DISEÑO PRELIMINAR TURBINA ALTA

Transcripción

1 DISEÑO PRELIMINAR TURBINA ALTA Calculo potencia de la turbina de alta W t = W c + W aux + W p Gasto a través de la turbina : sangrados refrigeración (*) Escalones necesarios : 1 ó escalones Diseño del primer escalón: expansión crítica en la directriz Temperatura del primer rotor W T T4 r ; r aw s f f C p Actuaciones Diseño segundo escalón (si existe) K = 0.5 T t aw W u ( u m / s) T V 4s

2 (*) El gasto de refrigeración se incorpora en bloques, en el estator y a la salida del rotor, y se mezcla a presión constante

3 DISEÑO DE UN ESCALÓN DE TURBINA AXIAL Gas perfecto (c p = constante, p/ = RT) Proceso adiabático Movimiento estacionario Simetría axial en secciones entre anillos de álabes Gradientes radiales despreciables (variables evaluadas en radio medio) V z = velocidad axial constante a lo largo del escalón Espaciado óptimo de Zweifel Incidencia nula Pérdidas evaluadas mediante la correlación experimental correspondiente. Desviación evaluada mediante la correlación experimental de Cordes, Las limitaciones estructurales son tenidas en cuenta a través de U Flujo homoentropico.

4 Figure 1.16 provides guidelines for the design of turbines. The blade loading coefficient should be about.0 for HP turbines and 3.0 for LP turbines. The flow coefficient should be for HP turbines and for LP turbines AEROSPACE PROPULSION FROM INSECTS TO SPACEFLIGHT. Ulf Olsson Volvo Aero Corporation, Vice president Technology

5 Diseño del primer escalón : diseño en el radio medio Primer escalón: Expansión crítica

6 Expansión politrópica desde 4t hasta la directriz: Calcular V V cos z Diseño a V constante y con conocido se calculan los triangulos de velocidades z, V, T, T 3 3 3t 3 Se fija u : valores típicos m / s r u Parámetros : y distribución detrabajo entre escalones V V u 3 V V V 3 3 z T T c 3t 1t P T T V c 3 3t 3 Perdidas : correlación de pedidas P ljuste@aero.upm.es)

7 Segundo escalón: K = 0.5 en el r ljuste@aero.upm.es)

8 Segundo escalón : K = V 4 u u V V V 4 z 4 T T V c 4 3t 4 P perdidas Optimizar rendimiento y esfuerzos

9 PERDIDAS

10 Ning WEI, Significance of Loss Models in Aerothermodynamic Simulation for Axial Turbines, Doctoral Thesis 000, Department of Energy Technology Division of Heat and Power Technology, Royal Institute of Technology, KTH

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12 Espaciado óptimo de Zweifel: From a series of cascade tests, Zweifel [1945] suggested that the optimum lift coefficient based on the tangential loading, should be approximately 0.8 t ( s/ b) ( s/ b) 0.8 cos E R s b opt tg 1 tg 0.4 cos ( tg tg 1) 0.4 cos ' 4 ( tg ' tg ' 4) Sawyer s Gas Turbine Engineering Handbook ; Horlock Axial Flow Turbines ljuste@aero.upm.es)

13 Cálculo de esfuerzos: El esfuerzo centrífugo es el más importante mientras que el de flexión es dos órdenes de magnitud menor, salvo que el álabe sea muy esbelto, en el que puede ser del mismo orden: 1ª aproximación suponer del mismo orden raiz m e e i m e k r r k U 1 1 i i Distribución lineal Distribución elíptica Distribución cónica Material : Nimonic 115, 118 k k e e k e 1 A A 4 Ae A r r A r r A i e i A A i i e e e i e i

14 VARIACIONES RADIALES: LEYES TORSIONALES Constant specific mass flow: Although there appears to be no evidence that the redistribution of the flow across blade rows is a source of inefficiency, it has been suggested by Horlock (1966) that the radial distribution of V for each blade row is chosen so that the product of axial velocity and density is constant with radius, i.e. dm da V V cos V cos cte. z where subscript m denotes conditions at. This constant specific mass flow design is the logical choice when radial equilibrium theory is applied to compressible flows as the assumption that V r = 0 is then likely to be realised r r Normally nozzle angles are greater than 60 degrees, and quite a good approximation to the flow satisfying the equilibrium condition is obtained by designing with a constant nozzle angle and constant angular momentum, i.e. = constant and rv = constant. If this approximation is made and the rotor blades are twisted to give constant angular momentum at outlet also, then, as for free vortex flow, the work output per unit mass flow is the same at all radii. Horlock Axial Flow Turbines ljuste@aero.upm.es)

