СПОСОБ ОЦЕНКИ ОСТАТОЧНОГО РЕСУРСА ПЕРВОЙ СТУПЕНИ ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКИ
METHOD FOR EVALUATION OF RESIDUAL LIFE OF THE FIRST STAGE OF GAS TURBINE PLANT

Изобретение относится к области техники, а более конкретно - к способу оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки.
Настоящее изобретение может найти применение при создании, эксплуатации, управлении и мониторинге систем различного назначения, включая сложные технические системы, в которых интегрированы газотурбинные установки, используемые в энергетике, машиностроении, коммунальном хозяйстве и других отраслях.
В основу настоящего изобретения положена задача создания такого способа оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки, который позволил бы определять остаточный ресурс ресурса первой ступени газотурбинной установки на основе учета реальной температуры перед первой ступенью газовой турбины, заброса температур перед первой ступенью газовой турбины (разница между реальной и теоретической температурами), изгибающих напряжений в рабочих лопатках первой степени газовой турбины и других значимых факторов.
Наиболее близким к данному изобретению является способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени турбины (патент РФ №2499889), который можно принять за прототип. Смысл изобретения-прототипа заключается в том, что угол раскрытия проточной части турбины в меридиональном сечении выбирают в пределах 13…23°, а отношение среднего диаметра рабочего колеса последней ступени силовой турбины к высоте рабочей лопатки на выходе из турбины от 3.5 до 4.0. Минимальную толщину полотна диска последней ступени турбины выбирают равной или большей ширины пера рабочей лопатки последней ступени силовой турбины в корневом сечении. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия турбины при достаточной динамической прочности рабочих лопаток последней ступени силовой турбины.
Задача рассматриваемого прототипа - обеспечить приемлемые адиабатические КПД газовой турбины с уменьшением выходной потери и повышением мощностного КПД турбины при достаточной динамической прочности рабочих лопаток последней ступени силовой турбины.
Решение задачи получения приемлемого адиабатического КПД газовой турбины и повышении мощностного КПД турбины с обеспечением динамической прочности последней рабочей лопатки турбины при угле раскрытия проточной части в меридиональном сечении в пределах 13…23° и соответственно отношении среднего диаметра рабочего колеса последней ступени силовой турбины к высоте рабочей лопатки на выходе из турбины от 3.5 до 4.0, минимальную толщину полотна диска последней ступени турбины выбирают равной или большей, чем ширина пера рабочей лопатки последней ступени силовой турбины в корневом сечении.
Выбор диапазона значения этого угла α в пределах 13°≤α≤23° связан с ограничениями конструктивного порядка, диффузорностью канала и увеличением гидравлических потерь. В свою очередь увеличение угла а приводит к увеличению высоты 1 рабочей лопатки и уменьшению отношения d/1 среднего диаметра на выходе из рабочего колеса к высоте рабочей лопатки в диапазоне d/1=3.5…4.0. Углу раскрытия α=13° соответствует ~d/1=4.0, а углу раскрытия α=23° соответствует ~d/1=3.5. Чем больше угол раскрытия проточной части, тем меньше выходная скорость потока газа из турбины, ниже выходная потеря и выше мощностной КПД турбины. С увеличением высоты лопатки для угла раскрытия α=23° по сравнению с α=13° высота рабочей лопатки последней ступени турбины увеличивается на ~13% и для обеспечения формы пера и прочности лопатки на ~13% увеличивается ширина пера лопатки в корневом сечении.
Обычно мощностной КПД силовых турбин находится в диапазоне 0.8…0.85.
Например: мощностной КПД силовой турбины двигателя НК-16СТ составляет 0.827, а двигателя НК-16-18СТ - 0.8235, при этом у обоих этих двигателей отношение d/1=4.7.
У турбины при d/1=3.92, мощностной КПД составляет 0.862, что существенно выше КПД перечисленных двигателей. Однако такое увеличение высоты лопатки на выходе из газовой турбины приводит к повышенным динамическим и вибрационным нагрузкам на рабочую лопатку. Решением этой проблемы является увеличение массы и толщины полотна диска.
