Assessment of achievable combined cycle efficiency with CMC GT blades

The aim of this work is to evaluate the achievable combined cycle efficiency using Ceramic Matrix Composites (CMC) for the hot turbine sections. Compared to superalloys, CMC offer a considerably higher creep resistance, lower weight and can withstand material temperatures up to almost 1300°C for structural applications, compared to 900/950°C for superalloys. NASA is developing a novel CMC material that can withstand temperatures up to 1480°C. For this reason, compared to superalloys, higher TITs (>2000°C) are allowed for the same cooling flows or, for the same TIT, lower cooling flow rates are necessary. The optimum trade-off for cycle efficiency should be determined. An additional cycle design variable required careful optimization is the pressure ratio which influences not only the efficiency of the GT but also that of the heat recovery steam cycle. The whole cycle is designed and simulated with GS software. The gas turbine model is integrated with the model of a triple pressure level HRSC with supercritical high-pressure level in order to assess the efficiency of the overall combined cycle. Three values of maximum allowed CMC wall temperatures are considered (1100, 1300, 1500 °C) and, for each value, the optimal value of TIT and cycle pressure ratio are determined though a sensitivity analysis. Results indicate that the maximum efficiency of the combined cycle is achieved with pressure ratio above 60, posing the need of adopting two shafts. Net electric efficiency above 70% (LHV basis) can be approached with CMC blade wall temperatures of 1300 °C (TIT = 2000 °C) and efficiency values approaching 72% with CMC blade wall temperatures of 1500 °C and TIT of 2250 °C.

Lo scopo di questa tesi è quello di valutare i rendimenti raggiungibili per un ciclo combinato utilizzando CMC (Ceramic Matrix Composites) nelle sezioni più calde della turbina. Rispetto alle superleghe, i CMC hanno una maggiore resistenza al creep, sono più leggeri e sopportano temperature fino a quasi 1300°C, rispetto ai 900/950°C delle superleghe. La NASA sta sviluppando dei nuovi materiali CMC che lavorano fino a 1480°C. Per questo motivo, l’impianto può lavorare a maggiori TIT usando gli stessi flussi di raffreddamento oppure, a pari TIT, i flussi di raffreddamento richiesti sono minori. Bisogna quindi trovare il giusto bilanciamento per massimizzare l’efficienza del ciclo. Un’altra variabile da ottimizzare è il rapporto di compressione, che influenza non solo il rendimento della turbina a gas ma anche del ciclo a vapore. Il ciclo è stato interamente progettato e simulato con il software GS. Il modello di turbina a gas è stato integrato con il modello di un ciclo a vapore a tre livelli di pressione e con pressione massima supercritica per valutare il rendimento di tutto il ciclo combinato. Sono stati considerati tre diverse temperature massime per le pale in CMC (1100°C, 1300°C, 1500°C) e, per ognuno di questi, è stato trovato il valore ottimo della TIT e del rapporto di compressione tramite un’analisi di sensitività. I risultati indicano che il massimo rendimento del ciclo combinato è raggiunta per rapporti di compressione superiori a 60, utilizzando una macchina bialbero. Per una temperatura delle pale di 1300°C e una TIT di 2000°C vengono raggiunti rendimenti oltre il 70% su base PCI, mentre rendimenti quasi del 72% sono raggiunti per temperature di pala di 1500°C e una TIT di 2250°C.