ITC
Transkrypt
ITC
ITC PODSTAWOWE TECHNOLOGIE ENERGETYCZNE (IV-V) Krzysztof Badyda Politechnika Warszawska, Instytut Techniki Cieplnej Podstawowe technologie energetyczne Zakres tematyczny 1. Turbiny gazowe i układy gazowo-parowe 2. Technologie energetyki jądrowej 3. Ogniwa paliwowe + mała kogeneracja 4. Materiały energetyczne (wybrane zagadnienia) SZKOLENIE ZAWODOWE „ENERGETYKA – PODSTAWY WIEDZY” marzec – czerwiec 2011 r Neuchatel – 1939 do 2002 – pierwsza przemysłowa turbina gazowa do produkcji energii elektrycznej (BBC)moc – 4 MW, sprawność 17.4% Patenty związane z koncepcją turbiny gazowej: John Barber (patent t-ny gazowej z roku 1791 - UK patent no. 1833 ) Frank Whittle (patent silnika turbinowego i komory spalania 1937) Z P S KS T Schemat turbiny G gazowej w układzie prostym: S-sprężarka, T-turbina, G-prądnica, KS-komora spalania, P-pompa paliwa, Z-zawór obejściowy Schemat komory spalania: 1-wtryskiwacz paliwa, 2-osłona, 3-rura żarowa, 4-strefa spalania, 5-powietrze wtórne, 6-strefa mieszania. Neuchatel – 1939 do 2002 – pierwsza przemysłowa turbina gazowa do produkcji energii elektrycznej (BBC) moc – 4 MW sprawność 17.4% Turbina gazowa, nazywana też silnikiem turbogazowym lub (nie zawsze poprawnie) silnikiem turbospalinowym czy turbiną spalinową, jest silnikiem cieplnym, w którym procesy sprężania i rozprężania odbywają się w maszynach wirnikowych. Chłodny czynnik sprężany jest w sprężarce, gorący zaś - rozpręża się w turbinie. Wynika stąd konieczność podgrzania czynnika za sprężarką, co osiąga się najczęściej bezpośrednio w komorze spalania przez spalenie w niej odpowiedniej ilości paliwa. Czynnikiem roboczym jest wtedy początkowo powietrze, a następnie spaliny. W takim przypadku mamy więc do czynienia z silnikiem o spalaniu wewnętrznym, nazywanym silnikiem turbospalinowym. Możliwe jest też pośrednie podgrzanie czynnika w nagrzewnicy, gdzie ogrzewa się on dzięki wymianie ciepła za pośrednictwem ścianek, najczęściej metalowych. Jako czynnik roboczy stosuje się w tedy zwykle inne gazy niż powietrze czy spaliny. Termin turbina gazowa jest tu więc określeniem ogólniejszym niż termin turbina spalinowa. Suma z "dodatniej" pracy turbiny i "ujemnej" pracy sprężarki stanowi pracę użyteczną układu zespołów, składającego się na całość turbiny gazowej. ITC 1-osiowa (15-stopniowa) sprężarka powietrza, 2-mechanizm sterujący łopatkami obrotowymi kierownic pierwszego stopnia sprężarki, 3-płaszcz zewnętrzny komory spalania typu silosowego, 4-płaszcz wewnętrzny komory, 5-palniki niskoemisyjne 6-kanał dolotowy spalin do turbiny, 7-osiowa, 3-stopniowa turbina gazowa, 8-wlot powietrza, 9-wylot spalin, 10-łożysko wirnika Sylwetka turbiny gazowej GT8C EC Gorzów – turbina gazowa GT8C + kocioł odzysknicowy (przykładowy schemat siłowni gazowo-parowej) Blok z turbiną gazową GT8: 1-czerpnia powietrza do sprężarki z układem filtracyjnym, 2 układ łopatkowy sprężarki powietrza, 3-układ łopatkowy turbiny, 4-komora spalania (typu silosowego), 5-przekładnia, 6-generator elektryczny, 7-układ wyprowadzenia spalin Blok S-109FB General Electric z turbiną gazową klasy 9FB i turbiną parową A15 na wspólnym wale (b): 1-czerpnia powietrza do sprężarki z układem filtracyjnym, 2-turbina parowa z wylotem osiowym, 3-skraplacz, 4-generator, 5-turbozespół gazowy, 6-kocioł odzysknicowy (poziomy), 7-układ wyprowadzenia spalin Turbina gazowa małej mocy. ITC Zwarta konstrukcja układu przepływowego Podstawowe dane turbiny (układ jedno wałowy i dwuwałowy) – paliwo gazowe TBM-RB211 TBM-RB211-T Moc na zac. generatora: kW 28580 31745 Strumień energii w paliwie: kW 77874 81270 Sprawność (elektr): % 36.7 39.6 Strumień spalin wylotowych: kg/s 94.6 94.07 Temp. Spalin wylotowych °C 490 505 „Finger top" (około 3 kW). Wirnik maszyny powinien mieści się na końcu palca, jak na pokazanej fotografii Turbina gazowa „portable”. Agregat, wraz z zapasem paliwa ma ciężar około 70 kg, daje się zmieścić w bagażniku samochodu osobowego oraz przenosić przez dwie osoby. Turbina gazowa średniej mocy – z wielostopniową sprężarką osiową oraz pierścieniową komora spalania Komory spalania turbiny V94.3 – zainstalowanej w budynku maszynowni (jeszcze bez wewnętrznej osłony akustycznej) Moc efektywna turbiny gazowej Ne wyk. do napędu maszyny roboczej (np prądnicy) równa jest: N e = NT − N K − N m gdzie: NT - moc wewnętrzna turbiny, NK - moc wewnętrzna sprężarki, Nm - straty mocy na pokonanie oporów mechanicznych oraz na napęd urządzeń pomocniczych. Turbina gazowa oddaje moc na zewnątrz, gdy ITC NT > N K + N m bieg jałowy odpowiada równości NT = N K + N m natomiast przy NT < N K + N m układ nie może oczywiście pracować samodzielnie. Od strony termodynamicznej charakteryzują turbinę gazową następujące wskaźniki; - spręż Π, t j. stosunek największego do najmniejszego ciśnienia w układzie P Π = max Pmin - stosunek Θ największej do najmniejszej temperatury czynnika T Θ = max Tmin - sprawność cieplna N ηc = N i ; N i = NT − N K Np - jednostkowy przepływ masy d= GK 1 = Ni Nj - wskaźnik mocy ϕ= 3 ITC DOPROWADZENIE CIEPŁA TEMPERATURA (T) Moc efektywną Ne oraz sprawność efektywną ηe turbiny gazowej łączą z mocą wewnętrzną, sprawnością cieplną, sprawnością mechaniczną ηm zależności N N e =N i −N m ; η e = e =η c η m Np - jednostkowa moc wewnętrzna (współczynnik koncentracji mocy) N Nj = i GK gdzie Gk oznacza strumień masy w przekroju wlotowym sprężarki lub SPRĘŻANIE OBIEG PORÓWN. 4 2 ROZPRĘŻANIE W TURBINIE TEMPERATURA SPALIN WYLOTOWYCH 1 Ni NT gdzie NT jest mocą turbiny. Wskazane wielkości wiążą się że wskaźnikami techniczno-ekonomicznymi turbiny gazowej. Spręż jest jedną z głównych wielkości określających rozwiązania konstrukcyjne sprężarki i jej osiągi. Od największej temperatury (stosunek Θ) zależy dobór materiałów konstrukcyjnych, rozwiązanie układu chłodzenia oraz okres eksploatacji instalacji. Sprawność cieplna wiąże się bezpośrednio z kosztami zużywanego paliwa (koszty zmienne), a moc jednostkowa - z wymiarami kanałów przepływowych, a więc i kosztami wykonania układu (koszty stałe), malejącymi przy większej koncentracji mocy. Układy o mniejszej wartości wskaźnika mocy są bardziej czułe na wszelkie zmiany i zakłócenia w pracy układu (np. zmniejszenie sprawności zespołów), co jest niekorzystną cechą w eksploatacji. ENTROPIA (s) Schemat procesu cieplnego turbiny gazowej (obieg prosty) Jako obieg porównawczy wykorzystywany cykl Joule’aBraytona przy spalaniu wewnętrznym lub obieg Joule’a przy niezmiennym składzie czynnika w obiegu ) – uwaga, wynik analiz otrzymujemy różny !!! dla obiegu idealnego i rzeczywistego. ITC ITC Schemat procesu cieplnego turbiny gazowej w układzie prostym (obieg rzeczywisty) PROCES