История развития и области применения газовых турбин

Введение

Газовая турбина— это тепловой двигатель непрерывного действия, в лопаточном аппарате которого энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу. Состоит из ротора (рабочие лопатки, закреплённые на дисках) и статора (направляющие лопатки, закреплённые в корпусе).Газ, имеющий высокую температуру и давление, поступает через сопловой аппарат турбины в область низкого давления за сопловой частью, попутно расширяется и ускоряется. Далее, поток газа попадает на рабочие лопатки турбины, отдавая им часть своей кинетической энергии и сообщая лопаткам крутящий момент. Рабочие лопатки передают крутящий момент через диски турбины на вал. Полезные свойства газовой турбины: газовая турбина, например, приводит во вращение находящийся с ней на одном валу генератор, что и является полезной работой газовой турбины.Газовые турбины используются в составе газотурбинных двигателей (применяются для транспорта) и газотурбинных установок (применяются на ТЭЦ в составе стационарных ГТУ, ПГУ).В данной работе мы акцентируем свое внимание на газовых турбинах.Цель: выявить характеристики, присущие газовым турбинамЗадачи:1. Рассмотреть историю развития и области применения газовых турбин.2. Предоставить конструктивные схемы энергетических ГТУ.3. Выделить проточную часть и элементы конструкции газовой турбины.4. Предоставить информацию об охлаждении газовых турбин.Глава 1. История развития и области применения газовых турбинПервый патент на проект газотурбинной установки был выдан в 1791 г. в Англии Джону Барберу. В патенте Барбера, хотя и в примитивной форме, были представлены все основные элементы современных газотурбинных установок: воздушный и газовый компрессоры, камера сгорания и активное турбинное колесо. В качестве топлива предполагалось использовать продукты перегонки угля, дерева или нефти, для понижения температуры рабочих газов – впрыскивать воду в камеру сгорания. В XIX в. продолжались многочисленные попытки ученых и изобретателей различных стран создать газотурбинную установку, пригодную для практического использования. Однако эти попытки были обречены на неудачу вследствие низкого уровня науки и техники. Металлы, которые могли бы длительное время противостоять температурам порядка 500 °С и выше, еще не были получены (здесь уместно вспомнить опыт Парсонса по созданию газовой турбины для привода торпеды, разд. 3). Кроме того, свойства газов и паров были изучены недостаточно, а состояние газодинамики не могло обеспечить создание хороших проточных частей турбины и компрессора. В России также предпринимались попытки создать газотурбинную установку, в частности, инженером-механиком русского военно-морского флота П.Д. Кузминским (1897 г.). Он разработал, а затем и построил небольшую газопаровую турбинную установку, состоявшую из камеры сгорания, в которую кроме воздуха и топлива, подавался водяной пар, получавшийся в змеевике, окружавшем камеру. Газопаровая смесь затем поступала в многоступенчатую турбину радиального типа. Горение топлива (керосина) происходило при постоянном давлении порядка 10 ата. Турбина предназначалась для привода небольшого катера. При испытаниях, несмотря на принятые меры, камера сгорания турбины быстро прогорала и выходила из строя. Создать длительно действующую установку не удалось. В период 1900–1904 гг. в Германии инженером Штольце была построена и испытана газотурбинная установка, в которой температура рабочих газов перед поступлением их в турбину понижалась за счет большого избытка воздуха, подававшегося компрессором в камеру сгорания. Испытания установки не дали положительных результатов. Практически вся мощность газовой турбины расходовалась только на привод компрессора, так что полезная мощность установки была близка к нулю. В 1905–1906 гг. французскими инженерами Арманго и Лемалем были построены две газотурбинные установки, работавшие на керосине. Снижение температуры газов перед турбинами примерно до 560 °С достигалось впрыскиванием воды. Мощность газовой турбины первой установки равнялась 25 л.