15 dp V dh ds dv V d T V rv dr r dr dr dr r dr 1 t z z If the stagnation enthalpy h t and entropy s remain the same at all radii, dh t /dr =ds/dr = 0, eqn. becomes V z dv dr z V d r dr rv 0 dht V T 0 V V dr dr r dr r dr ds dv V sin dv V sin 1 dv r dr 0

16 = constante V V r r The vortex distribution represented by eqn. is frequently employed in practice as untwisted blades are relatively simple to manufacture sin Rotor = constante V sin V sin 3 3 u V sin V sin r r sin V sin 1 r dv dr 0 Cohen H., Rogers G.F.C., Saravanamuttoo H.I.H. - Gas Turbine Theory. Fourth Edition LGL_1996 S. L. Dixon, Fluid Mechanics and Thermodynamics of Turbomachinery, Fourth Edition, Butterworth-Heinemann, 1998 ljuste@aero.upm.es)

17 Refrigeración Fluencia térmica (ejemplo) La fluencia térmica del material de los álabes de la turbina en un punto de funcionamiento y para un motor dado se puede calcular, por ejemplo, de la siguiente forma: a) Temperatura media a la entrada del rotor = 1410 K. b) Pico menos temperatura media radial = 60 K. Por consiguiente temperatura pico =1470 K c) La temperatura real de la corriente que ven los álabes debido a la rotación y por efecto de la velocidad relativa es más baja que la de los gases en un factor de aproximadamente 0,9 (esto se puede obtener de los triángulos de velocidades diseñados). Por consiguiente temperatura metálica sin refrigeración = 133 K= 1050 ºC d) Efecto calculado de la refrigeración en esta condición = 50 ºC Por consiguiente temperatura metálica T metal = 800 ºC e) Esfuerzos medios en esta condición, = 13,5 Mpa. f) Vida por fluencia según las características del material, para y T metal = 1000 horas

18 VIDA EN SERVICIO DE ÁLABES DE TURBINA TÍPICOS CÁLCULOS SIMPLIFICADOS Para calcular la vida por fluencia de una turbina de gas en servicio, es necesario tener en cuenta la vida usada en cada una de las partes de un plan de vuelo típico. La relación del tiempo empleado en un régimen a la vida del álabe en ese régimen es medido como una proporción del tiempo de vida empleada. De la suma de tales proporciones, se puede obtener la vida usada por vuelo y por consiguiente la totalidad de vida en servicio. Un ejemplo simplificado se muestra en la figura RÉGIMEN TIEMPO, T TET (K) TET* (K) VIDA, L Proporción de Vida Usada, T/L (minutos) (régimen) + 10 ºC (horas) (minutos/horas) Despegue 1, ,00150 Subida 5, ,00417 Crucero Bajas Potencia 38, , , ,0 (descenso, esperas, etc.) TOTALES 90,00 0,00680 Vida en servicio = 90,0/0,00680 = 1300 horas. José Luis Montañes. Apuntes aerorreactores ETSIA ljuste@aero.upm.es)

19 Eficiencia de diferentes tipos de refrigeración : calculo de la temperatura de metal ljuste@aero.upm.es)

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21 Vida a fluencia de la turbina Nimonic 115, 118 Esfuerzo Temperatura metal Vida ljuste@aero.upm.es)

22 MATERIALES

23 PERFILES Espesores: Estatores t/c 10 1 % Rotores: (t/c) i 18 0 % ; (t/c) e 5 8 % Se fija h/b para cada escalón (valores típicos) Incidencia i = 0

24 PERFILES Desviación : evaluada mediante la correlación experimental de Cordes (regla del coseno) (Sawyer s Gas Turbine Engineering Handbook, pp 67-7) r arc cos s s

25 Línea curvatura parabólica y distribución de espesores T6 ljuste@aero.upm.es)

26 línea de curvatura : arco de circulo y línea recta. Distribución de espesores A3K7 (turbinas de reacción) ljuste@aero.upm.es)

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28 Turbina de baja : geometría del canal y triangulo de velocidades a lo largo del radio medio: Primer escalón : expansión crítica Siguientes escalones K = 0.5 Último escalón : salida axial Objetivo : menor número de escalones y rendimiento. ljuste@aero.upm.es)

