RU2703844C1 - Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки - Google Patents

Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки Download PDF

Info

Publication number
RU2703844C1
RU2703844C1 RU2018134959A RU2018134959A RU2703844C1 RU 2703844 C1 RU2703844 C1 RU 2703844C1 RU 2018134959 A RU2018134959 A RU 2018134959A RU 2018134959 A RU2018134959 A RU 2018134959A RU 2703844 C1 RU2703844 C1 RU 2703844C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
stage
residual life
turbine
turbine plant
Prior art date
Application number
RU2018134959A
Other languages
English (en)
Inventor
Михаил Валерьевич Лифшиц
Original Assignee
Акционерное общество "РОТЕК" (АО "РОТЕК")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "РОТЕК" (АО "РОТЕК") filed Critical Акционерное общество "РОТЕК" (АО "РОТЕК")
Priority to RU2018134959A priority Critical patent/RU2703844C1/ru
Priority to PCT/RU2019/000276 priority patent/WO2020071951A1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2703844C1 publication Critical patent/RU2703844C1/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретение относится 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, изгибающих напряжений в рабочих лопатках первой степени газовой турбины и других значимых факторов. 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.

Description

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:
Figure 00000001
где а 1 - коэффициент для каждого пуска;
n1 - число пусков; а 2 - коэффициент для каждого аварийного пуска;
n2 - число аварийных пусков;
n - число резких изменений температуры;
t1 - 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;
b1 - коэффициент для режима базовой нагрузки;
t1 - время эксплуатации на уровне, не превышающем базовую нагрузку;
b2 - коэффициент для режима пиковой нагрузки;
t2 - 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:
Figure 00000002
где a i - коэффициент для пуска или изменения нагрузки;
ni - число пусков или изменений нагрузки;
I - общее число пусков и изменений нагрузки; bj - коэффициент, учитывающий работу газовой турбины на j-м режиме;
τj - 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

Claims (5)

  1. Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки на основе данных о функционировании ее агрегатов, предусматривающий следующие стадии:
  2. 1) накапливают данные о функционировании первой ступени газотурбинной установки, включающие по меньшей мере: 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;
  3. 2) получают данные о функционировании первой ступени газотурбинной установки и формируют на основании полученных данных выборку показателей функционирования;
  4. 3) на основе выборки показателей функционирования определяют остаточный ресурс первой ступени газотурбинной установки;
  5. 4) полученные показатели и состояния сохраняют и используют в качестве сигнализирующих и/или управляющих воздействий, позволяющих достичь безопасного и оптимального функционирования первой ступени газотурбинной установки.
RU2018134959A 2018-10-04 2018-10-04 Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки RU2703844C1 (ru)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018134959A RU2703844C1 (ru) 2018-10-04 2018-10-04 Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки
PCT/RU2019/000276 WO2020071951A1 (ru) 2018-10-04 2019-04-19 Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018134959A RU2703844C1 (ru) 2018-10-04 2018-10-04 Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2703844C1 true RU2703844C1 (ru) 2019-10-22

Family

ID=68318397

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018134959A RU2703844C1 (ru) 2018-10-04 2018-10-04 Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2703844C1 (ru)
WO (1) WO2020071951A1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008041889A1 (en) * 2006-10-05 2008-04-10 Volvo Aero Corporation Rotor element and method for producing the rotor element
RU2396452C1 (ru) * 2009-03-10 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинная установка
DE102009033618A1 (de) * 2009-07-17 2011-01-20 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Frequenzverstimmung eines Rotorkörpers einer Gasturbine und ein Rotor einer Gasturbine
RU2499889C1 (ru) * 2012-03-13 2013-11-27 Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени турбины

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5042295A (en) * 1985-06-21 1991-08-27 General Electric Company Method for determining remaining useful life of turbine components
SU1341518A1 (ru) * 1985-10-03 1987-09-30 Всесоюзный Теплотехнический Научно-Исследовательский Институт Им.Ф.Э.Дзержинского Способ определени остаточного ресурса ротора энергоустановки
US7448853B2 (en) * 2005-04-12 2008-11-11 Sundyne Corporation System and method of determining centrifugal turbomachinery remaining life

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008041889A1 (en) * 2006-10-05 2008-04-10 Volvo Aero Corporation Rotor element and method for producing the rotor element
RU2396452C1 (ru) * 2009-03-10 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинная установка
DE102009033618A1 (de) * 2009-07-17 2011-01-20 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Frequenzverstimmung eines Rotorkörpers einer Gasturbine und ein Rotor einer Gasturbine
RU2499889C1 (ru) * 2012-03-13 2013-11-27 Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени турбины

Also Published As

Publication number Publication date
WO2020071951A1 (ru) 2020-04-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9593591B2 (en) Engine health monitoring and power allocation control for a turbine engine using electric generators
RU2308014C2 (ru) Способ эксплуатации двигателя
CN1908974B (zh) 一种汽轮机高温耐用件日历寿命在线评定及预测方法
JP2017166476A (ja) エンジン健全性に応じてタービン冷却を調節するための方法およびシステム
Lüddecke et al. On mixed flow turbines for automotive turbocharger applications
CN102539162A (zh) 压缩机健康监测的方法和系统
US20070144176A1 (en) Methods and apparatus for operating gas turbine engines
CN106815396B (zh) 车用径流式增压器涡轮叶片叶根疲劳蠕变寿命预测方法
CN105658911B (zh) 单晶涡轮叶片寿命确定过程和系统
RU2703844C1 (ru) Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки
KR20050036800A (ko) 스팀 유동 제어 방법, 스팀 터빈 작동 방법 및 스팀 유동제어 시스템
RU2432561C2 (ru) Способ контроля технического состояния газотурбинной установки
Roclawski et al. Influence of degree of reaction on turbine performance for pulsating flow conditions
US20150094931A1 (en) Method for performing maintenance on an engine
Błaszczyk et al. Operating and economic conditions of cooling water control for marine steam turbine condensers
Neuimin Methods of evaluating power losses for ventilation in stages of steam turbines of TES
Bian et al. Calculation of thermal stress and fatigue life of 1000 MW steam turbine rotor
Chebli et al. Development of an exhaust-gas turbocharger for HD Daimler CV engines
Döring et al. Predicting the temporal progression of aircraft engine compressor performance deterioration due to particle deposition
Bavassano et al. Analysis of heavy duty gas turbine stator-rotor cavity through 3d cfd-1d fluid network—field measurements combined approach
Zhang et al. Model-based degradation inference for auxiliary power unit start system
EP3839233A1 (en) Gas turbine engine and operation method
RU2703846C1 (ru) Способ оценки остаточного ресурса основных узлов газотурбинной установки
RU2627490C1 (ru) Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков
Jin et al. Prediction of Gas Turbine Blade Life: An Interdisciplinary Engineering Approach for Condition-Based Maintenance