с., второй – до 400 л.с. КПД установок был чрезвычайно низок и не превышал 3…4%, хотя механический КПД собственно турбины достигал уже 70…75%. Над созданием газотурбинных установок работал также немецкий ученый доктор Хольцварт, который провел обширные экспериментальные работы, основанные на глубоких теоретических исследованиях. В общем же можно сказать, что те немногие, фактически работавшие газотурбинные установки, которые были построены за рассмотренный период времени, либо обладали низким КПД, либо были конструктивно очень сложны и мало надежны в эксплуатации, что, естественно, являлось препятствием для их практического использования. Большие достижения инженеров в Германии по разработке газовых турбин и компрессоров, начатые в конце 30-х годов, позволили создать и довести до серийного производства к 1944 г. турбокомпрессорные авиационные реактивные двигатели, устанавливаемые на реактивные самолёты Мессершмитта. Реальное применение газовых турбин началось в 50-х годах XX в. Первые практически эксплуатировавшиеся газовые турбины выполнялись утилизационными. Они работали на газах, отходивших от двигателей внутреннего сгорания, и приводили в действие воздуходувку, осуществлявшую наддув того же двигателя (усиление воздушной зарядки цилиндров повышало мощность ДВС за счёт увеличения массы воздуха, подаваемого в цилиндр). Подобная система впервые была применена в авиации, что позволило уменьшить “падение” мощности поршневого мотора с увеличением высоты полета самолёта. Первая газотурбинная электростанция с турбоагрегатом мощностью 5 МВт была введена в эксплуатацию в 1939 г. в Швейцарии. Установка была выполнена по простейшей схеме (по циклу Брайтона) и работала при температуре газа перед турбиной порядка 560 °С. Позднее, в 50-х годах, в Швейцарии, в местечке Бецнау, была построена и эксплуатировалась газотурбинная электростанция с турбоагрегатами мощностью в 12 и 25 МВт при начальной температуре газа 650 °С. Тепловая схема установок предусматривала утилизацию теплоты отходящих газов для нужд производства, что обеспечило более высокий КПД энергетической системы. С 50-х годов XX в. начинается быстрое развитие газотурбостроения во всех странах, имевших развитую турбостроительную промышленность. В стационарном применении газотурбинных установок наметились два основные направления: 1) на магистральных газопроводах, 2) для выработки электроэнергии на электростанциях. На газопроводах газотурбинные агрегаты применяются для привода компрессоров, перекачивающих газ. На отечественных заводах (НЗЛ, УТЗ, ЛМЗ) был освоен выпуск подобных турбонагнетателей первоначально мощностью 4 МВт, затем до 25 МВт и более мощных. Глава 2. Конструктивные схемы энергетических ГТУГазотурбинная установка, предназначенная для привода электрогенератора в составе энергетической системы (рис. 1), состоит из следующих блоков: I – электрогенератор, II – компрессор, III – газовая турбина, IV – камера сгорания (всего их две).Рис. 1Узлы системы: 1 – электрогенератор, 2 – вал, соединяющий валы электрогенератора и ГТУ, 3 – соединительная муфта валов с опорным узлом, 4 – корпус воздухозаборника-очистителя, 5 – вал компрессора, 6 – трубы подачи воздуха из компрессора в систему охлаждения турбины, 7 – турбина, 8 – выпускной коллектор отработанных газов, 9 – опорный узел вала турбины, 10 – камера сгорания, 11 – щелевой канал подачи воздуха в камеру сгорания, 12 – узел топливных форсунок, 13 – опорно-соединительная муфта валов турбины и компрессора, 14 – статор компрессора с системой отводов воздуха, 15 – трубопроводы подачи топлива, 16 – ротор компрессора, 17 и 18 – опоры ГТУ на фундамент. Таким образом, ГТУ – это двигатель, в котором происходит превращение тепловой энергии газа в механическую работу, затрачиваемую на привод электрогенератора (или иного потребителя механической энергии). Процесс производства работы осуществляется в турбине, рабочим телом является газ (продукты сгорания топлива в смеси с воздухом), сформированный в поток. Поток, кроме