реферат_ГТУ. Реферат перечень вопросов Этапы развития гту. Принципиальные схемы гту

• Название: Реферат перечень вопросов Этапы развития гту. Принципиальные схемы гту
• Дата: 04.06.2021
• Размер: 168.48 Kb.
• Имя файла: реферат_ГТУ.docx
• Тип: Реферат; #213815

Санкт – Петербургский политехнический университет

Петра Великого
Институт Энергетики
Высшая школа: Атомная и тепловая энергетика


Дисциплина: Газотурбинные установки.


ЗАДАНИЕ

НА

РЕФЕРАТ


Перечень вопросов:

1. Этапы развития ГТУ.

2. Принципиальные схемы ГТУ.

3. Процесс расширения газа в направляющих лопатках газовой турбины.

4. Процесс сжатия воздуха на лопатках осевого компрессора.

Литература:

1. П.Н. Шляхин «Паровые и газовые турбины».

2. Б.М. Трояновский «Паровые и газовые турбины атомных электростанций».

3. https://www.turbinist.ru

4. А.В. Рудаченко, Н.В. Чухарева «ГАЗОТУРБИННЫЕ УСТАНОВКИ ДЛЯ

ТРАНСПОРТА ПРИРОДНОГО ГАЗА»

Задание выдано: «20» «февраль» 2021г.
Студент: Облат Александр Анатальевич
Номер зачетной книжки_______________________
Преподаватель: Амосов Николай Тимофеевич
Дата защиты_________________________________


г. Санкт - Петербург

2021г.

Содержание
1. Этапы развития ГТУ.

2. Принципиальные схемы ГТУ.

3. Процесс расширения газа в направляющих лопатках газовой турбины.

4. Процесс сжатия воздуха на лопатках осевого компрессора.

1. Этапы развития ГТУ. Исторические факты
В 1791 английский изобретатель Дж. Барбер впервые предложил идею создания ГТД с газогенератором, поршневым компрессором, камерой сгорания и газовой турбиной.

Русский инженер П. Д. Кузьминский в 1892 разработал проект, а в 1900 построил ГТД со сгоранием топлива при постоянном давлении, предназначенный для небольшого катера. В этом ГТД была применена многоступенчатая газовая турбина. Испытания не были завершены из-за смерти Кузьминского.

В 1900-04 немецкий инженер Ф. Штольце пытался создать ГТД, но неудачно.

В 1906 французский инженер Р. Арманго и Ш. Лемаль построили ГТД, работавший на керосине, со сгоранием топлива при постоянном давлении, но из-за низкого кпд он не получил промышленного применения.

В 1906 русский инженер В. В. Караводин спроектировал, а в 1908 построил бескомпрессорный ГТД с 4 камерами прерывистого сгорания и газовой турбиной, который при 10 000 об/мин развивал мощность 1,2 квт (1,6 л.с.).

В 1908 по проекту немецкий инженера Х. Хольцварта был построен ГТД прерывистого горения. К 1933 кпд ГТД с прерывистым горением составлял 24%, однако они не нашли широкого промышленного применения.

В России в 1909 инженер Н. В. Герасимов получил патент на ГТД, который был использован им для создания реактивной тяги (турбореактивный ГТД); в 1913 М. Н. Никольской спроектировал ГТД мощностью 120 квт (160 л. с.) с трёхступенчатой газовой турбиной; в 1923 В. И. Базаров предложил схему ГТД, близкую к схемам современных турбовинтовых двигателей; в 1930 В. В. Уваров при участии Н. Р. Брилинга спроектировал, а в 1936 построил ГТД с центробежным компрессором.

В 30-е гг. большой вклад в создание авиационных ГТД внесли советский конструктор А. М. Люлька (ныне академик АН СССР), английский изобретатель Ф. Уиттл, немецкий инженер Л. Франц и др.

В 1939 в Швейцарии был построен и испытан ГТД мощностью 4000 квт (5400 л. с.). Его создателем был словацкий учёный А. Стодола.

В 1939 в Харькове, в лаборатории, руководимой В. М. Маковским, изготовлен ГТД мощностью 736 квт (1000 л.с.). В качестве топлива использован газ, получаемый при подземной газификации угля. Испытания этого ГТД в Горловке были прерваны Великой Отечественной войной.

Большой вклад в развитие и совершенствование ГТД внесли советские учёные и конструкторы: А.Г. Ивченко, В.Я. Климов, Н.Д. Кузнецов, И.И. Кулагин, Т.М. Мелькумов, А.А. Микулин, Б.С. Стечкин, С.К. Туманский, Я.И. Шнеэ, Л.А. Шубенко-Шубин и др.

