктивном и техно­ логическом исполнении, они недостаточно надежны в работе и заметно удорожают турбину. А все это в итоге тормозит их распространение в практике отечественного и зарубежного газотурбостроения.

При внутреннем охлаждении лопаток воздухом последний подво­ дится через полый вал к ободу ротора. Затем он пропускается через специально выполненные в теле лопатки продольные отверстия (см. рис. 2-17, а), после чего удаляется в проточную часть турбины, где смешивается с потоком газа. Форма и число охлаждающих отверстий бывают в лопатках различными.

Часто для пропуска охлаждающего воздуха сами лопатки изго­ товляются полыми (см. рис. 2-17, б). Внутрь таких полых лопаток 1 вставляются дефлекторы (вставки) 2, с помощью которых достигается более равномерное поле температур по профилю, а также обтекание охлаждаемой поверхности воздухом с большей скоростью. За счет этого повышается коэффициент теплоотдачи и в конечном счете сокра­ щается расход охлаждающего воздуха.

В том случае, если лопатки охлаждаются водой, она обычно по одним каналам пропускается вдоль всей лопатки до конца ее, а по другим возвращается назад и затем отводится в систему охлаждения. С помощью насоса обеспечивается непрерывная циркуляция воды в замкнутой системе охлаждения. Обладая значительно большой эф­ фективностью, по сравнению с охлаждением воздухом, водяное ох­ лаждение лопаток тем не менее до сих пор не вышло из стадии экспе­ риментальных исследований. Причиной тому является его гораздо большая сложность, недостаточная надежность в эксплуатации, по­ требность в дистиллированной воде. Кроме того, при охлаждении водой температурное поле по профилю лопатки получается более не­ равномерным, в результате чего в теле лопатки могут быть значитель­ ные по величине термические напряжения.

Более надежным в работе и в то же время не требующим специаль­ ной замкнутой системы является термосифонное охлаждение лопаток (см. рис. 2-17, в). Внутренняя полость лопаток / в этом случае делает­ ся герметичной и заполняется жидкостью 2, являющейся хорошим теплоносителем (водой, жидким сплавом натрия с калием и т. д.). При работе турбины в результате действия центробежных сил и раз­ ности температур возникает интенсивная естественная циркуляция жидкости в полости лопатки. Более холодные частицы жидкости, имею­ щие больший удельный вес, отбрасываются центробежными силами к вершине лопатки, а нагретые частицы перемещаются к хвостовику 3. Для увеличения поверхности отвода тепла хвостовик 3 каждой ло­ патки оканчивается индивидуальным радиатором 4, который охлаж­ дается обычно воздухом. Основным недостатком термосифонного ох­ лаждения лопаток являются трудности, связанные с отводом большого количества тепла от радиаторов.

194

1) в них должно происходить устойчивое-горение топлива на всех режимах работы ГТУ, без срывов, опасных пульсаций и затухания пламени; 2) поле температур в газовом потоке перед турбиной долж­

они должны иметь надежное охлаждение, особенно наиболее нагре­

жидкого топлива: газойле, керосине, дизельном топливе, соляровом масле и т. д. Использование тяжелых сортов жидкого топлива (мазу­ тов) сопряжено с целым рядом значительных трудностей и в на­ стоящее время находится в основном в стадии освоения. Вопрос этот усложняется еще тем, что в мазутах часто содержатся вредные приме­ си — ванадий, сера и натрий, которые способны вызывать коррозию и загрязнение зольными отложениями проточной части турбин, реге­ нераторов и самих камер сгорания. Причем ванадиевая коррозия осо­ бенно резко усиливается при увеличении температуры газа перед турбиной свыше 920 К [7].

Проблема сжигания в камерах сгорания твердого топлива пока не решена, но в этом направлении ведутся исследовательские работы.

Камеры сгорания характеризуются следующими основными пока­

сгорания топлива, кДж/кг.

2. Объемная теплонапряженность q, кВт/м3 , характеризует ком­ пактность камеры, а з начит, и эффективность использования ее объема:

где VK — объем камеры сгорания, м3 ; принимается обычно равным объему пламенной (жаровой) трубы.

С повышением давления в камере производительность и теплона­ пряженность ее увеличиваются, так как при этом возрастают весовой расход воздуха через камеру, а следовательно, и расход сжигаемого

топлива. Поэтому при оценке камер сгорания их объемную теплонапряженность обычно берут относительно к величине давления в каме­ ре, т. е.

здесь р в — давление на входе в камеру, бар.

Потери энергии в камере сгорания состоят из тепловых потерь и потерь давления.

3. Все тепловые потери учитываются с помощью теплового к.п.д.

на всем диапазоне рабочих нагрузок и 1-4-3% — при работе на рас­ четной нагрузке; Q0XJI — потери за счет отдачи тепла в окружающее пространство нагретой поверхностью камеры и примыкающих к ней трубопроводов. Эти потери обычно бывают не более 0,5% от расхода тепла.

В существующих камерах сгорания величина теплового к.п.д.

сматривается в курсе газовой динамики. Плотность газа в этом случае уменьшается, а скорость газового потока увеличивается.

Величину полных потерь давления принято выражать в долях или процентах по отношению к полному давлению воздуха на входе в камеру р в * :

где Ар* — полная потеря давления в камере, бар; р* — полное дав­ ление газов на выходе из камеры, бар.

Величины полных давлений воздуха и газа:

где р в , р г — статическое давление воздуха на входе и газа на выходе, бар; рв , рг — плотности воздуха и газа, кг/м3 ; wB, wr — средние скорости воздуха во входном сечении и газа в выходном сечении камеры, м/с.