внутренней энергии газа, должен обладать определённой энергией давления, совершающей работу проталкивания в проточной части турбины. Заданный уровень температуры и давления обеспечивают камера сгорания топлива и компрессор, забирающий воздух из атмосферы. Компрессор, используя часть мощности турбины, создаёт высокий уровень потенциальной энергии давления газа и подаёт его в камеру сгорания. В камере сгорания выделяется химическая энергия топлива при сгорании его углеводородов, необходимая для повышения температуры газа. Последовательность реальных процессов, протекающих в отдельных блоках ГТУ, принято изображать как на принципиальных физических схемах энергетических установок, так и на диаграммах термодинамического состояния рабочего тела в ходе цикла непрерывного производства работы. Глава 3. Проточная часть и элементы конструкции газовой турбиныПроточная часть современных ГТ с осевым подводом газов традиционноимеет несколько ступеней (от трех до пяти), состоящих из сопловых и рабочих лопаток (рис. 2 и 3). Совокупность отдельных ступеней ГТ образует лопаточный аппарат, а вместе с входным, выходным и промежуточным аэродинамическими устройствами — ее проточную часть.Рис. 2. Пример конструктивной схемы проточной части ГТ (ГТУ типа GT8C фирмы ABB)1- несущая часть корпуса с каналами подвода охлаждающего воздуха, 2 – сопловые лопатки, 3 – рабочие лопатки, 4 – направление потока газов.Рис. 3 Схемы скоростей потока (а) и усилий (б) в ступени турбины1- сопловая решетка, 2 – рабочая решеткаРотор газовой турбины — основной элемент ее проточной части. Его конструкция определяется конструктивной схемой ГТУ (см. рис. 4.3). Он состоит из вала, опирающегося на подшипники скольжения или качения, дисков, насажанных на вал и стянутых сквозными болтовыми соединениями (12—16 шт.), и лопаток, укрепленных в дисках. Частота вращения ротора совпадает с частотой энергосистемы, если он через муфту непосредственно присоединен к электрогенератору. Она может быть значительно выше при наличии редуктора или при использовании более сложной конструктивной схемы ГТУ. Ротор газовой турбины может быть сконструирован по одной из схем (рис. 4). Преимуществом обладает ротор, в котором на основной вал  насажены диски, имеющие хиртовое зацепление по периметру. Они стянуты в один сборочный узел, что обеспечивает прочность и жесткость конструкции. Критическая частота вращения такой конструкции намного превышает рабочую. Применение сквозных стягивающих болтов рабочих дисков ГТ увеличивает надежность передачи усилий.Диски ротора ГТ выполняют из кованых заготовок на базе никелевогосплава. Рис. 4. Варианты конструкций ротора газовой турбиныа— диски соединены центральной стяжкой; б — диски заварены; а — диски насажены на вал; г — диски стянуты несколькими анкерными болтамКаждый диск ротора ГТ обычно проходит необходимые испытания при высокой температуре для проверки неизменности его размеров.Особенностью конструкции ГТ является большая удельная мощность турбинной ступени. При одинаковой внутренней мощности паровой и газовой турбин 300 МВт нагрузка на каждую ступень в ГТ на порядок выше.Следует помнить, что электрическая мощность ГТУ примерно в 3 раза меньше, чем внутренняя мощность собственно ГТ. Газовые турбины характеризуются высокими газодинамическими нагрузками и большими окружными скоростями, достигающими 450 м/с.Увеличение начальной температуры газов перед турбиной заставляет повсеместно применять охлаждение прежде всего ее лопаточного аппарата.Для этой цели применяют цикловой воздух, забираемый за отдельными ступенями компрессора в количестве до 10 % общего расхода. С уменьшением числа турбинных ступеней до двух-трех в каждой из них срабатывается больше энергии газа и сильнее снижается его температура. В ГТ, число ступеней в которых доходит до пяти, необходимо направлять больше охлаждающего воздуха, что заметно влияет на характеристики всей установки. Лопатки газовой турбины под действием газового потока создают вращающий момент, передаваемый на ротор. Сравнительно небольшие колебания этого усилия под действием внешних факторов могут вызвать вибрацию лопаток. Необходимо исключить вероятность резонанса частот периодически изменяющегося усилия, создаваемого газовым потоком, и собственных частот колебаний лопаток на всех скоростях вращения ротора, особенно при пуск. Для надежности турбинной конструкции необходимо также эффективное подавление вибраций.