Воздушное охлаждение лопаток газовых турбин

Московский государственный технический университет
имени Н.Э. Баумана
В.Л. Иванов
ВОЗДУШНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ
ЛОПАТОК ГАЗОВЫХ ТУРБИН
Под редакцией М.И. Осипова
Рекомендовано Научно-методическим советом
МГТУ им. Н.Э. Баумана в качестве учебного пособия
по курсу «Системы охлаждения газотурбинных
двигателей, газотурбинных и комбинированных установок»
Москва
Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана
2013

УДК 621.438.539.4(075.8)
ББК 31.363.02
И20
Рецензенты: Ю.С. Елисеев, К.С. Егоров
И20
Иванов В. Л.
Воздушное охлаждение лопаток газовых турбин : учеб. пособие по курсу «Системы охлаждения газотурбинных двигателей, газотурбинных и комбинированных установок» /
В. Л. Иванов ; под ред. М. И. Осипова. — М.: Изд-во МГТУ
им. Н. Э. Баумана, 2013. — 94, [6] с. : ил.
ISBN 978-5-7038-3748-1
Рассмотрены вопросы расчета и проектирования воздушной системы охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин, конструктивные схемы охлаждаемых лопаток, способы подвода охлаждающего воздуха к лопаткам. Изложены методы расчета температурного поля лопаток турбины, особенности расчета каждой из них, иллюстрированные примерами расчета. Особое внимание уделено физической стороне процессов, протекающих в охлаждаемой конструкции,
взаимосвязанным проблемам термодинамики, аэродинамики охлаждаемой турбины, а также вопросам экономической эффективности
высокотемпературного газотурбинного двигателя с охлаждаемой турбиной.
Для студентов старших курсов МГТУ им. Н.Э. Баумана изучающих
курс «Системы охлаждения газотурбинных двигателей, газотурбинных и комбинированных установок».
УДК 621.438.539.4(075.8)
ББК 31.363.02
ISBN 978-5-7038-3748-1
c
⃝МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2013

ПРЕДИСЛОВИЕ
В учебном пособии последовательно изложены теоретические
и практические вопросы расчета и проектирования охлаждаемых
лопаточных аппаратов (лопаточных венцов) ступеней высокотемпературных газовых турбин с разными схемами организации
воздушно-конвективного охлаждения лопаток. По возможности
исключена формализация этих вопросов, а большее внимание
уделено физической (термодинамика, аэродинамика, теплообмен)
стороне явлений и практическим проблемам расчета охлаждаемой лопатки турбины. Расчет воздушной системы охлаждения
рассмотрен как сопряженная задача.
Более подробно изучить теорию и практику расчета и проектирования охлаждаемых лопаток газовых турбин можно, используя
работы [1—7].
При написании учебного пособия использованы материалы
лекций по дисциплине «Системы охлаждения газотурбинных двигателей, газотурбинных и комбинированных установок», читаемых автором для студентов, обучающихся специальности кафедры
«Газотурбинные и нетрадиционные энергоустановки» в МГТУ
им. Н.Э. Баумана, результаты научно-исследовательских работ кафедры по высокотемпературным газовым турбинам, материалы
научно-технических конференций по проблемам газотурбостроения, а также материалы периодических изданий последних лет.
Автор выражает признательность рецензентам Ю.С. Елисееву
и К.С. Егорову за конструктивные советы и замечания, которые
были учтены при подготовке окончательного варианта рукописи, а
также студенту Д.А. Скибину за помощь в подготовке рукописи к
печати.

1. ОХЛАЖДЕНИЕ ЛОПАТОК ГАЗОВЫХ ТУРБИН
КАК СПОСОБ РЕАЛИЗАЦИИ
ВЫСОКОЙ ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗА ПЕРЕД ТУРБИНОЙ
Коэффициент полезного действия (КПД) ηe и удельная мощность Nуд газотурбинной установки (ГТУ) или газотурбинного
двигателя (ГТД) при оптимальной степени повышения давления
зависят от КПД лопаточных машин (турбины, компрессоры), но в
большей степени от отношения максимальной температуры газотурбинного цикла (температуры газа перед турбиной) к минимальной температуре (температуре газа на входе в компрессор низкого
давления).
На ранней стадии развития и становления ГТУ и ГТД, когда
КПД компрессоров и турбин был низок, достижение КПД ГТД даже уровня 10 . . . 15 % оказывалось возможным лишь ценой очень
высоких температур газа перед турбиной. Поэтому в 1930—1940-х
годах разрабатывались ГТД (работы В.М. Маковского, В.В. Уварова, Э. Шмидта), способные работать при температуре газа перед
турбиной порядка 1500 K. При этом требовалось создать ГТД, способный нести нагрузку в течение длительного времени.
Работоспособность конструкционного материала при высоких
температурах характеризуют пределом длительной прочности, который представляет собой напряжение, которое в условиях ползучести, создаваемой постоянными нагружением и температурой,
приводит к разрушению конструктивного элемента (образца материала) в течение заданного промежутка времени. В зависимости
от времени, в течение которого это напряжение приводит к разрушению, различают сточасовой σ100, тысячачасовой σ1000 и т. д.
пределы длительной прочности. При обработке результатов ис4