Технический результат изобретения заключается в выборе минимальной толщины полотна диска в последних ступенях турбин больше или равной величине максимальной ширины пера рабочей лопатки или ширины рабочей лопатки в корневом сечении.
Действительно, динамические напряжения в рабочих лопатках турбин, особенно в силовых турбинах и турбинах низкого давления, в значительной мере зависят от толщины полотна диска. В практике проектирования, для соблюдения ограничений по динамической прочности, толщину полотна диска выбирают из условия отсутствия резонансов колеса турбины с опасными гармониками возбуждающих нагрузок. Допустимость толщины диска при этом назначают в соответствии с результатами анализа дисперсионной или резонансной диаграмм.
Применение предлагаемого изобретения возможно также на ранних стадиях проектирования. В дальнейшем толщина диска может, при необходимости, корректироваться по результатам частотного анализа в сторону увеличения.
Таким образом, в прототипе предложен способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени силовой турбины, содержащей рабочие колеса, размещенные в статоре, отличающийся тем, что при угле раскрытия проточной части в меридиональном сечении в пределах 13…23° и соответственно отношении среднего диаметра рабочего колеса последней ступени силовой турбины к высоте рабочей лопатки на выходе из турбины от 3.5 до 4.0, минимальную толщину полотна диска последней ступени турбины выбирают равной или большей, чем ширина пера рабочей лопатки последней ступени силовой турбины в корневом сечении.
Однако рассмотренный прототип имеет следующие недостатки:
- не является универсальным для различных типов газотурбинных установок (ГТУ) и касается только последней ступени, а не первой, как в заявляемом изобретении;
- не позволяет учитывать такие значимые факторы, как реальная температура перед первой ступенью газовой турбины, заброс температур перед первой ступенью газовой турбины, изгибающие напряжения в рабочих лопатках первой степени газовой турбины.
Задачи изобретения решены и недостатки прототипа устранены в реализованном согласно настоящему изобретению способе оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки, на основе данных о функционировании ее агрегатов, предусматривающий следующие стадии:
1) накапливают данные о функционировании первой ступени газотурбинной установки, характеризующие показатели технологических параметров их функционирования и включающие без ограничения: реальную температуру перед первой ступенью газовой турбины, заброс температур перед первой ступенью газовой турбины, изгибающие напряжения в рабочих лопатках первой степени газовой турбины и передают их эксперту;
2) эксперт получает данные о функционировании первой ступени газотурбинной установки и формирует на основании полученных данных выборку показателей функционирования;
3) эксперт на основе выборки показателей функционирования определяет остаточный ресурс первой ступени газотурбинной установки;
4) полученные показатели и состояния необязательно сохраняют и используют в качестве сигнализирующих и/или управляющих воздействий, позволяющих достичь безопасного и оптимального функционирования первой ступени газотурбинной установки.
За счет реализации заявленного авторами способа достигаются следующие технические результаты:
- он является универсальным и объективным для различных типов ГТУ;
- позволяет учитывать такие значимые факторы, как реальная температура перед первой ступенью газовой турбины, заброс температур перед первой ступенью газовой турбины, изгибающие напряжения в рабочих лопатках первой степени газовой турбины.
Настоящее изобретение будет раскрыто в нижеследующем описании системы оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки.
Первоначально накапливают данные о функционировании первой ступени газотурбинной установки, характеризующие показатели технологических параметров их функционирования и включающие: реальную температуру перед первой ступенью газовой турбины, заброс температур перед первой ступенью газовой турбины, изгибающие напряжения в рабочих лопатках первой степени газовой турбины и передают их эксперту.
Эксперт получает данные о функционировании первой ступени газотурбинной установки и формирует на основании полученных данных выборку показателей функционирования, в данном случае включающую три указанных выше параметра.
После чего эксперт на основе выборки показателей функционирования определяет остаточный ресурс первой ступени газотурбинной установки, например, используя метод эквивалентных часов.
Для ГТУ различают фактическую наработку и эквивалентную наработку. Такое разделение является следствием того, что турбина, работающая в маневренном режиме с частыми пусками и остановами, вырабатывает ресурс быстрее, чем при работе на базовой нагрузке (особенно снижение ресурса заметно у элементов камеры сгорания и лопаток силовой турбины). Цель применения принципа эквивалентной наработки в построении адекватной ремонтной политики, соответствующей различным эксплуатационным условиям газовой турбины.