Сопловые и рабочие лопатки ГТ существенно отличаются по конструкции от аналогичных лопаток паровых турбин, прежде всего это относится к сложной схеме внутренних каналов для пропуска охлаждающего воздуха.Дополнительным средством демпфирования колебаний служат штифты, которые устанавливаются примерно на середине длины лопатки под гранью, отделяющей ее от ножки, между смежными лопатками. Демпфирование с помощью таких штифтов фактически подавляет все виды вибраций в тангенциальном направлении и существенно снижает амплитуды вибраций в других режимах.Конец лопатки имеет бандажную полку, которая служит также важнейшим средством подавления вибраций. Такими антивибрационными полками снабжают лопатки второй и последующих ступеней турбины. Перед вводом турбины в эксплуатацию бандажи лопаток соединяют между собой, образуя непрерывный обод. Естественное стремление лопаток распрямиться под действием центробежных сил способствует сжатию соседних бандажных секций и обеспечивает электродинамическое демпфирование.Материалом для изготовления лопаток проточной части ГТ служит сплав высокого качества на никелевой или кобальтовой основе с присадками хрома, молибдена, вольфрама, титана и алюминия.Статор газотурбинного агрегата состоит из отдельных секций: кожухов компрессора, КС и ГТ вместе с диффузором воздушного кожуха, кожухов компрессора и компрессорного выхлопа, оболочки КС, кожухов турбины и выхлопа. Эти элементы корпуса, разделенные горизонтальным разъемом на верхнюю и нижнюю половины, соединены болтами и образуют жесткую конструкцию. Корпусной блок с помощью стульев со спаренными «мертвыми» точками опирается на основную фундаментную раму.Расположение некоторых ГТУ на раме типа салазок с максимально возможным размещением вспомогательных агрегатов, трубопроводов, электропроводки характерно для установок небольшой мощности. Такое конструктивное решение позволяет сократить сроки и затраты на монтаж, повысить его качество, упрощает устройство фундамента и облегчает доступ для осмотра и ремонта.Выходные газы ГТУ либо отводят непосредственно в дымовую трубу. либо направляют для использования большей части их теплоты в теплообмен-никах, котле-утилизаторе и т.п. Во всех случаях в конце тракта устанавливают перекрывающую заслонку против ускоренного расхолаживания турбины тягой дымовой трубы в периоды простоя.На выходе из проточной части ГТ газы имеют высокую температуру (500—600 °С) и значительную осевую скорость, достигающую 200 м/с и более. Сопротивление газового тракта за ГТ преодолевается избыточным давлением ее газов, и с его увеличением снижаются использованное теплопадение и электрическая нагрузка ГТУ.При выборе конструктивной схемы выходного патрубка ГТ в виде диффузора учитывают требования эффективности и надежности.Диффузор в современных ГТУ часто выполняют с осевым или диагональным выходом. Он обеспечивает снижение скорости газов и восстановление давления потока газов, некоторое его увеличение по сравнению с давлением газов за последней турбинной ступенью, т.е. преобразование кинетической энергии в потенциальную.Глава 4. Охлаждение газовых турбинЭффективность работы газотурбинной установки зависит прежде всего от степени повышения давления воздуха в компрессоре и температуры газа перед ГТ. На рис. 5 приведены данные о росте значений этой температуры, повышении жаропрочности конструктивных материалов проточной части турбины и эффективности всей установки.