пытаний конструкционного материала на длительную прочность
широко используется параметрический метод, позволяющий применять как экстраполяцию, так и интерполяцию экспериментальных данных при переходе не только к другим напряжениям, но и
к другим температурам.
Наиболее распространенной является параметрическая зависимость Ларсена — Миллера
T(C + lgτ) = const,
(1.
.1)
где Т — абсолютная температура испытуемого материала, K; С —
постоянная; τ — время до разрушения, ч.
Поскольку для каждой температуры материала при τ = const
параметр T (C + lgτ) имеет постоянное значение, то для любых
двух значений температуры будет справедливо следующее равенство:
T1 (C + lgτ1) = T2 (C + lgτ2) .
(1.
.2)
Это равенство позволяет для каждого значения напряжения определить эквивалентную температуру и время до разрушения, если
структурные изменения в материале при эквивалентной температуре существенно не отличаются от тех, которые имеют место при
более низких температурах, но в течение более длительного промежутка времени.
Параметрическая кривая длительной прочности для стали
12МХФ приведена на рис. 1.1, а зависимость параметра T (20 + lgτ)
от температуры T и времени до разрушения τ — на рис. 1.2. Если
известны напряжения в лопатке и расчетное время ее работы (в
часах), параметрическая кривая позволяет определить предельную
температуру, при которой лопатка сможет длительно работать.
При низком качестве конструкционных материалов начала
1930-х годов приемлемую по прочности температуру лопатки
можно было обеспечить, используя жидкостную (водяную) систему охлаждения. Поэтому при принципиально разных схематических и конструктивных решениях системы охлаждения турбин
В.М. Маковского, В.В. Уварова и Э. Шмидта были жидкостными
(водяными).
Впоследствии (при разработке эффективных компрессоров и
турбин, повышении качества конструкционных материалов) по5

Рис. 1.1. Параметрическая кривая длительной прочности для стали
12МХФ
Рис. 1.2. Зависимость параметра T(С + lg τ) от температуры Т и времени до разрушения τ [8]
явилась возможность создания более экономичной ГТД, способной
работать при более низкой температуре перед турбиной с неохлаждаемыми лопатками. В промышленных масштабах это было реализовано на отечественных газотурбинных агрегатах. Например,
6

первая газотурбинная установка ГТ-600-1,5 Невского машиностроительного завода (1954) мощностью 1500 КВт работала при температуре газа перед турбиной 823 K и не требовала охлаждения
лопаток турбины.
В последующие годы начиная с 1950-х годов активное внедрение ГТД в авиации и газокомпрессорных станциях магистральных
газопроводов привело к необходимости повышения КПД ГТД, что
достигалось путем увеличения температуры газа перед турбиной.
Поскольку темп улучшения прочностных свойств высокотемпературных конструкционных материалов отставал от требуемого темпа увеличения температуры газа перед турбиной, пришлось вновь
использовать охлаждение лопаток газовой турбины. На этом этапе
была разработана воздушная система охлаждения лопаток, которая конструктивно и технологически проще жидкостной системы
охлаждения лопаток.
Воздушное охлаждение лопаток позволяет избежать их переохлаждения (что свойственно водяной системе охлаждения) поддерживая температуру лопаток на максимально допустимом по
прочности конструкционного материала уровне. В качестве охлаждающего агента используется отбираемый от компрессора воздух, который после выполнения функции охладителя сбрасывается в проточную часть турбины. Воздух, смешиваясь с газом, совершает работу на лопатках турбины, при этом также происходит
частичная регенерация теплоты, отведенной в систему воздушного
охлаждения лопаток.
Современные ГТД в отличие от первых способны работать при
температуре газа перед турбиной 1700. . .1800 K, при этом КПД
достигает 38. . .40 %. Это стало возможным как вследствие повышения качества высокотемпературных материалов, так и в результате разработки эффективных способов воздушно-конвективного
охлаждения лопаток, позволяющих создать в лопатке каналы охлаждения сложной геометрической формы.