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30 Opcional

31 A TURBOMACHINERY DESIGN TOOL FOR TEACHING DESIGN CONCEPTS FOR AXIAL-FLOW FANS, COMPRESSORS, AND TURBINES (*) T-AXI is an axisymmetric solver. Most axisymmetric solvers use a streamline curvature method as described by Smith [7] and Novak [8]. The method employed in the T-AXI solver is more like the MISES algorithm [9,10]. Loss models are applied at each spanwise section depending on whether it is a compressor or turbine. The T-AXI (*) inviscid solver is based on the multiple interacting streamtube Euler equation formulation. In T-AXI, the axisymmetric equations are discretized in a strong conservative form on a meridional streamline grid. In contrast to typical streamline curvature codes, T-AXI has no inherent limitation at high subsonic Mach numbers, and can be used in subsonic as well as supersonic flow regimes. [Formulación (*)] and *7+ Smith, L. H. Jr., The Radial-Equilibrium Equation of Turbomachinery, J. of Engineering for Power, pp 1-11, Jan *8+ Novak, R. A., Streamline Curvature Computing Procedures for Fluid-Flow Problems, J. of Engineering for Power, pp 1-13, Jan [9] Drela, M. and M.B. Giles, Viscous-Inviscid Analysis of Transonic and Low Reynolds Number Airfoils, AIAA Journal, 5(10): , Oct [10] Youngren, H.H. and M. Drela, Viscous/Inviscid Method for Preliminary Design of Transonic Cascades, AIAA , (*) Mark G. Turner, Ali Merchant and Dario Bruna, A TURBOMACHINERY DESIGN TOOL FOR TEACHING DESIGN CONCEPTS FOR AXIAL-FLOW FANS, COMPRESSORS, AND TURBINES, Proceedings of GT006 ASME Turbo Expo 006: Power for Land, Sea and Air. May 8-11, 006, Barcelona, Spain. GT ljuste@aero.upm.es)

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34 OPCIONAL : Calculo de discos, compresor - turbina T-Axi Disk V1.31 User's Guide and Tutorial David Gutzwiller ( ) T-Axi Disk is a program for the design and stress analysis of rotating disks in industrial gas turbines and aircraft engines. The program was designed primarily for use in an undergraduate level turbomachinery or structures class, but is robust enough for use as a low delity design tool. T-Axi Disk and the related T-Axi Blade codes are available from the University of Cincinnati GTSL website: Download the le BD SUITE.zip and extract the entire package to a known location on your hard drive. The unzip process should create all of the necessary les and folders. Input les are contained in the subdirectory named \INPUTS", the material database is located under \MATERIALS", and documentation is located under \HELP".

35 Ejemplo e hipótesis: W c1 :NGV platform cooling air upstream of throat W c :NGV platform cooling air downstream W c3 :NGV leakage air W c4 :NGV cooling air upstream of throat W c5 :NGV cooling ir downstream of throat W c6,w c7,w c8,w c9,w c10 : rotor blade cooling air W c11 :seal leakage W c1 :rotor leakage air W c13 : liner cooling air W c1, W c4, W c5 hacen trabajo W c1,w c4, W entrada se contabiliza como G W c,w c3,w c6,w c7,w c8,w c9,w c10,w c11,w c1, y W c13 se mezcla a la salida

36 Ejemplo: Identificación de flujos (% Gc) : W c1 = 0 W c = = 3.01 W c3 = 0.1 W c4 + W c5 = 6.30 [ ] W c6 = W c7 = W c9 = W c13 = 0 W c8 + W c10 =.70 W c11 = 0.8 W c1 = 0.3 W total sangrado 13 i 1 W ci Potencia total absorbida por los compresores P Gc T comp P t c 1 c 1

37 Suponemos que esa potencia se obtiene mediante dos turbinas, una de alta y otra de baja, que dan la misma potencia P P HP tur LP tur 0.5P 0.5P com com Suponemos un turborreactor en banco (T t = T 0 = K) con las siguientes características: c = 5:1 c = 0.85 T 4t = 1700 K t = 0.9 Temperatura a la salida del compresor: T T T K 3t t c Gastos : G G G G 1 W G 4 ts G G G W W G G 41 4 c1 c4 G G GW G G c5 ts

38 W c1, W c4 y W c5 se mezclan antes del rotor y producen trabajo G W W W T G T G T c1 c4 c5 3t 4 4t 45 45t T 0.063T T / K 45t 3t 4t P G c T T G c T T HP tur 45 P 45t 46t P 45t 46t T T P / c K HP 46t 45t tur P G G Todos los demás gastos se mezclan a la salida de la turbina de alta G G G W W W W W G G c c8 c10 c11 c1 G W W W W W T G T G T c c8 c10 c11 c1 3t 46 46t 49 49t T T T K 49t 3t 46t