Рис. 5. Параметры газотурбинных установокТемп роста жаропрочности материалов проточной части ГТ после 60-х годов значительно уступает росту начальной температуры газа. Основным средством, позволяющим гарантировать надежность работы ГТУ в этих условиях, является создание высокоэффективных систем охлаждения, прежде всего лопаточного аппарата проточной части ГТ. В подавляющем числе таких систем используется часть циклового воздуха компрессора ГТУ, однако при этом уменьшается полезная работа, совершаемая рабочим телом в турбине.Вместе с тем определенного улучшения эффективности ГТУ можно добиться при неизменном значении начальной температуры газов перед турбиной используя для лопаточного аппарата ГТ материалы с повышенной жаростойкостью, что снижает потребление охлаждающего воздуха из компрессора и связанные с этим потери. Эксплуатационные характеристики ГТУ можно улучшить, применяя более эффективные системы охлаждения горячих деталей ГТ.Система охлаждения ГТ должна отвечать ряду требований, среди которых можно выделить следующие:- охлаждение деталей ГТ должно происходить до температуры, при которой их прочность обеспечивает необходимую продолжительность работы;- увеличение полезной работы вследствие роста начальной температуры газа должно обеспечивать экономический эффект больший, чем затраты, связанные с применением системы охлаждения;- градиенты температур охлажденных деталей ГТ не должны приводить к опасным значениям температурных напряжений;- усложнение тепловой схемы ГТУ, ее конструкции и режимов эксплуатации из-за появления системы охлаждения не должно приводить к ее значительному удорожанию и снижению надежности. Система охлаждения должна одинаково эффективно действовать на всех режимах работы установки.В современных ГТУ охлаждают практически все детали ГТ: ротор, подшипники, сопловые и рабочие лопатки, корпус. При охлаждении лопаточного аппарата используют не только воздух, но и в последнее время пар, дистиллированную воду, жидкие металлы (Na, Na + К), обладающие лучшими теплофизическими свойствами.Система охлаждения ГТ выполняет две основные функции: непосредственное охлаждение элементов, подверженных воздействию температуры потока газов, и обеспечение экологической чистоты ГТУ. В разные критические точки ГТ подается воздух нужного давления и температуры.Используются несколько типов систем охлаждения (рис. 6):а) система воздушного охлаждения, в которой применяется цикловой воздух компрессора, отбираемый из различных отсеков его проточной части. Если после охлаждения этот воздух выводится в проточную часть ГТ, такую систему называют открытой (рис. 7). В закрытых воздушных системах охлаждающий воздух возвращается обратно для дожатия в компрессор. Такое техническое решение возможно, если охлаждающий тракт выполнен герметичным;б) система парового охлаждения, в которой для охлаждения используется водяной пар. Он обладает лучшими теплофизическими свойствами, чем воздух. Его применение связано со значительно меньшими потерями работы сжатия (повышение давления осуществляется в жидкой фазе). Такие системы охлаждения могут быть открытыми (см. рис. 6, в) и закрытыми (см, рис. 6, г), где пар после охлаждения вводится в КС ГТУ;в) комбинированная система охлаждения, в которой переходная секция, соединяющая КС и вход газов в ГТ, а также первая ступень лопаток (преимущественно сопловых) охлаждаются паром, отводимым обратно в тепловую схему ПГУ. Остальные элементы проточной части ГТ охлаждаются цикловым воздухом по открытой схеме.Рис. 6. Системы охлаждения ГТ ГТУа, б — открытая и закрытая системы воздушного охлаждения, в, г — открытая и закрытая системы парового охлаждения; К— компрессор; ГТ— газовая турбина; КС — камера сгорания; ЭГ— электрогенератор; КУ— котел-утилизатор; ХВО — химводоочистка, Н— питательный насос; Gут— потери воздуха с утечками, Gп — расход пара на охлаждение Влияние парового охлаждения первой ступени сопловых лопаток в ГТ фирмы General Electric (технология Н) на параметры рабочего тела показано на рис. 8. Как видно из рисунка, температура газа перед первой ступенью рабочих лопаток ГТ с паровым охлаждением сопловой решетки выше на 111 °C. При воздушном охлаждении из-за вывода охлаждающего воздуха в поток газа происходит большее снижение этой температуры.