196

В современных конструкциях камер сгорания величина полных потерь давления обычно бывает в пределах vKс = 14-3%, но в авиа­ ционных камерах она может достигать 10%.

Потери давления в камере сгорания снижают к.п.д. ГТУ и вызы­ вают соответствующий перерасход топлива. Это можно учесть с по­ мощью аэродинамического к.п.д. камеры сгорания т]к.с . Его величина,

по данным испытаний [9], в среднем составляет т£.с = 0,984-0,99. Общий к.п.д. камеры сгорания можно выразить в виде произве­

дения:

У современных камер сгорания TJk - c = 0,95 4-0,98.

5. Общий коэффициент избытка воздуха в камере сгорания

рого зависит от конструкции камеры сгорания и вида сжигаемого топлива. Обычно ai = 1,2 4- 1,6.

Существующие камеры сгорания имеют разнообразные конструк­ тивные формы, которые можно разделить на следующие основные типы: а) индивидуальное, б) секционные (многотрубчатые), в) коль­ цевые, г) трубчато-кольцевые.

Кроме того, камеры сгорания делятся на прямоточные и противоточные. В прямоточных камерах охлаждающий (вторичный) воздух движется в кольцевом канале между пламенной трубой и корпусом в том же направлении, что и продукты сгорания. В противоточных камерах поток охлаждающего воздуха направлен навстречу потоку продуктов сгорания в пламенной трубе. Применение противоточных камер в ряде случаев дает преимущества в смысле общей компоновки ГТУ и позволяет сократить длину камеры. Но потери давления в них обычно больше, чем в прямоточных камерах.

Индивидуальные камеры в свою очередь бывают выносными и встроенными. Выносная камера в отдельно смонтированном корпусе устанавливается в ГТУ рядом с турбокомпрессором. Применяются эти камеры в основном в стационарных и значительно реже в транс­ портных установках. У встроенных камер корпус опирается непо­ средственно на общий корпус турбокомпрессора или конструктивно с ним совмещен.

197

Существуют две разновидности индивидуальных камер сгорания, а именно: цилиндрические и угловые камеры.

Цилиндрическая камера сгорания является по конструкции прос­ той и довольно широко применяется (рис. 2-19). Поступающий в нее сжатый воздух разделяется на два потока: первичный и вторичный. Первичный воздух поступает через воздухонаправляющее устройство / в пламенную трубу 4, куда через форсунку 2 (или горелку) подает­ ся топливо, которое сгорает в потоке воздуха. Расход первичного воздуха регулируется в зависимости от расхода топлива соответст­ вующим поворотом лопаток воздухонаправляющего устройства /,

Рис. 2-19. Схема цилиндрической камеры сгорания

что осуществляется посредством специальных рычагов управления. Вторичный (охлаждающий) воздух пропускается через кольцевое пространство между пламенной трубой 4 и корпусом 3 камеры сгора­ ния. При движении он интенсивно охлаждает стенки трубы и корпуса. Выходя из кольцевого пространства, вторичный воздух попадает в объем А, где он смешивается с продуктами сгорания, понижая тем самым их температуру до заданной величины.

Для более интенсивного охлаждения пламенной трубы, уменьше­ ния закрутки газового потока на выходе из камеры и для лучшего перемешивания вторичного воздуха с продуктами сгорания к поверх­ ности пламенной трубы приварены лопатки 5, закручивающие поток вторичного воздуха в направлении, обратном тому, которое придается первичному воздуху.

В цилиндрических камерах можно установить не одну, а много форсунок, что увеличивает надежность работы и позволяет регулиро­ вать теплопроизводительность камеры сгорания изменением числа работающих форсунок. Объемная теплонапряженность этих камер составляет (20-т-30)-103 кВт/м3 при давлении 4 4-4,5 бар, а тепловая производительность камеры сгорания — до 40-103 кВт. Расход топ­ лива на камеру достигает 3000 кг/ч, а расход воздуха — 2,5-105 м3 /ч.

Положительными сторонами индивидуальных цилиндрических ка­ мер сгорания являются простота конструкции и сравнительно малые

198

лельно работающих цилиндрических камер (секций), часто связан­ ных между собой пламяпередающими патрубками.

На рис. 2-20 показана в разрезе одна секция многотрубчатой ка­ меры сгорания. Она состоит из внутренней пламенной трубы и внеш­ него кожуха. Пламенная труба включает в себя головку, состоящую из лопаточного завихрителя 3, тарелки 2 и конуса 4, и корпус, со­ стоящий из цилиндрической части 5 и двух конических участков,

Рис. 2-20. Секция многотрубчатой камеры сгорани

соединенных между собой конусным кольцом 6. Первичный воздух поступает через входной кожух 1 в головку пламенной трубы. Часть его направляется в зону горения через лопаточный завихритель 3, а оставшаяся часть идет туда через многочисленные отверстия в та­ релке 2 и конусе 4. Кроме того, на цилиндрической части пламенной трубы 5 имеется еще два ряда отверстий, через которые поступает до­ полнительно воздух, необходимый для горения при полной нагрузке ГТУ. Вторичный воздух идет по кольцевому пространству между пламенной трубой и кожухом 8 и затем поступает в зону смешения через четыре ряда отверстий в конической части пламенной трубы 7. Кроме того, небольшая часть охлаждающего воздуха входит внутрь пламенной трубы через большое число отверстий малого диаметра в конусном кольце 6.

Секционные камеры сгорания выполняются обычно в виде единого моноблока, в котором все секции заключены в общий корпус. Каждая

199