CIEPLNY TURBINY GAZOWEJ Charakterystyki turbiny gazowej w układzie prostym: sprawność cieplna i moc jednostkowa (niżej). Przyjęto ηpT = 0,88, ηpK = 0,88, ε = 0,95, T1 = 288 K (15°C). Kolejne linie na charakterystykach odpowiadają stałym wartościom temperatury T3. Zależność mocy jednostkowej i sprawności cieplnej turbiny gazowej od sprężu. Rozwój konstrukcji energetycznych turbin gazowych wielkiej mocy Rok 1967 1972 1979 1990** 1998*** przyszłe (od 2011) Temperatura dolotowa* spalin (za komorą spalania) 900 1010 1120 1260 1425 1600 (1700) Spręż 10.5 11 14 14.5 19-23 do ok.35 Temperatura wylotowa spalin – do otoczenia 430 480 530 580 kierown.(1,2) kierown. (1,2) kierown. (1,2,3) Chłodzenie łopatek turbiny kierown.(1) wirnik (1) wirnik (1,2) wirnik (1,2,3) 590 kierown. kierown. (1,2,3) (1,2,3) wirnik (1,2,3) wirnik (1,2,3) Zakres mocy 50÷60 60÷80 70÷105 165÷240 165÷280 320÷460 [MW] Sprawność w obiegu 29 31 34 36 39 do 45% prostym [%] Sprawność w ob. gazowo43 46 49 53 58 >61 (62÷65) parowym (typu CC) [%] * Temperatura spalin przed pierwszym wieńcem wirnikowym (TIT, RIT) ** turbiny klasy F General Electric i Westinghouse, Siemens V84.3/V94.3 - ta sama osiągana klasa mocy i sprawności *** turbiny klasy H General Electric klasy G Westinghouse, Siemens V84.3A/94.3A oraz ABB GT24/26 - ta sama osiągana klasa mocy i sprawności Wartości parametrów otoczenia (ciśnienie, temperatura, wilgotność), w celu uzyskania porównywalności osiągów, są przyjmowane według standardów ISO - p0 = 0.1013 MPa (760 mmHg), t0 = 15°C, ϕ0 = 60%. W takiej sytuacji podstawowymi wielkościami warunkującymi osiągi turbiny gazowej w obiegu prostym (przede wszystkim sprawność cieplną oraz jednostkową moc wewnętrzną) pozostają parametry czynnika roboczego na wlocie turbiny (temperatura t3 oraz ciśnienie p3). Wartość względna [%] ITC 120 Średnia temperatura w płaszczyźnie A. 110 Jedn. zuż. ciepła 100 Średnia temperatura w płaszczyźnie B. Str. masy spalin wylotowych Temperatura obliczana na podstawie bilansu komory spalania (bez uwzględnienia potrzeb chłodzenia. 90 Zużycie ciepła (paliwa) Moc t-ny 80 -20 -10 0 10 20 30 Temperatura na wlocie do sprężarki [°C] 40 50 Różne sposoby definiowania temperatury spalin napływających do turbiny gazowej (TIT, RIT, temperatura wg ISO) – producenci stosują zależnie od przyjętej tradycji. Wpływ temperatury zewnętrznej na osiągi turbiny gazowej Turbina gazowa klasy 200 MW - przykładowe parametry ITCMoc na zaciskach generatora przy czym moc wewnętrzna sprężarki (około) sprawność wewnętrzna sprężarki (około) moc wewnętrzna turbiny (trójstopniowej - około) sprawność wewnętrzna turbiny (około) Sprawność brutto (na zaciskach generatora) Strumień masy powietrza do sprężarki Strumień masy spalin wylotowych Temperatura spalin wylotowych w warunkach ISO, tzn przy: temperaturze powietrza na wlocie do sprężarki wilgotności względnej ciśnieniu zewnętrznym 199.4 MW 225.2 MW 88% 427.7 MW 87.5% 34.96% 578.49 kg/s 595 kg/s 538.7 oC 15 oC 60% 1.013 bara straty ciśnienia na wlocie 10 mbar straty ciśnienia na wylocie 10 mbar spręż sprężarki π= 15.7 Do komory spalania wtryskiwana jest woda w ilości 4.3 kg/s temperatura dolotowa do turbiny (def. ISO) 1120 oC (liczona z bilansu kom. spalania i chłodzenia powietrzem) ITC Turbina gazowa klasy 200 MW - przykładowe parametry (c.d.) paliwo (przykładowe) gaz