1

Akademia Górniczo- Hutnicza

Im. Stanisława Staszica w Krakowie

BADANIE TURBINY GAZOWEJ W UKŁADZIE SILNIKA ODRZUTOWEGO

Prowadzący:

dr in ż. Karol Sztekler sztekler@agh.edu.pl

2

1. Wiadomości wstępne

Silnikiem odrzutowym nazywamy silnik cieplny, w którym energia chemiczna paliwa (ogólniej energia doprowadzana z zewnątrz) jest zamieniana na energię kinetyczną strumienia gazu wypływającego z silnika. Powstająca przy tym reakcja strumienia na ścianki silnika (obliczona ze zmiany pędu) może być bezpośrednio wykorzystana do napędu urządzeń latających jako ciąg. Silnik odrzutowy jest więc bezpośrednim źródłem ciągu (w odróżnieniu od lotniczego silnika tłokowego, wytwarzającego ciąg za pomocą śmigła). W wyniku gwałtownego rozwoju silników odrzutowych po II wojnie światowej wyparły one praktycznie całkowicie silniki tłokowe z zastosowań lotniczych, bowiem stale wzrastającej wymaganej prędkości lotu silnik tłokowy (maszyna wyporowa) nie jest w stanie dostarczyć wymaganych bardzo dużych mocy, a jednocześnie sprawność śmigła osiąga maksimum przy niskich stosunkowo prędkościach lotu, po czym szybko maleje. Silnik odrzutowy, jako maszyna przeprawowa, może rozwijać bardzo duże moce przy dużych prędkościach lotu. Podział silników odrzutowych przedstawia rysunek poniżej.

Rys.1. Podział silników odrzutowych

Dzielimy je na dwie podstawowe grupy: silniki przelotowe i rakietowe. Silniki przelotowe wykorzystują powietrze atmosferyczne jako czynnik roboczy i jednocześnie jako źródło tlenu potrzebnego do spalania paliwa. W silnikach rakietowych paliwo i utleniacz, nazywane łącznie środkiem napędowym, jako niezbędne do pracy silnika, są transportowane razem z silnikiem.

Zależnie od sposobu realizacji procesu sprężania silniki przelotowe dzieli się na sprężarkowe i bezsprężarkowe. W silnikach przelotowych sprężarkowych proces sprężania zachodzi w sprężarce turbiny gazowej (spalinowej), stanowiącej integralną część silnika. Wyróżnić tu należy trzy podstawowe typy silników: turboodrzutowe, turbośmigłowe oraz dwuprzepływowe. Silnik turboodrzutowy składa się z układu turbiny gazowej (sprężarka, komora spalania, turbina) oraz

3

dyszy wylotowej. Turbina gazowa odgrywa tu wyłącznie rolę wytwornicy gazu (gorących spalin), który następnie rozpręża się w dyszy wylotowej. Uzyskana w ten sposób prędkość wypływu strumienia spalin z dyszy jest większa od prędkości lotu, dzięki czemu silnik rozwija ciąg.

Rys.2. Schemat silnika turboodrzutowego 1 — wlot, 2 — sprężarka, 3 — komora spalania, 4 — turbina, 5- dysza wylotowa

Silnik turbo śmigłowy składa się z tych samych głównych elementów co silnik turboodrzutowy, przy czym elementem dodatkowym jest tu śmigło, osadzone na wale, który za pośrednictwem reduktora (zwykle planetarnego) łączy się z wałem sprężarki. Układ turbiny gazowej spełnia tutaj podwójne zadanie — wytwornicy gazu do rozprężania w dyszy (ale w mniejszym stopniu niż w silniku torboodrzutowym) oraz źródła mocy do napędu śmigła. Otrzymany ciąg jest sumą ciągów śmigła oraz ciągu uzyskanego bezpośrednio z przyrostu pędu strumienia czynnika roboczego przepływającego przez silnik.

Rys.3. Schemat silnika turbośmigłowego 2 — śmigło, 2 — reduktor, 3 — sprężarka, 4 —komora spalania, 5 — turbina, 6 — dysza

Silnik dwuprzepływowy (wentylatorowy) jest zestawiony z dwóch współśrodkowych kanałów, z których wewnętrzny jest zbudowany podobnie jak silnik turboodrzutowy. Obydwa kanały są zasilane przez wspólny wlot i kilka wspólnych początkowych stopni sprężarki. Te stopnie sprężarki stanowią jedyne źródło energii dla strumienia przepływającego kanałem zewnętrznym. Układ turbiny gazowej stanowi tutaj wytwornicę gazu dla dyszy strumienia wewnętrznego oraz źródło energii przekazywanej przez początkowe stopnie sprężarki do strumienia zewnętrznego. Ciąg silnika jest sumą ciągów obu strumieni przepływających przez silnik. Silnik dwuprzepływowy w zastosowaniu do wysokich poddźwiękowych prędkości lotu stanowi optymalne skojarzenie zalet silników

4

turboodrzutowego i turbośmigłowego. Zalety te wykorzystuje się obecnie w szczególności w szybkich współczesnych samolotach komunikacyjnych.