Рис. 7. Пример подвода охлаждающего воздуха компрессора к элементам газовой турбины (ГТУ V94.2 фирмы Siemens) Рис. 8. Влияние системы охлаждения на параметры рабочего тела в первой ступени сопловых решеток (ГТУ фирмы General Electric, технология Н)DTГ — изменение температуры газов в первой ступени сопловых решеток с учетом выпуска охлаждающего воздуха в проточную часть Наиболее сложной задачей является охлаждение лопаточного аппарата проточной части ГТ. Допустимая температура металла лопаток по условиям жаропрочности и возникающих напряжений в конструкции энергетических ГТУ приблизилась в 2000 г. к 900 °С. Таким образом, разницу между начальной температурой газа и температурой первого ряда лопаток, составляющую 400…500 °С, необходимо компенсировать соответствующей системой охлаждения.Способы охлаждения лопаток постоянно совершенствуются. Для оценки их эффективности используют понятие интенсивности охлаждения (безразмерной глубины охлаждения):где  и  — соответственно полные температуры газа и охлаждающего воздуха;  — температура металла охлаждаемых Интенсивность охлаждения может изменяться: 1>  0. Она равна нулю, когда охлаждение лопаток отсутствует, и увеличивается с ростом эффективности этого охлаждения. На рис. 20.4 показаны профили лопаток ГТ с использованием различных способов их охлаждения. Интенсивность охлаждения возрастает с увеличением безразмерного параметра охлаждения:Здесь  — количество охлаждающего воздуха, кг/с; — удельная теплоемкость охлаждающего воздуха, кДж/(кг×К); -- коэффициент теплоотдачи по профилю лопатки (среднее значение), Вт/(м2×К);  — площадь поверхности лопатки газовой стороны, м2.В современных ГТ в зависимости от начальной температуры газов доля охлаждающего воздуха, отбираемого за отдельными ступенями компрессора, составляет 4…10% от расхода воздуха, поступающего в компрессорДля уменьшения количества охлаждающего воздуха постоянно совершенствуется технология отвода теплоты со стенок охлаждаемых лопаток.Приближенно интенсивность охлаждения можно оценить, задавая способ охлаждения, конструктивные особенности лопаток и долю охлаждающего воздуха (рис. 10). Это позволяет определить в первом приближении температуру охлаждаемых лопаток.Выбранную систему охлаждения элементов проточной части ГТ и ее реализацию можно считать наиболее эффективными при приближении КПД и удельной мощности этой ГТУ к подобным параметрам условной ГТУ, в которой принята такая же начальная температура газа, но отсутствует система охлаждения. Рис. 9. Охлаждение лопаток проточной части ГТ и оценка его эффективности с помощью безразмерного параметра охлаждения а. -— методы охлаждения лопаток газовых турбин; б. — зависимость интенсивности охлаждения от  Рабочий процесс в ГТ с охлаждением деталей отличается от рабочего процесса в неохлаждаемых ГТ. Основные особенности состоят в следующем:- расход рабочего тела в проточной части изменяется по тракту ГТ и увеличивается по мере подвода охлаждающего воздуха к рабочим и сопловым лопаткам;- внутренний КПД ГТ снижается из-за дополнительных потерь;- отвод теплоты в процессе расширения газа и подмешивание охлаждающего воздуха в проточную часть ГТ приводят к изменению параметров рабочего тела — смеси газов и воздуха — по сравнению с параметрами ГТ без охлаждения. Это отражается на геометрии элементов проточной части.В итоге снижается удельная мощность ГТ по сравнению с удельной мощностью ГТ без охлаждения. Для обеспечения заданной мощности необходимо теплоперепад на турбину.