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