Конфигурации газовой турбины

Следующее описание[2] основных конфигураций для газотурбинных двигателей, не затрагивает понятия «наземный, морской или воздушный». Некоторые из них, например, "обычный турбореактивный двигатель", очевидно, относятся к авиационным двигателям. Тем не менее, " двигатель простого цикла, со свободной силовой турбиной " может использоваться на земле (механический привод), в море (силовая установка) или в воздухе (турбовинтовые самолеты, вертолеты).

На Рисунке 3-1 (A) показан обычный одноконтурный турбореактивный двигатель, расположенный выше центральной линии, а также двигатель с добавлением форсажной камеры, конвергентно-дивергентного (con-di) заборного отверстия и con-di сопла.

Атмосферный воздух поступает из свободного потока к заборному устройству. Воздух ускоряется от набегающего потока, если двигатель является статическим, а при полете с большими числами Маха, он диффундирует из свободного потока. Как правило, он затем диффундирует в воздухозаборнике самолета до прохождения через воздухозаборник двигателя к компрессору, в результате чего происходит небольшая потеря полного давления.

Компрессор затем увеличивает как давление, так и температуру газа. Для достижения нужного коэффициента давления необходима подводимая мощность; связанное с этим повышение температуры зависит от уровня эффективности. В зависимости от сложности, коэффициент давления компрессора турбореактивного двигателя колеблется от 4:1 до 25:1.

Выходной диффузор компрессора пропускает воздух к камере сгорания. Здесь происходит впрыскивание и сжигание топлива, с тем, чтобы обеспечить повышение температуры отходящих газов примерно до 1200K - 2000K, в зависимости от уровня технологии двигателя. И в диффузоре, и в камере сгорания происходят небольшие потери полного давления.

Горячий газ высокого давления затем распространяется по турбине, полезная работа используется для генерации мощности на валу, при этом как температура, так и давление снижаются. Мощность на валу требуется для привода компрессора и вспомогательных устройств для преодоления механических потерь двигателя, из-за сопротивления воздуха и трения подшипников. Направляющие лопасти и лопатки сопла турбины часто охлаждают, чтобы обеспечить приемлемые температуры металла при повышенных температурах газа. Для этого используется относительно прохладный воздух из системы сжатия, который обходит камеру сгорания по каналам воздушной системы, поступая в очень сложные внутренние каналы охлаждения лопастей и лопаток.

На выходе из турбины газ по-прежнему находится под давлением, как правило, по меньшей мере, вдвое превышающим давление окружающей среды. Это обусловлено более высокой температурой на входе в турбину и основной формой диаграммы температура-энтропия (TS).

На выходе из турбины газ попадает в инжекционную трубку. Этот короткий канал изменяет путь потока, от кольца до полного круга, на входе в реактивное сопло. В инжекционной трубке также происходит небольшая потеря полного давления. Реактивное сопло представляет собой сходящийся канал, который ускоряет поток, обеспечивая высокую скорость струи для создания тяги. Если имеющаяся степень расширения меньше, чем значение для дроссельной заслонки, то статическое давление на выходе из сопла будет равно давлению окружающей среды. Если она больше, чем значение для дроссельной заслонки, то число Маха для сопла будет равно единице (т. е. звуковые условия), статическое давление будет больше, чем давление окружающей среды, и ударные волны будут проходить вниз по течению. В последнем случае, более высокое статическое давление на выходе из сопла относительно заборного отверстия создает тягу в дополнение к движущей силе.

В двухконтурном двигателе есть компрессоры как низкого давления (LP), так и высокого давления (HP), приводимые в действие турбинами LP и HP. Каждый контур имеет свою скорость вращения, с LP валом внутри, расположенным концентрически по отношению к валу HP контура. Если пути прохода газа в контурах находятся на разных радиусах, то нужны короткие межкомпрессорные и межтурбинные каналы, которые приводят к небольшим потерям полного давления.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой и конвергентно-дивергентным соплом (рис. 3-1 [a])

Для полетов с высоким числом Маха, часто используют форсажную камеру, которая обеспечивает более высокую тягу из той же турбомашины. Этот процесс, называемый повторным нагреванием, включает в себя сжигание топлива в дополнительной камере сгорания, расположенной ниже инжекционной трубки. Значительное увеличение температуры выхлопных газов обеспечивает гораздо более высокую скорость струи, а также существенное увеличение отношений тяги двигателя к массе и тяги к единице фронтальной площади.