За рубежом в 40-е гг. над созданием ГТД работали фирмы «Юнкерс», «БМВ» (Германия), «Бристол Сидли», «Роллс-Ройс» (Великобритания), «Дженерал электрик» и «Дженерал моторс» (США), «Рато» (Франция) и др.

2. Принципиальные схемы ГТУ.
Схема ГТУ с одновальным ГТД простого цикла

Рис

Рисунок 1 - Схема ГТУ с одновальным ГТД простого цикла

1 - компрессор; 2 - камера сгорания; 3 - турбина; 4 - нагрузка

Схема ГТУ с одновальным ГТД регенеративного цикла



Рисунок 2 - Схема ГТУ с одновальным ГТД регенеративного цикла

1 - регенератор или рекуператор; 2 - камера сгорания; 3 - компрессор;

4 - турбина; 5 - нагрузка

Схема ГТУ с многовальным ГТД простого цикла со свободной силовой турбиной



Рисунок 3 - Схема ГТУ с многовальным ГТД простого цикла

со свободной силовой турбиной

1 - камера сгорания; 2 - компрессор; 3 - турбина;

4 - силовая турбина; 5 – нагрузка



Рисунок 4 - Схема ГТУ с многовальным ГТД сложного цикла

(с промежуточным охлаждением и промежуточным подогревом)

1 - основная камера сгорания; 2 - компрессор высокого давления;

3 - турбина высокого давления; 4 - промежуточный охладитель;

5 - камера сгорания промежуточного подогрева; 6 - компрессор низкого давления;

7 - турбина низкого давления; 8 - нагрузка

Примечание - Отбор мощности от ГТД осуществляется

с вала ротора низкого давления


Рисунок 5 - Схема ГТУ с одновальным ГТД с отборами воздуха и горячего газа

1 - камера сгорания; 2 - компрессор; 3 - турбина; 4 - нагрузка


Схема газотурбинной установки ГТУ с одновальным ГТД замкнутого цикла



Рисунок 6 - Схема ГТУ с одновальным ГТД замкнутого цикла

1 - предварительный охладитель; 2 - подогреватель рабочего тела;

3 - компрессор низкого давления; 4 - компрессор высокого давления;

5 - турбина; 6 - нагрузка; 7 - промежуточный охладитель
3. Процесс расширения газа в направляющих лопатках газовой турбины.
Лопатки статора (неподвижные направляющие лопатки) также являются профилированными сечениями и закреплены в корпусе ком-

прессора или в стопорное кольцо соплового аппарата статора, которое в

свою очередь крепится к корпусу Направляющие лопатки

часто собираются в сегменты на передних ступенях и могут иметь бандаж внутренних концов для минимизации вибраций от потока длинных

лопаток. Также необходимо закреплять лопатки статора таким образом,

чтобы они не вращались по периферии статора.

Корпус с неподвижными направляющими лопатками и уплотнениями образует статор турбины. Диск с лопатками образует рабочее колесо. Совокупность ряда направлявших и рабочих лопаток называется

турбинной ступенью. Турбинную ступень условно можно рассматривать как обращенную компрессорную ступень, в которой происходят

преобразования энергии, обратные преобразованиям, протекающим в

компрессорной ступени. На рис. вверху изображена схема такой

турбинной ступени, а внизу дано сечение направляющих и рабочих лопаток цилиндрической поверхности а–а, развернутой затем на плоскость чертежа. Направляющие лопатки 1 образуют в сечении суживаю-

щиеся каналы, называемые соплами. Каналы, образованные рабочими

лопатками 2, также обычно имеют суживающуюся форму.

Горячий газ при повышенном давлении поступает в сопла турбины,

где происходит его расширение и соответствующее увеличение скорости. При этом давление и температура газа падают. Таким образом, в

соплах турбины совершается преобразование потенциальной энергии

газа в кинетическую энергию.



Рисунок 7. Схема турбинной ступени


После выхода из сопел газ попадает в межлопаточные каналы рабочих лопаток, где изменяет свое направление. При обтекании газом рабочих лопаток давление на их вогнутой поверхности оказывается большим, чем на выпуклой, и под влиянием этой разности давлений происходит вращение рабочего колеса. Таким образом, часть кинетической энергии газа

преобразуется на рабочих лопатках в механическую энергию и передается через диск на вал турбины.
4 Процесс сжатия воздуха на лопатках осевого компрессора

Осевой компрессор представляет собой лопаточную ма­шину, в которой сжатие воздуха производится в ряде ступе­ней, состоящих из вращающихся и неподвижных лопаток. Теория осевого компрессора разработана трудами совет­ских ученых Н.Е.Жуковского, К.А.Ушакова и Б.С.Стечкина.
  Осевой компрессор (ОК) состоит из неподвижного кор­пуса 1 (рис. 8) и вращающегося ротора II.