Rys. 4. Schemat silnika dwuprzepływowego 1 — wlot, 2 — wspólne stopnie sprężarki, 3 — kanał zewnętrzny, 4 — kanał wewnętrzny

W silnikach przelotowych bezsprężarkowych sprężanie zachodzi bez udziału sprężarki. Zależnie od przebiegu procesu spalania silniki bezsprężarkowe dzieli się na strumieniowe i pulsacyjne. Silnik pulsacyjny charakteryzuje się nieciągłą pracą i cyklicznym spalaniem. Paliwo wtryskiwane do komory spalania tworzy z powietrzem mieszankę zapalaną od iskry elektrycznej. Powstające spaliny wypływają dysza. przy czym wskutek ich bezwładności w końcowym okresie w komorze spalania powstaje podciśnienie. Otwierają się wówczas zawory zwrotne i zostaje zassana przez wlot porcja świeżego powietrza. Zapłon następuje teraz od resztek gorących spalin pozostałych w komorze. W ten sposób cykl spalania powtarza się.

Rys. 5. Schemat silnika pulsacyjnego 7 — wlot, 2 — zawory zwrotne, 3 — wtryskiwacze paliwa, 4 — mieszalnik, 5 — komora spalania, 6 — dysza wylotowa, 7 — świeca zapłonowa

Silniki rakietowe dzieli się zależnie od rodzaju środka pędnego. W silniku na stały środek pędny rolę zbiornika paliwa i jednocześnie komory spalania odgrywa kadłub silnika, zakończony dyszą. W dyszy znajduje się przepona izolująca wnętrze komory spalania od wpływów atmosferycznych. Po przeciwnej stronie jest umieszczony zapłonnik, a w jego pobliżu podsypka (zwykle proch czarny). Uruchomienie silnika następuje przez włączenie zapłonnika, od którego zapala się podsypka. Wytworzone w ten sposób spaliny podnoszą ciśnienie i temperaturę w komorze, inicjując spalanie środka napędowego. Pod wpływem ciśnienia następuje pęknięcie przepony, wypływ spalin na zewnątrz i związany z tym ciąg. Paliwo stanowi tu odpowiednia mieszanina nitrogliceryny i nitrocelulozy lub — częściej — materiały o bardziej złożonym składzie.

5

Rys. 6. Schemat silnika rakietowego na ciekły środek napędowy 1 — zbiornik utleniacza, 2 — zbiornik paliwa, 3 — pompa utleniacza, 4 — turbina, 5 — pompa paliwa, 6 — komora spalania, 7 — dysza, 8 — płaszcz chłodzący, 9 — rozpylacz paliwa, 10 — rozpylacz utleniacza

W silniku na ciekły środek napędowy paliwo i utleniacz, znajdujące się w osobnych zbiornikach, są podawane do komory spalania za pomocą pompy z napędem turbinowym. Utleniacz chłodzi jeszcze zwykle po drodze gorące ścianki dyszy i komory spalania. Wtryśnięte do komory paliwo i utleniacz ulegają odparowaniu, a następnie spaleniu, dając spaliny, których wypływ wytwarza ciąg. Jako utleniacze stosuje się tlen, kwas azotowy, fluor i ozon oraz różne paliwa, jak wodór, amoniak, nafta itp.