ziemny o wartości opałowej strumień masy udział wagowy węgla udział wagowy wodoru wspomnianym warunkom odpowiada następujących parametrach: udział objętościowy tlenu udział objętościowy azotu udział objętościowy pary wodnej 46644.8 kJ/kg 12.229 kg/s 69.77% 23.42% powietrze dolotowe 20.729% 77.318% 1.012% skład spalin wylotowych w opisanych warunkach jest następujący udział objętościowy tlenu 13.003% udział objętościowy azotu 73.863% udział objętościowy dwutlenku węgla 3.411% para wodna 8.851% Gdyby zbudować układ gazowo parowy strata mocy turbiny związana ze zmianą rozprężu (około) 2.5 MW moc cieplna ze spalin (schłodzenie do 1000C - około) 294 MWth moc kondensacyjnej części parowej (sprawność 35%) 103 MW o Stosowane w praktyce parametry obiegu prostego ITC Zmiany sprawności energetycznych turbin gazowych oraz układów gazowo-parowych według danych Alstom Power Wzrost temp. spalin oraz temp. materiału łopatek (w przeszłości w tempie około 10ºC rocznie) w turbinach gazowych – prognoza zmian parametrów przed turbiną. Rok wprowadzenia do eksploatacji (komercyjnej) 45 ITC ITC Sprawność [%] 40 35 30 25 S pra wnoś ć Tre nd s pra wnoś ci 20 15 0 50 100 150 200 250 300 350 Moc [MW] Sprawność turbin gazowych (LHV), cały oferowany zakres mocy. Dane według Gas Turbine World Handbook Sprawność bloków gazowo-parowych (LHV), cały oferowany zakres mocy. Dane według Gas Turbine World Handbook ITC ITC paliwo komora spalania SNP SWP TWP TNP TG Schemat powiązań mechanicznych turbozespołu lotniczopochodnego. SNP, SWP – odpowiednio część NP oraz WP sprężarki, TWP, TNP – część WP oraz NP turbiny. TG – niezależna (wolna) turbina. Układ trójwałowy na bazie dwuwałowej turbiny lotniczej. ITC Porównanie konstrukcji wyjściowej (turbina lotnicza CF6 80C2) oraz zmodyfikowanej dla pracy stacjonarnej (turbina lotniczopochodna LM 6000 PC) – według GE (układ dwuwałowy konstrukcji wyjściowej oraz lotniczopochodnej). Układ przepływowy turbiny lotniczopochodnej z zaznaczeniem granicy pomiędzy generatorem gazu oraz wolną turbiną (oparte na przykładzie JT8D Pratt & Whitney). ITC Zestawienie zastosowań silnika lotniczego oraz silników lotniczopochodnych – na przykładzie LM6000 - General Electric ITC Zestawienie danych General Electric dotyczące długości serii produkcyjnych turbin lotniczych i lotniczopochodnych (stan na maj/luty 2005) ITC Żaroodporność materiałów jest własnością złożoną, która charakteryzuje w jednym terminie żarotrwałość i żarowytrzymałość. • Przez żarotrwałość rozumiana jest odporność materiału na utlenianie w wysokich temperaturach oraz na niszczące chemiczne działanie różnych związków zawartych w czynniku roboczym. • Żarowytrzymałość to wytrzymałość w tych temperaturach na działanie obciążeń mechanicznych. Najbardziej obciążonym zespołem konstrukcyjnym turbiny gazowej, narażonym równocześnie na działanie wysokiej temperatury, działanie korozyjne czynnika roboczego oraz duże obciążenia mechaniczne jest zespół wirnika turbiny, przede wszystkim - łopatki wirujące pierwszego stopnia. Temperatura metalu tych łopatek jest już w układzie bez chłodzenia nieco niższa od temperatury T3 czynnika przed turbiną. Temperatura T metalu łopatki omywanej strumieniem czynnika roboczego jest bliska temperaturze spiętrzenia T1* ,w ruchu względnym T ≈ T1* + Typowa krzywa rozruchowa turbiny gazowej