 



Рис. 8

 

 

  Ротор состоит из отдельных рабочих колес (2), представ­ляющих собой ряд вращающихся лопаток. Между колесами на корпусе компрессора закрепляются неподвижные лопатки, которые образуют спрямляющие аппараты (3). Первый ряд неподвижных лопаток (1), установленных перед рабочим ко­лесом на входе в компрессор, называется направляющим ап­паратом.
  Совокупность рабочего колеса (РК) и спрямляющего ап­парата (СА) называется ступенью осевого компрессора.
  Схема ступени ОК показана на рис. 9.
  Цифрами 1—1, 2—2, 3—3 показаны характерные сечения ступени на входе в РК, выходе из РК и выходе из С.А.

 



Рис. 9


Ступень ОК характеризуется следующими геометрически­ми данными:
D _вт — внутренний диаметр РК (диаметр втулки);
D_к — наружный диаметр РК;
D_ср =       —  средний диаметр РК;
d _вт =                —  относительный диаметр втулки;

h    —  высота лопатки.
  На выполненных ОК авиационных ВРД на первых ступе­нях dвт = 0,35—0,56, на последующих ступенях лопатки укорачиваются и на последних ступенях dвт  = 0,85—0,9.
  Для рассмотрения течения воздуха через ступень и прин­ципа действия ОК рассечем РК и СА цилиндрической поверхностью диаметром Dср и развернем ее на плоскость. По­лучим так называемую плоскую компрессорную решетку ступени.
  Для ступени ОК с осевым входом воздуха (без направля­ющего аппарата) плоская компрессорная решетка показана на рис. 10. Цифрами показаны те же сечения, что на рис 9.
  Профили лопаток РК и СА образуют расширяющиеся ка­налы — диффузоры с площадями сечения на входе в РК f₁^,на выходе из РК f₂ и на входе и выходе из СА f ^'₂ и f₃ соот­ветственно.
 К рабочему колесу поток воздуха подходит с параметра­ми: абсолютной скоростью С1, давлением Р1 и температурой Т1. Рабочее колесо на радиусе   имеет окружную ско­рость, равную U =         —  м/сек.

 




Рис. 10


 Частица воздуха, поступившая на переднюю кромку ко­леса, начинает двигаться вдоль межлопаточного канала с от­носительной скоростью W₁, равной геометрической разностиабсолютной C₁ и окружной U скоростей, т. е. W₁ = С₁ — U.
 План скоростей на входе в РК показан на рис. 10. Величина абсолютной скорости воздуха на входе в РК первой ступени современных ОК равна   С1 = 160—180    м/сек.
 В последующих ступенях она уменьшается и в последней ступени доходит до 100 — 140 м/сек.
Величина относительной скорости W1 с целью уменьше­ния потерь, связанных с волновым сопротивлением не долж­на превышатьW_{1 max} ≤ (0,7 – 0,8)а
 К РК компрессора подводится механическая энергия. Лопатки РК оказывают на воздушный поток силовое воз­действие, за счет которого осуществляется течение воздуха в элементах компрессора, поворот потока во вращающихся изогнутых каналах колеса и, как следствие этого, рост кине­тической энергии потока по абсолютной скорости (С₂ > С₁) и давления в потоке. Лопатка РК представляет собой аэродинамический про­филь, установленный в потоке воздуха (рис. 11). При вра­щении РК ступени на лопатке возникает аэродинамическая сила Р.



Рис. 11


  Лопатка на воздух действует с равной, но противо­положно направленной силой Q. Осевая составляющая этой силы Q_а является причиной движения воздуха вдоль оси компрессора, а окружная составляющая Q_u осуществляет поворот потока внутри канала.
  Увеличение давления воздуха происходит как в РК, так и СА. В расширяющихся каналах РК (f₂>f₁) происходит торможение потока по относительной скорости. Относитель­ная скорость на выходе из РК W₂1. Часть кинетической энергии по относительной скорости превращается в энергию давления. Давление воздуха увеличивается от величины P1 до P₂. Соответственно растет температура воздуха от T₁ до Т₂. Эпюры изменения параметров воздуха (P, Т, G, W) в элементах ступени компрессора показаны на рис. 9.
  Дальнейшее торможение потока по абсолютной скорости происходит в расширяющихся каналах СА (f₃>f^′₂). Абсолют­ная скорость воздуха С₂ в каналах С_А уменьшается до С₃, примерно равной скорости на входе в ступень. Вследствие уменьшения кинетической энергии по абсолютной скорости в СА давление и температура воздуха увеличиваются от Р₂ и Т₂ до Р₃ и Т₃.