Przemiany termodynamiczne charakteryzujące silnik odrzutowy

Rys.7. Cykl Braytona dla turbiny gazowej i silnika turboodrzutowego

1). a – b, wlot i adiabatyczne odwracalne sprężanie powietrza przez sprężarkę

2). b – c, spalanie paliwa przy stałym ciśnieniu w komorze spalania (dodawanie ciepła przy stałym ciśnieniu)

3). c –d, adiabatyczne odwracalne rozprężanie gorącego powietrza w turbinie i dyszy wylotowej

6

4). d – a, wyrzucone powietrze chłodzi się do temperatury wyjściowej

Rys.8. Schemat jednoprzepływowego silnika turboodrzutowego. Powietrze pod ciśnieniem wtłaczane jest przez sprężarkę do komory spalania gdzie dostarczane jest paliwo i zachodzi proces spalania. Gorące spaliny napędzają turbin ę połączoną wałem ze sprężarką. 1. Dyfuzor wlotowy 2. Sprężarka niskiego ciśnienia 3. Sprężarka wysokiego ciśnienia 4. Komory spalania 5. Dysza wylotowa wraz z turbiną 6. Część gorąca 7. Turbiny wysokiego i niskiego ciśnienia 8. Rura ogniowa 9. Część zimna 10. Wlot powietrza 2. Wielkości charakteryzujące silniki odrzutowe

Wzór na ciąg F silnika strumieniowego, który dotyczy wszystkich silników przelotowych

(1)

7

W silniku rakietowym, który nie pobiera czynnika z otoczenia, jest więc wo = 0, stąd jego ciąg „odrzutu".

Mocą użyteczną Pp napędu nazywamy iloczyn siły ciągu i prędkości lotu.

Moc PS niesiona przez strumień spalin opuszczających silnik, wynikająca z ich energii kinetycznej, wynosi.

Sprawnością napędu ηP nazywamy stosunek mocy użytecznej napędu do mocy strumienia spalin użytego do napędu.

Wykorzystując wyżej podane zależności otrzymujemy dla silnika przelotowego.

a dla silnika rakietowego

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

8

Sprawność teoretyczną obiegu idealnego wyznaczona z zależności termodynamicznych wynosi

η�= 1 −

��

��

Sprawność cieplna jest związana z ilość ciepła dostarczanego do pracy mechanicznej. Przy założeniu, że czynnik roboczy ma stałe zdolność do wykonywania pracy. Sprawność cieplna jest określana z :

Przy średniej wartości współczynnika adiabaty κ =1,4 równanie przyjmuje postać:

∏= p2/p1

Można zauważyć, że sprawność cieplna jest tylko uzależniona od stosunku ciśnień. Najwyższa temperatura T3 (parametry spalin po popuszczeniu komory spalania) nie mają żadnego wpływu na sprawność cieplna.

Określenie mocy sprężarki

Zapotrzebowanie na moc potrzebną do podniesienia parametrów powietrza zależy od konkretnych wartości entalpii

(8)

(9)

(10)

9

Moc przekazywana od gazu w turbinie gazowej do napędu sprężarki jest określona w ten sam sposób.

Dla stanowiska z turbiną gazową ET792 wartości entalpi h4 nie mogą być bezpośrednio stosowane we wzorze. Zmierzona temperatura do obliczenia h4 jest zbyt niska wynika to z faktu że odległości od punktu pomiarowego z wylotu turbiny jest zbyt duża. Błędy te są istotne ze względu na wysoką temperaturę spalania gazu. Oprogramowanie kompensuje te błędy pomiaru poprzez wprowadzenie h4_2 entalpii.

Znak ujemny, ponieważ ta moc jest odbierana z gazu.

- strumień powietrza

(10)

(11)

mg- strumień gazu [kg/s]

10

Określenie sprawności turbosprężarki

Izentropowa sprawność sprężarki

Rys.9. Przemiany w układzie h-s

Wielkość entalpii h2,s może być określone na podstawie rysunku, h, s. Pokazano to na rysunku. 5 odbywa się to przez wykreślenie izentrop od h1 do izobar p2 i następnie na przecięciu izentropy z izobarą odczytać wartość entalpi h2,s.

Określenie jednostkowe zużycie paliwa w turbinie gazowej w układzie silnika odrzutowego

Jednostkowe zużycie paliwa jest obliczany na podstawie ilość paliwa dostarczanego i ciągu uzyskanego.

(13)

(14)

(12)

11

Określenie współczynnika nadmiaru powietrza

Współczynnik nadmiaru powietrza wyrażony jest jako stosunek ilość powietrza zasysanego do turbiny gazowej (rzeczywista ilość) a ilością powietrza, koniecznego do stechiometrycznego spalania paliwa. Ilość powietrza konieczna do spalania propanu wynosi :