lotniczopochodnej. Podane wartości mają charakter orientacyjny i zmieniają się zależnie od konstrukcji maszyny w12 c 2 − w12 = T3 − 1 2cp 2cp gdzie: T1 oznacza temperaturę statyczną za wieńcem kierowniczym, w1 - prędkość względną na wlocie do wieńca wirującego, c1 - prędkość wypływu z wieńca kierowniczego, cp - ciepło właściwe czynnika roboczego przy stałym ciśnieniu. Jakość tworzonego stopu zależy niezwykle od sposobu przeprowadzenia całego procesu technologicznego produkcji. Wśród zabiegów służących podniesieniu żarotrwałości i żarowytrzymałości wyróżniamy: • techniki topienia i odlewania w powietrzu i w próżni, • kontrola składu i budowa wewnętrzna (wielkość ziaren, wielkość i ilość faz oraz wydzieleń, struktura na granicach ziaren) • kierunkowe krzepnięcie • budowa monolityczna (monokrystaliczna) • umacnianie dyspersyjne tlenkami. Krzywe rozciągania stali węglowej w zależności od temperatury. Poszczególne krzywe mają przesunięte osie wydłużenia ε, których początek pokrywa się z początkiem krzywej rozciągania. Krzywa pełzania przykładowego stopu żaroodpornego w stałej temperaturze 750°C, przy stałych naprężeniach rozciągających 61 MPa; z - zniszczenie próbki. Wpływ obciążenia (naprężeń σr) na przebieg krzywych pełzania przy niezmiennej temperaturze T = const; z - zniszczenie próbki. Wpływ temperatury na przebieg krzywych pełzania przy niezmiennym obciążeniu (σr = const) Żarowytrzymałość materiału oceniana jest zwykle za pomocą dwóch wskaźników: wytrzymałości na pełzanie Rz(τ)T, nazywanej też czasową wytrzymałością na pełzanie, określającej naprężenie R powodujące rozerwanie próbki (indeks z), po czasie τ, w temperaturze pracy T, przy czym τ wyrażone jest tu w godzinach, a T w °C. Tak więc np. Rz(10000)500 = 30 MPa oznacza, że dla danego materiału naprężenie 30 MPa spowoduje w temperaturze 500°C zerwanie próbki po 10 000 godzin. granicy pełzania Rx(τ)T, określającej naprężenie R, które po czasie τ, w temperaturze pracy T, spowoduje wydłużenie próbki x, przy czym x wyraża się tu w %, τ w godzinach, a T w °C. Na przykład zapis R0,2(1000)950 = 28 MPa oznacza, że dla danego materiału naprężenie 28 MPa spowoduje w temperaturze 950°C, w czasie 1000 godzin wydłużenie 0,2%. Zwykle przyjmuje się tu jako graniczne odkształcenie plastyczne: εp = 0,1÷0,2% Powłoki antykorozyjne oraz powłoki ochrony termicznej (TBC) Wyróżnia się obecnie trzy główne typy korozji: • znana jako korozja typu II, warstwowa, charakteryzująca się niejednolitym przejściem między metalem bazowym a jego tlenkiem na powierzchni. Nie wykazuje on istnienia związków siarki. Pojawia się w temperaturach poniżej ok. 700 oC, • korozja typu I; budowa nie warstwowa. Występuje w temperaturach powyżej 775 oC i charakteryzuje się łagodnym przejściem metal bazowy-tlenek oraz występowaniem związków siarki pod powierzchnią tlenków, • powyżej ok. 880oC, mechanizmem korozji wiodącym prym staje się proces utleniania. Najwcześniej stosowane powłoki zawierały głównie aluminium, jako środek dobrze chroniący przed utlenianiem.. Obecnie stosuje się również podwójne powłoki. Zewnętrzną aluminiową chroniącą przed utlenianiem i wewnętrzną chroniącą przed korozją typu I oraz II. Jako dodatki wykorzystuje się również pierwiastki takie jak hafn, tantal, rhen w różnych kombinacjach z itrem. Niektóre powłoki zawierają także krzem poprawiający