Для того чтобы реактивный выхлоп был сверхзвуковым, и, следовательно, можно было в полной мере воспользоваться преимуществами форсажной камеры, можно применить конвергентно-дивергентное сопло. Сопло, расположенное ниже форсажной камеры, должно иметь переменную площадь во избежание проблем с перепадом давлений в компрессоре, связанных с повышением обратного давления на двигатель при горении в форсажной камере. Как правило, для двигателей, используемых для полетов с высоким числом Маха, также применяется конвергентно-дивергентное впускное устройство. Это способствует эффективному рассеиванию воздуха скоростного потока, от сверхзвуковых чисел Маха до дозвукового потока, что позволяет избежать проблем с компрессором. Это достигается посредством ряда косых ударных волн, которые вызывают более низкую потерю полного давления, чем обычные ударные волны.

Турбовентиляторный двигатель с раздельными потоками (рис. 3-1 [b])

Схема двухконтурного турбовентиляторного двигателя с раздельными потоками представлена выше центральной линии на рисунке 3-1 (b). Первый компрессор, называемый вентилятором, подает и основной поток, и поток в байпас. Основной поток похож на турбореактивный поток, он обеспечивает горячую тягу. Однако основные турбины также обеспечивают питание для сжатия обходного потока вентилятора.

Обходной поток обходит основные компоненты через канал байпаса, вызывая небольшую потерю полного давления. Затем он попадает в холодное сопло. Общая тяга представляет собой суммарную тягу от горячего и холодного сопла. Цель обходного потока заключается в создании дополнительной тяги с высокой скоростью потока массы, но низкой скоростью струи, что приводит к лучшим показателям удельного расхода топлива (SFC) по сравнению с чисто турбореактивным двигателем. Однако это приводит к снижению отношения тяги двигателя к фронтальной площади и весу.

В некоторых турбовентиляторных имеется три контура: контур среднего давления (IP), а также контуры HP и LP.

Смешанный турбовентилятор с форсажной камерой (рис. 3-1 [b])

Эта конфигурация показана ниже центральной линии на рисунке 3-1 (b). Здесь два потока объединяются в смесителе перед общей инжекционной трубкой с форсажной камерой и конвергентно-дивергентным соплом, что позволяет обеспечить высокую скорость струи для сверхзвукового полета. Часто также бывает выгодно смешивать два потока в случае турбовентиляторных двигателей без форсажных камер.

Рисунок 3-1. Конфигурации тяговых двигателей. (a) обычный турбореактивный двигатель и турбореактивный двигатель с форсажной камерой с конвергентно-дивергентным впуском и соплом (b) турбовентиляторный двигатель с отдельными струями и смешанный турбовентиляторный двигатель с форсажной камерой, с конвергентно-дивергентным соплом. (c) прямоточный воздушно-реактивный двигатель с конвергентно-дивергентным впуском и соплом. [3-1]

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (рис. 3-1 [с])

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель является самой простой конфигурацией тягового двигателя, без использования вращающихся турбин. Набегающий поток воздуха попадает в крнвергентно-дивергентное впускное отверстие, а затем передается непосредственно в камеру сгорания. Он разгоняется до сверхзвуковой скорости струи с помощью конвергентно-дивергентного сопла. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель имеет смысл использовать только для сверхзвуковых полетов.

Одноконтурный турбовальный двигатель с простым циклом (рис. 3-2 [a])

Эта конфигурация двигателя выглядит похожей на турбореактивные двигатели, за исключением впускного и выпускного устройств. Основное различие заключается в том, что все имеющееся давление на входе в турбину изменяется до давления окружающей среды для получения мощности на валу, за исключением небольшой потери полной давления в выхлопном устройстве. После диффузии в вытяжном воздуховоде скорость выхода газа незначительна. Это приводит к тому, что мощность турбины существенно превышает значение, необходимое для привода компрессора и, следовательно, избыток мощности приводит в действие нагрузки, такие как пропеллер (турбовинтовые) или электрический генератор (турбовальные). Температура газа в выхлопном устройстве, как правило, на 250 ° C - 350 ° C горячее, чем температура окружающей среды, поэтому возникает значительное количество неиспользуемого тепла для промышленного применения.

Вид впускных и выпускных устройств сильно варьируется в зависимости от сферы применения, хотя выхлопные устройства обычно являются дивергентными, рассеивающими системами, в отличие от инжекционной трубки и сопла, используемых в турбореактивных двигателях для ускорения потока.

Термин простой цикл используется, чтобы отличить эту конфигурацию от сложных циклов, описанных ниже, в которых используются дополнительные компоненты, такие как теплообменники или паровые котлы.

Двигатель с простым циклом и свободной силовой турбиной (рис. 3-2 [b])

В этом случае нагрузка приводится в действие свободной силовой турбиной, отдельно от приведения в действие компрессора двигателя. Это оказывает существенное влияние на нерасчетную производительность, что обеспечивает большую гибкость в регулировании выходной скорости.