2. Zasady BHP przy obsłudze stanowiska ET 792

Porażanie prądem Dotknięcie przewodów znajdujących się w otwartej skrzynce elektrycznej może spowodować porażenia prądem elektrycznym. Aby temu zapobiec należy: • odłączyć od zasilania skrzynkę przed otwarciem • jakiekolwiek prace powinny być wykonywane wyłącznie przez wykwalifikowanych elektryków. Wybuch gazu Może być spowodowany ulatnianie się gazu z butli lub przewodów doprowadzających gaz do stanowiska badawczego. Aby temu zapobiec należy: • nie naciskać żadnych przełączników elektrycznych. • zamknąć zawór gazu na butli gazowej lub • zamknąć główny na zawór gazu na panelu sterowania stanowiska • wcisnąć wyłącznik bezpieczeństwa (przycisk koloru czerwonego) Hałas Podczas pracy stanowiska zwłaszcza w układzie jako silnik odrzutowy poziom hałasu wynosi <110 dB. Stąd też istnieje ryzyko uszkodzenia słuchu należy zatem: • założyć odpowiednie środki ochrony słuchu podczas pracy. Zagrożenie pożarem Gazy wylotowe wyprowadzone z turbiny gazowej osiągają temperaturę maksymalną 700 oC. Aby nie doprowadzić do pożaru należy: • nie dopuścić do kontaktu materiałów palnych z gorącą rurą wydechową • nie umieszczać materiałów palnych w strumieniu gazów spalinowych wyprowadzanych z

rury wydechowej. • minimalna odległość między materiałami łatwopalnymi a strumieniem spalin to 10m. • w przypadku wycieku oleju w turbinie, olej może zapalić się od gorącej obudowy turbiny.

(15)

12

Zagrożenie oparzeniem

W wyniku procesu spalania gazu generowane są spaliny o temperaturze dochodzącej do 700 0C powodując tym samym nagrzewanie wszystkich elementów metalowych odprowadzających spaliny do atmosfery. Pod żadnym pozorem nie wolno dotykać rozgrzanych elementów metalowych stanowiska oraz nie wolno wchodzić w strumień wyprowadzonych spalin do atmosfery ponieważ ich wysoka temperatura może doprowadzić do poważnego poparzenia ciała.

W razie jakiegokolwiek zagrożenia lub powstania sytuacji niebezpiecznej należy wcisnąć wyłącznik bezpieczeństwa. Wszelkie badania wykonywane na stanowisku doświadczalnym ET 792 mogą być prowadzone tylko pod

nadzorem przeszkolonego pracownika AGH.

3. Instrukcja

3.1. Cel ćwiczenia

Celem ćwiczenia jest określenie podstawowych wielkości charakteryzujących turbinę gazową pracującą w układzie silnika odrzutowego dla zmiennych zadanych parametrów pracy urządzenia ET792.

13

Opis stanowiska ET 792

3.1. Elementy składowe stanowiska

1. Woda chłodząca wlot wylot 2. Czujnik prędkości obrotowej generatora 3. Napinacz paska 4. Generator 5. Turbina mocy 6. Dysza wylotowa spalin w układzie pracującym jako silnik odrzutowy 7. Przewód łączący komorę spalania z turbiną mocy 8. Tłumik wydechowy 9. Rezystory hamujące 10. Wylot gazów spalinowych 11. Przewód do zasysania powietrza wraz z otworem pomiarowym

12. Tłumik dolotowy 13. Regulacja przepustnicy 14. Włącznik wentylatora 15. Port USB 16. Skrzynka 17. Zbiornik oleju

18. Filtr oleju 19. Termostat chłodnicy oleju 20. Sprężyna montażowa

21. Dysza gazowa 22. Świeca zapłonowa 23. Komora spalania 24. Czujnik prędkości

generowanego gazu

25. Generator gazu 26. Przetwornik siły 27. Rury odprowadzające olej

Rys.10. Schemat turbiny gazowej

14

3.2. Schemat procesu

1. Sprężarka 2. Turbina 3. Komora spalania 4. Tłumik wlotowy 5. Turbina mocy 6. Tłumik wydechowy 7. Główny zawór 8. Szybki zawór odcinający 9. Regulator ciśnienia

Urządzenie to zawiera kompletny układ turbiny gazowej. Składa się następujących komponentów: • Generator gazu składający się z sprężarki (1), turbiny (2), komory spalania (3) oraz wlotu powietrza z tłumikiem (4). • Turbina mocy (5) składa się z tłumika spalin (6) pasa napędowego generator, możliwe jest również zamontowanie dyszy wylotowej (układ z silnikiem odrzutowym) • System doprowadzania paliwa składający się z zaworu głównego (7), szybko działającego zaworu odcinający (8), regulatora ciśnienia (9), zaworu sterującego (10) i dyszy palnika. • Układ zapłonowy składa się ze świecy zapłonowej i transformatora zapłonowego • Układ smarowania składa się ze zbiornika (11), pompy oleju (12), filtru oleju (13), regulatora ciśnienia (14) i termostatycznie regulowanej chłodnicy oleju (15). • Generator (16) składa się z konwertera, rezystora do zrzutu mocy i wskaźnika zasilania. • System rozruchowy składa się z wentylatora rozruchowego (17) i regulatora przepustnic