przyleganie powłoki do materiału bazowego. Powłoki ochrony termicznej zwane w skrócie (TBC) są szeroko stosowane w turbinach gazowych, szczególnie na elementach pracujących pod dużym obciążeniem cieplnym takich jak łopatki turbin kanały dolotowe lub komory spalania. . Zadaniem tego rodzaju powłok jest opóźnienie przepływu ciepła z warstwy zewnętrznej do wewnątrz materiału. Pozwala to na obniżenie zapotrzebowania na ilość powietrza chłodzącego łopatki, lub na podwyższenie temperatury T3. I II I - układ z wysokociśnieniową wytwornicą pary, II - układ ze zrzutem spalin do kotła, III-układ z kotłem odzysknicowym, IV - układ wykorzystujący mieszaninę spalin i pary S - sprężarka, T - turbina, KS - komora spalania, TP - turbina parowa kondensacyjna, WWP wysokociśnieniowa wytwornica pary (kocioł doładowany).. III IV Podstawowe schematy cieplne sprzężenia turbiny parowej i gazowej w układzie gazowo-parowym Tempeartura T [ C] ITC ITC Obiegi porównawcze (teoretyczne) odpowiadające układom gazowoparowym o sposobie sprzężenia części parowej i gazowej jak poprzednio PODSTAWOWE URZĄDZENIA W CIĄGU POWIETRZA I SPALIN W INSTALACJI Z TURBINĄ GAZOWĄ, Z ODZYSKIEM CIEPŁA 600 ∆T1min = const. 500 KOMIN GORĄCY, TŁUMIK 400 ∆Tmin = const. p = 0.623 MPa 300 p = 0.385 MPa 200 p = 0.155 MPa 100 ZAWÓR ROZDZIELCZY FILTR POWIETRZA GENERATOR ELEKTRYCZNY KOCIOŁ ODZYSKNICOWY TURBINA GAZOWA 0 0 KOMIN ZIMNY, TŁUMIK PALNIKI DOPALAJĄCE 20 40 60 80 100 120 Moc cieplna Q [MW] Wykres T-Q ilustrujący sposób prowadzenia obliczeń części parowej dla różnych wartości ciśnienia generowanej pary Turbozespół gazowy Część związana z odzyskiem ciepła PARA (LUB WODA) ITC Typowe konfiguracje kotła odzysknicowego: pionowa oraz pozioma ITC Układ jednowałowy (bloku gazowo-parowego) z przekładnią lub bez Układ dwuwałowy (bloku gazowo-parowego) z przekładnią lub bez ITC Schemat chłodzenia stóp łopatek i tarczy wirnika powietrzem przepływającym przez kanały w strefie połączenia łopatek z tarczą: 1-wkładka (deflektor), 2-tarcza wirnika, 3,5-jodełkowy zamek łopatki, 4-łopatka wirująca, 6-uszczelnienie międzyłopatkowe, T-temperatura metalu łopatki, TK - temperatura łopatki przy stopie (po lewej). Różne sposoby chłodzenia powietrzem łopatek kierowniczych i wirujących: Iłopatka powłokowa, II-łopatka z otworami, III-łopatka z blaszaną osłoną, IVłopatka ze zrzutem powietrza przez krawędź spływu, V-łopatka z osłoną i zrzutem przez krawędź spływu, VI-łopatka z chłodzeniem w warstwie przyściennej – po prawej. Rozwiązanie układu chłodzenia elementów turbiny stosowane w turbinach gazowych największej mocy (BBC , typu 11 oraz 13) – po lewej. Przekrój przez łopatkę kierowniczą pierwszego stopnia turbiny chłodzoną na drodze konwekcji wymuszonej: a) przekrój, I-I; b) przekrój przez część łopatki chłodzoną na drodze konwekcji; c) dodatkowe chłodzenie w warstwie przyściennej (film cooling) dzięki dwóm rzędom otworków A i B – po prawej. Rozwój metod chłodzenia łopatek wirnikowych turbin gazowych a) układ jednobiegowy z chłodzeniem wewnętrznym (lata 60-te), b) układ jednobiegowy z chłodzeniem wewnętrznym oraz błonowym (lata 70-te), c) układ pięciobiegowy z rozbudowanym zasilaniem oraz rozległym chłodzeniem błonowym. Chłodzenie łopatek turbinowych ITC ITC Rozwój żarowytrzymałych stopów niklu i kobaltu oraz technologii ich wytwarzania ITC ITC