2. ВЛИЯНИЕ ОХЛАЖДЕНИЯ НА ПОКАЗАТЕЛИ РАБОТЫ
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
Введение охлаждения лопаток, позволяющего повысить температуру газа перед турбиной, одновременно приводит к проявлению
ряда отрицательных факторов, таких, как:
• отвод теплоты от газа, работающего на лопатках турбины;
• уменьшение газодинамической эффективности лопатки вследствие отступления от оптимального профиля поперечного сечения
лопатки для размещения каналов охлаждения в лопатке;
• снижение температуры газового потока при вводе охлаждающего воздуха в проточную часть турбины;
• потери от смешения охлаждающего воздуха с газом в проточной части турбины.
2.1. Снижение работоспособности газа при отводе теплоты
в систему охлаждения (термодинамические потери)
Отвод теплоты от газа в систему охлаждения лопаток соплового аппарата (соплового венца) или венца рабочих лопаток ротора,
как любой отвод энергии от газового потока, приводит к понижению его энергетического уровня, что выражается в уменьшении
скорости истечения газа из лопаточного венца турбины.
На рис. 2.1 представлена термодинамическая Т — S-диаграмма,
иллюстрирующая протекание процессов расширения газа в охлаждаемой ступени турбины, состоящей из соплового и рабочего
венцов лопаток. Линиями p1, p2 и p3 обозначены изобары, характеризующие давление газа соответственно перед сопловыми
лопатками, за сопловыми лопатками и за рабочими лопатками,
8

Рис. 2.1.
Термодинамическая T −Sдиаграмма процесса расширения газа
в ступени охлаждаемой турбины
а цифрами 1 — 9 — температуры начала и конца
анализируемых ниже процессов расширения
газа:
• 1—2 — процесс расширения газа в неохлаждаемом сопловом аппарате;
• 1—3 — процесс расширения газа в охлаждаемом сопловом аппарате;
• 1—4 — адиабатный процесс расширения
газа в сопловом аппарате;
• 3—5 — процесс расширения газа на неохлаждаемых рабочих лопатках;
• 3—6 — процесс расширения газа на охлаждаемых рабочих лопатках;
• 2—7 — адиабатный процесс расширения
газа на рабочих лопатках в случае неохлаждаемых сопловых лопаток;
• 3—8 — адиабатный процесс расширения газа на рабочих лопатках в случае охлаждаемых сопловых лопаток;
• 1—4—9 — адиабатный процесс расширения газа в ступени
турбины.
Непосредственным результатом отвода теплоты в систему
охлаждения сопловых лопаток (процесс расширения газа 1—3)
является понижение работоспособности газа и соответствующее
уменьшение скорости его истечения из соплового аппарата. Последствием охлаждения газа в сопловом аппарате (температура
газа на выходе из соплового аппарата T3) является уменьшение
располагаемого адиабатного теплоперепада на рабочих лопатках
турбины (процесс расширения газа 3—8). Охлаждение рабочих
лопаток приводит к аналогичным последствиям. В результате отвода теплоты в систему охлаждения лопаток ступени турбины
работоспособность газа, поступающего на расположенные далее
неохлаждаемые ступени, также cнижается. Это является следствием уменьшения располагаемого адиабатного теплоперепада газа
на находящихся ниже ступенях турбины.
Снижение работоспособности газа вследствие его охлаждения
учитывается коэффициентом термодинамических потерь
χ = ΔH
qохл
,
9

где ΔН — снижение располагаемого адиабатного теплоперепада,
Дж/(кг·с−1); qохл — удельный теплоотвод в систему охлаждения
лопаточного венца, Дж/кг.
На рис. 2.2 показана зависимость коэффициента термодинамических потерь от степени расширения газа в лопаточном венце
(π = p1/p2 или π = p2/p3), и от показателя k адиабаты процесса
расширения.
Рассмотрим процесс расширения газа в охлаждаемой ступени
турбины (см. рис. 2.1).
Скорость истечения газа из сопловой лопатки определяется
следующим выражением:
C1 = 1, 415ϕ

1 −χqoхл.с.л
Hс.л
,

Hс.л

Hc.л −χqoхл.с.л = 1,415ϕ
где ϕ — коэффициент скорости неохлаждаемой сопловой лопатки;
Hс.л – исходный адиабатный теплоперепад на сопловой лопатке;
qoхл.с.л — удельный теплоотвод (теплота охлаждения, отнесенная
Рис. 2.2.
Зависимость коэффициента χ термодинамических потерь от
степени расширения газа в лопаточном венце сопловых (π = p1/p2) или
рабочих (π = p2/p3) лопаток и от показателя адиабаты k процесса расширения газа на сопловых или рабочих лопатках
10