10. Zawór sterujący 11. Zbiornik 12. Pompa oleju 13. Filtr oleju 14. Regulator ciśnienia 15. Chłodnica oleju 16. Generator 17. Włącznik wentylatora 18. Regulacja przepustnicy

Rys.11. Zasada działania turbiny ET 792

15

(18). • Przyrządy pomiarowe i sterujące temperaturą, prędkością przepływu, i ciśnienia. • Elementy bezpieczeństwa takie jak ograniczniki temperatury i ciśnienia oleju. Panel kontrolny

1. Przełącznik do tarowania 2. Główny zawór gazu 3. Regulator ciśnienia 4. Zawór gazu 5. Przycisk szybkiego zamykania 6. Przycisk zapłonowy 7. Przycisk włączający wentylator startowy 8. Pokrętło do zmiany przepływu powietrza na przepustnicy 9. Potencjometr do regulacji obciążania generatora 10. Główny wyłącznik 11. Awaryjny wyłącznik 12. Ciśnienie gazu zasilającego 13. Ciśnienie gazu w dyszy 14. Różnica ciśnień w komorze spalania 15. Ciśnienie przed turbiną napędzająca sprężarkę 16. Ciśnienie przed turbina mocy 17. Pomiar przepływ powietrza 18. Przepływ gazu 19. Wskaźnik ciśnienia oleju 20. Kontrolka zapłonu 21. Temperatura powietrza, gazu na wlocie do układu oraz temperatura powietrza za sprężarką 22. Temperatura spalin na wlocie do turbiny napędzającej sprężarkę

23. Temperatura spalin na wylocie z turbiny napędzającej sprężarkę i temperatura spalin na wylocie z turbiny mocy

24. Temperatura oleju 25. Prędkość obrotowa turbiny

napędzającej sprężarkę 26. Prędkość obrotowa turbiny

mocy 27. Moc na generatorze 28. Pomiar siły ciągu

Rys.12. Panel kontrolny

16

3.3. Opis głównych elementów turbiny gazowej 3.3.1. Generator gazu

Rys.13. Schemat generatora gazu

Podstawą układu jest generator gazu (spalin) składa się on z turbiny osiowej bezpośrednio połączonej z osiową sprężarką (na wspólnym wale) i z komory spalania. Powietrze ze sprężarki 1 przed wprowadzeniem do komory spalania 3 jest spowalniane w dyfuzorze 8. Część powietrza jest odprowadzona pozostała część doprowadzona jest z przodu przez rurki 3 do wnętrza komory. Główne powietrze zużywane jest jako utleniacz paliwa. Powietrze to kierowane jest do generatora turbulencji 7 jego zadaniem jest wprowadzenie powietrza w ruch obrotowy jednocześnie spowalniając go po to aby paliwo (propan) wstrzykiwany przez dysze 6 mógł palić się stabilnym płomieniem. Komora spalania (rura) chłodzona jest od zewnątrz powietrzem wtórnym wprowadzanym przez otwory 2 powodując tym samym schłodzenie wylatujących gazów z komory do temperatury 600 ... 900 ° C. Świeca zapłonowa 5 służy do zapalania mieszanki powietrzno gazowej używana jest ona tylko w momencie rozruchu instalacji. Z komory spalania gazy spalinowe kierowane są na turbinę osiową 1 (prędkość obrotowa 60000-125000 rpm) która napędza sprężarkę 9. Spaliny opuszczające turbinę 1 są schłodzone do temperatury około 700 ° C gdzie następnie są kierowane na turbinę mocy napędzająca generator lub też wyprowadzone są z instalacji z pominięciem generatora przez dyszę wylotową (układ z silnikiem odrzutowym).

1. Turbina promieniowa 2. Otwory 3. Komora spalania 4. Rurki w komorze

spalania 5. Świeca zapłonowa 6. Dysze zapłonowe 7. Generator turbulencji 8. Dyfuzor 9. Sprężarka promieniowa 10. Wał

17

Rys.14. Schemat działania zwartego układu sprężarki z turbiną

3.3.2. Silnik odrzutowy

W pracy jako silnik odrzutowy, gazy spalinowe są wyprowadzone przez dyszę wylotową (1) i jednocześnie przyspieszone. Ponieważ generator gazu jest zamontowane elastycznie (2), siła ciągu może być mierzone za pomocą elektrycznego czujnika siły ciągu.