Рис. 10. Эффективность охлаждения срединного участка профиля лопаток с внутренним дефлектором В охлаждаемых ГТ по сравнению с неохлаждаемыми возникают дополнительные потери, которые можно классифицировать следующим образом:1. потери на прокачку охлаждающего воздуха, обусловленные затратой энергии на повышение скорости охлаждающего воздуха до значения окружной, соответствующей месту его выхода из рабочей лопатки. Эти потери прямо пропорциональны квадрату этой скорости и расходу воздуха. К этим потерям относят гидравлические потери по тракту подвода охлаждающего воздуха, а также потери от так называемых безвозвратных утечек;2. термодинамические потери, вызванные тем, что в процессе охлаждения сопловых и рабочих лопаток происходит отвод части теплоты от потока газа при смешении его с охлаждающим воздухом, вытекающим из лопаток в проточную часть ГТ. Этот отвод теплоты приводит к потере полезной энергии при заданном значении температуры газа перед турбиной;3. газодинамические потери, обусловленные необходимостью отступать от обычных аэродинамически совершенных профилей, чтобы расположить внутри лопаток каналы для подвода охлаждающего воздуха. Кромки лопаток выполняют более толстыми, углы заострения большими. Увеличивается относительная толщина профиля лопатки, утолщаются выходные кромки сопловых лопаток;4. потери при смешении охлаждающего воздуха с основным потоком газа, неизбежные в открытой системе охлаждения. Они тем больше, чем больше разность скоростей смешивающихся потоков и больше отклонение направления вдуваемого воздуха от направления основного потока газа;5. потери от перетекания воздуха в поток газа через лабиринтные уплотнения и зазоры в неподвижных элементах конструкции ГТ. Таким образом, следует отметить, что система открытого воздушного охлаждения при всей своей относительной простоте оказывает заметное воздействие на КПД охлаждаемых ступеней. Для предварительной оценки этого воздействия можно воспользоваться формулой:где  ,  — средний КПД охлаждаемых и неохлаждаемых ступеней; n — общее число ступеней в турбине;  — число охлаждаемых ступеней;  — коэффициент возврата теплоты в многоступенчатой ГТ.Для предварительных расчетов параметров охлаждаемой ГТ принимают, что каждый 1 % расхода охладителя, включая и его утечки, на 1,0…1,5 % понижает КПД соответствующей ступени.Расчет системы охлаждения можно условно разделить на следующие этапы:- тепловой расчет, позволяющий определить расход охлаждающего воздуха для понижения температуры деталей ГТ до требуемых значений. Существенное влияние на расчет оказывают тип и конструкция охлаждаемой детали. Приходится решать сложную систему уравнений тепловых балансов. Это- позволяет определить уровень температур металла, расход охлаждающего воздуха, размеры теплорассеивающей поверхности;- гидравлический расчет, в процессе которого определяют проходное сечение каналов для проникновения необходимого количества охлаждающего воздуха, рассчитывают действительный расход воздуха через систему охлаждения. Важен выбор коэффициента расхода, оценивающего отношение этого действительного расхода к расходу при истечении без потерь и подогрева. При этом учитываются конфигурация воздушных каналов, шероховатость их поверхности, степень подогрева воздуха за счет теплоты охлаждения и др. Из-за сложности задачи приходится решать ее методом последовательного приближения, используя моделирование и другие технические средства. Применяются также стендовые продувки деталей;- расчет температурных полей основных деталей газовой турбины и оценка эффективности системы охлаждения.Результаты расчета системы охлаждения позволяют улучшить параметры работы ГТУ.ЗаключениеВ данной работе мы акцентировали свое внимание на газовых турбинах. Мы выявили характеристики, присущие газовым турбинам: рассмотрели историю развития и области применения газовых турбин, предоставили конструктивные схемы энергетических ГТУ, выделили проточную часть и элементы конструкции газовой турбины, а также предоставили информацию об охлаждении газовых турбин.

Список литературы

1. Охлаждение газовых турбин // URL: https://helpiks.org/3-88101.html (дата обращения: 31.05.2022).2. Проточная часть и элементы конструкции газовой турбины // URL: https://mash-xxl.info/info/538650/ (дата обращения: 31.05.2022).3. Устройство и действие энергетических установок // URL: http://www.library.voenmeh.ru/cnau/ATdp6d9kr8i1iwF.pdf (дата обращения: 31.05.2022).4. Энциклопедия по машиностроению // URL: https://mash-xxl.info/page/086250079113064071248004220173128133010139126039/ (дата обращения: 31.05.2022).