Международным [1] и российским [2] стандартами установлена общая формула для определения числа эквивалентных часов работы для газовых турбин следующего вида:
а
1
где  - коэффициент для каждого пуска;
1
2
а
n - число пусков;  - коэффициент для каждого аварийного пуска;
2
n - число аварийных пусков;
n - число резких изменений температуры;
1
t - эквивалентное время работы для резкого изменения температуры, например, вследствие ступенчатого изменения нагрузки или отключений;
ƒ - коэффициент для загрязненных, неоговоренных или неустановленных видов топлива;
w - коэффициент для инжекции пара или воды;
1
b - коэффициент для режима базовой нагрузки;
1
t - время эксплуатации на уровне, не превышающем базовую нагрузку;
2
b - коэффициент для режима пиковой нагрузки;
2
t - время эксплуатации между базовой и пиковой нагрузками.
Также данными стандартами предусматривается возможность использования других коэффициентов.
Для решения задачи оптимального планирования режимов работы газотурбинной станции можно ограничиться рассмотрением лишь тех составляющих в формуле, которые зависят от режима работы. К таковым следует отнести составляющие учитывающие пуски и изменения нагрузки ГТУ, а также коэффициенты для режимов работы при различном уровне мощности. А слагаемые, учитывающие аварийные пуски, резкие изменения температуры, использование различных видов топлива и инжекцию пара следует исключить из рассмотрения. С учетом изложенного выше, модернизируя формулу, можно записать следующее выражение для числа часов эквивалентной наработки:
a
i
где  - коэффициент для пуска или изменения нагрузки;
i
n - число пусков или изменений нагрузки;
j
I - общее число пусков и изменений нагрузки; b - коэффициент, учитывающий работу газовой турбины на j-м режиме;
j
τ - время работы газовой турбины на j-м режиме;
J - общее число режимов работы газовой турбины за расчетный период.
Единого подхода к определению коэффициентов в уравнении не существует, и они в значительной степени разнятся у различных производителей газовых турбин. Рекомендации по оценке эквивалентной наработки у заводов изготовителей и исследовательских организаций основаны на частном опыте эксплуатации собственных моделей турбин и постоянно меняются по мере обновления оборудования и совершенствования расчетных моделей, в связи с этим в формуле изобретения мы подчеркиваем роль экспертных решений.
В случае забросов температуры газов выше допустимых, согласно инструкции предприятия-изготовителя ГТУ, проводится внеочередной контроль лопаточного аппарата и других деталей и элементов горячего тракта [3].
В действующих агрегатах не допускается нагрев выше 1200°С (3 мин и более) лопаток первых ступеней, выполненных из литых никелевых сплавов, и выше 900°С (3 мин и более) - выполненных из деформируемых сплавов (штампованные лопатки). При достижении указанных температур металл разупрочняется, его прочностные характеристики не удовлетворяют требованиям ТУ и возможно разрушение лопаток. При этом необходимо остановить турбину для проведения дефектоскопии и исследования металла лопаток.
Полученные показатели и состояния необязательно сохраняют и используют в качестве сигнализирующих и/или управляющих воздействий, позволяющих достичь безопасного и оптимального функционирования первой ступени газотурбинной установки.
По сравнению со способами известными авторам, заявляемый способ обладает максимальной универсальностью и гибкостью и позволяет достичь лучших результатов, в частности объективно и автоматизировано определять остаточный ресурс первой ступени газотурбинной установки.
Литература
1. ISO 3977-9:1999 Gas turbines - Procurement-Part: Reliability, Availability, Maintainability and Safety. - Geneva:ISO, 1999.
2. ГОСТ P 52527-2006 Установки газотурбинные. Надежность, готовность, эксплуатационная технологичность и безопасность.- М.: Стандартинформ, 2006.
3. Инструкция по продлению срока службы металла основных элементов турбин и компрессоров энергетических газотурбинных установок. Со 153-34.17.448-2003