3.3.4. Układ paliwowy

W stanowisku ET792 do spalania wykorzystywany jest propan. Przy niższej różnicy ciśnień pomiędzy ciśnieniem gazu a ciśnieniem na dyszy następuje automatyczne zmniejszenie dopływu gazu. Instalacja podawania paliwa wyposażona jest w główny zawór gazowy następnie czujnik pomiaru ciśnienia, który wskazuję ciśnienie w butli następnie zawór odcinający szybkiego działania, który zamyka instalacje natychmiast w przypadku niebezpiecznych stanów pracy. Kolejnym elementem jest w zawór regulujący ciśnienie w

1- Dysza wylotowa 2- Elastyczne mocowanie 3- Czujnik ciągu

a- wylot gazów spalinowych b- turbina promieniowa c- wlot oleju smarowego d-łożysko ślizgowe e-wylot sprężonego powietrza f- uszczelniacz g- sprężarka osiowa h- powietrze wlotowe i- wał j- wylot oleju smarowego k- wlot gazów spalinowych

Rys.15. Turbina gazowa w układzie z turbiną mocy

18

dyszy, które jest mierzone a pomiar jest przedstawiony na wyświetlaczu. Ilość gazu wprowadzonego do komory jest mierzona na przepływomierzu. Przepływomierz wyposażony jest regulator przepływu paliwa do spalania.

3.3.5. Układ smarowania

Olej do smarowania jest zmagazynowany w zbiorniku stąd też przy wykorzystaniu pompy oleju napędzanej silnikiem elektrycznym przepompowywany jest przez filtr i chłodnice oleju do turbiny. Ze względów bezpieczeństwa max. ciśnienie w instalacji wynosi 3 bar minimalne ciśnienie 1,5 bar maksymalna temperatura oleju 100 0C. Poniżej i powyżej wartości min. i max. następuje automatyczne wyłączenie stanowiska. Przepływ wody przez chłodnice oleju jest uzależniona od temperatury oleju. 3.3.6. Uruchamianie i układu zapłonu

System składa z wentylatora i układu z tłumikiem. Przy rozpoczęciu pracy turbiny gazowej do komory spalania doprowadzone jest niezbędne powietrze generowane w wentylatorze rozruchowym, który zastępuje sprężarkę (niedostateczna moc). Gdy turbina osiągnie określoną minimalną prędkość obrotową ,sprężarka przejmuje funkcje wentylatora, który może być wyłączony. Układ zapłonowy składa się z świecy zapłonowej i transformator zapłonu. Układ zapłonowy jest obsługiwany za pomocą przycisku. Układ zapłonowy musi być obsługiwany aż do zapłonu gazu w komorze spalania. Po osiągnięciu temperatury 500 ° C gazów spalinowych, zapłon może być wyłączony.

Rys.16. Wentylator rozruchowy wraz z układem przepustnic

19

4. Procedura uruchomienia turbiny ET 792

4.1. Przygotowanie do rozruchu turbiny pracującej w układzie silnik odrzutowego

Przed uruchomieniem turbiny gazowej należy: • Sprawdzić poziom oleju. UWAGA

W tym celu zdjąć poszycie tylnej obudowy i sprawdzić poziom oleju w zbiorniku oleju za pomocą miarki. Jeśli poziom oleju jest zbyt niski, należy dolać odpowiedni olej. Nie przepełniać zbiornika. Następnie zamknąć tylny panel. • Otworzyć zawór butli gazu z propanem. UWAGA Po podłączeniu butli z gazem należy sprawdzić szczelność połączenia.

• Podłączyć wodę chłodząca do chłodnicy oleju oraz odprowadzić wodę z układu chłodniczego

Należy zapewnić przepływ wody chłodniczej na poziomie 3 -5 dm3 / min. • Włączyć wyłącznik główny. • Sprawdź poprawność działania wszystkich czujników pomiarowych (odczyt na wyświetlaczu) • Otworzyć zawór główny gazu i skontrolować ciśnienie

W zależności od temperatury gazu ciśnienie powinno być pomiędzy 3bar i 15bar. Turbina gazowa jest teraz gotowy do użytku. 4.2. Procedura rozruchowa turbiny gazowej pracującej w układzie turbiny gazowej

1. Zamknąć zawór regulacyjny gaz (4).

2. Przełączenie przepustnicy (8) w pozycji umożliwiającej rozruch wentylatora startowego

pozycja On.

20

3. Włączyć wentylator rozruchowy (7).

4. Sprawdzić czy wskaźnik ciśnienia oleju lampka (19) się świeci.

5. Prędkość obrotowa turbiny napędzającej sprężarkę n1 (24) wzrasta.

Wniosek. Komora spalania jest wentylowane.

6. Po około 10 s, należy włączyć przycisk zapłonu (6).

7. W tym samym czasie należy powoli zwiększać przepływ gazu (18) przy użyciu zaworu

regulacyjnego gazu (4) w momencie zapłonu następuje wzrost temperatury T3 (22).

8. Przycisk zapłonu pozostawić wciśnięty aż do momentu gdy temperatura na wejściu do

turbiny osiągnie temperaturę nie większą niż T3 = 500 ° C (22). Po osiągnięciu wymaganej

temperatury należy zwolnić przycisk zapłonu (6).Lampki kontrolne (20) i (5) świeci się.

Uwaga

Jeśli przycisk zapłonu jest zwolniony poniżej temperatury 500 °,zawór szybkiego

działania odcina dopływ gazu ponieważ układ kontrolny stwierdza że zapłon nie

powiódł się i procedurę rozruchową należy powtórzyć. Przed przystąpieniem do

ponownego rozruchu należy przewietrzyć komorę spalania przez okres 10 s.

9. Aby układ mógł pracować w systemie samopodtrzymującym należy tak wyregulować

prace turbiny gazowej poprzez dopływ mieszanki gazu do komory spalania aby prędkość

obrotowa turbiny napędzającej sprężarkę n1 (25) wynosiła n1 = 70.000rpm.

Uwaga

Maksymalna temperatura gazu na wejściu do turbiny T3 wynosi 1000 ° C.

Maksymalna prędkość obrotowa n1=125000 rpm

Jeżeli nastąpi przekroczenie maksymalnych wartości turbina zostanie wyłączona

automatycznie

10. Przy osiągnięciu prędkości obrotowej n1 = 70,000 rpm,(25) należy ustawić przepustnicę

(8) w pozycji Off.

Uwaga

Jeśli pr ędkość obrotowa spadnie gwałtownie oznacza to parametry gazów spalinowych

wlotowych do turbiny są zbyt niskie. Należy zatem otworzyć przepustnicę (8) w pozycji

ON i ponownie przyspieszyć do 70 000rpm z nieznacznym zwiększeniem przepływu

gazu do komory spalania.

Uwaga

Jeżeli powietrze doprowadzone z wentylatora rozruchowego jest wyłączone a prędkość

obrotowa jest mniejszą niż 70.000 rpm, nie ma możliwości uruchomienia turbiny nawet

przy zwiększonym przepływie gazu do komory spalania.

21

11.Jeżli praca turbiny jest ustabilizowana należy wyłączyć wentylator rozruchowy (7).

Procedura wyłączenia turbiny

1. Powoli zmniejszać dopływ gazu do komory spalania w celu zmniejszenia temperatury

gazów wylotowych do około 600 OC.

2. Wcisnąć przycisk szybkiego odcięcia przepływu gazu do turbiny (5)

3. Należy ustawić przepustnicę (8) w pozycji On i włączyć wentylator startowy

przyciskiem (7) w celu schłodzenia układu i przedmuchania instalacji.

Okres chłodzenia około 2 - 3 min.

4. Zamknąć główny zawór gazu (2) i wyłączyć urządzenie

z wyłącznika główny (10).

5. Przebieg ćwiczenia – pomiary

5.2. Wpływu zmiany ilości podawanego paliwa na parametry pracy turbiny gazowej w

układzie silnika odrzutowego

Zadaniem ćwiczenia jest wyznaczenie podstawowych wielkości charakteryzujących turbinę gazową w tj. ciąg, sprawność cieplna, sprawność teoretyczna obiegu idealnego turbiny gazowej moc sprężarki, moc turbiny, i innych zależności od ilości podawanego paliwa do komory spalania. Pomiar realizowany będzie dla 5 różnych strumieni gazu.

Numer pomiaru 1 2 3 4 5

Przepływ gazu mg [g/s]

Temperatura gazu TG [C0]

Temperatura powietrza przed wlotem do sprężarki T1 [C

0]

Ciśnienie powietrza przed wlotem do sprężarki p1 [bar]

Wartość entalpii h1 [kJ/kg]

Temperatura powietrza wylotowego z sprężarki T2 [C

0]

Ciśnienie powietrza wylotowego z sprężarki p2 [bar]

Wartość entalpii h2 [kJ/kg]

Wartość entalpii h2s [kJ/kg]

Strata ciśnienia w

22

komorze spalania p2-p3 [mbar] Temperatura gazu przed wlotem do turbiny T3 [C

0]

Ciśnienie gazu przed wlotem do turbiny p3 [bar]

Wartość entalpii h3 [kJ/kg]

Temperatura gazu przed wlotem do dyszy T4 [C

0]

Ciśnienie gazu przed wlotem do dyszy p4 [bar]

Wartość entalpii h4_2 [kJ/kg]

Przepływ powietrza ma [dm3/s]

Przepływ powietrza ma[kg/s]

Prędkość obrotowa turbiny napędzającej sprężarkę n1 [1/min]

Ciąg S [N]

Wielkości charakteryzujące turbinę gazową pracującą w

układzie silnika odrzutowego

Sprawność teoretyczną obiegu idealnegoηηηη

�

[%] wzór(8)

Sprawność cieplna ηηηη�

[%] wzór(9)

Moc przekazywana do gazu przez sprężarkę Pt [W] wzór(10)

Moc przekazywana od gazu w turbinie gazowej do napędu sprężarki PGT [W] wzór(11)

Sprawność turbosprężarki ηηηη

��

[%] wzór(12)

Izentropowa sprawność sprężarki ηηηη ,�,�

[%] wzór(13)

23

Jednostkowe zużycie paliwa w turbinie gazowej w układzie silnika be [kg/kWh] wzór(14)

5.3. Opracowanie wyników Grupa ćwiczeniowa dostaje wyniki w formie danych cyfrowych celem

zaimportowania do programu umożliwiającego ich dalszą obróbkę np. MS Excel, Matlab.

Opracowanie graficzne powinno zawierać:

• Tabele z punktu 5.1 z wprowadzonymi wartościami • Porównanie na jednym wykresie wyników obliczeń wielkości charakteryzujące

turbinę gazową z punktu 5.2 (ηηηη�,ηηηη

�, ηηηη

��, ηηηη

,�,�,odniesione do mg ) celem

pokazania wpływu zmiany zużycia gazu na ich wartości. • Przedstawieni na jednym wykresie wpływu ilości podawanego paliwa na mg

na ciąg S • Porównanie na jednym wykresie wyników obliczeń wielkości charakteryzujące

turbinę gazową z punktu 5.2 ( Pt, PGT, odniesione do mg)celem pokazania wpływu zmiany zużycia gazu na ich wartości.

• Przedstawieni na jednym wykresie sprawności teoretycznej ηηηη� odniesionej do

ᴨᴨᴨᴨ=p2/p1 • Przedstawieni na jednym wykresie wpływu mg na be • Przedstawieni na jednym wykresie wpływu zmiany temperatury T3 na

sprawności teoretycznejηηηη�

5.4. Sprawozdanie Sprawozdanie wykonane odręcznie bądź komputerowo w grupach 3 osobowych, powinno zawierać:

• Tabelę informacyjną (zgodnie z załącznikiem do instrukcji), • Cel ćwiczenia, • Schemat stanowiska pomiarowego, • Opracowanie wyników pomiarów zgodnie z wytycznymi punktem 5.3, • Wnioski wynikające z przeprowadzonego ćwiczenia (interpretacja wykresów, danych,

własne uwagi i spostrzeżenia) Literatura:

1. Gnutek Z., Kordylewski W.: Maszynoznawstwo energetyczne, Oficyna Wyd. Pol. Wrocławskiej, 2003 2. Chmielniak T.: Maszyny Przepływowe, Wydawnictwo Politechniki Śląskiej, 1997 3. Gundlach E.: Podstawy maszyn przepływowych i ich systemów energetycznych, WNT, Warszawa, 2007 4. Górski J.: Turbiny parowe i gazowe, w: Energetyka Cieplna – Poradnik, Wyd. TARBONUS, Kraków, 2008 5. Chodkiewicz .: Ćwiczenia projektowe z turbin cieplnych (+CD), WNT, Warszawa, 2008 6. Perycz S.: Turbiny parowe i gazowe, Ser.: Maszyny Przepływowe t.10, Wyd. PAN, Wrocław, 1992 7. Dixon S.L., Hall C.A.: Fluid Mechanics and Thermodynamics of Turbomachinery. Elsevier, Oxford, 2010