Принцип работы газотурбинного двигателя: Газотурбинный двигатель(ГТД).

Содержание

Газотурбинный двигатель(ГТД).

Газотурбинный двигатель – это разновидность теплового двигателя, который работает по не очень простому принципу. Газ в двигателе сжимается и нагревается, после чего, энергия этого газа преобразуется в механическую работу. Как Вы могли заметить, с первых слов описания данного двигателя, все процессы происходят в потоке движущегося газа, что кардинально отличается от принципа работы поршневого двигателя.

Как работает газотурбинный двигатель? Если рассматривать, более подробно процесс работы газотурбинного двигателя, то можно выделить несколько этапов, которые в соединении описывают сложный процесс преобразования энергии сжатого газа в механическую работу. Какие это этапы?

Подача и смесь. Атмосферный воздух в сжатом виде поступает из компрессора в камеру сгорания. Туда же поступает и топливо, в результате чего получается топливная смесь, которая в процессе сгорания выделяет очень много энергии.

Преобразование. После того, как топливная смесь в процессе сгорания преобразуется в энергию, необходимо преобразовать ее в механическую работу. Это происходит благодаря вращению специальных «лопаток» струей газа под большим давлением.

Разделение работы. Часть полученной механической работы от энергии топливной смеси, уходит на сжатия воздуха для следующей подачи, в компрессоре, а остальная энергия передается на приводимый агрегат.

Именно та работа, которая передается на приводимый агрегат и называется полезной! К слову, газотурбинный двигатель по праву считается двигателем, имеющим наибольшую удельную мощность, среди остальных двигателей внутреннего сгорания. Топливом к газотурбинному двигателю можно считать практически любое горючее: керосин, бензин, мазут, природный газ, дизельное топливо, судовое топливо, водяной газ, спирт, а также мелкий уголь!

Принцип работы газотурбинных двигателей.
Чтобы добиться высокого КПД в тепловом двигателе, необходимо добиться высокой температуры сгорания топливной смеси, но не всегда это можно достичь. Препятствиями можно назвать не способность материалов, из которых построен двигатель (никель, сталь, керамика и прочие) выдерживать большие температуры и давление. Очень большое количество трудов инженеров было направлено на то, чтобы успешно отводить тепло от турбины и использовать его там, где это необходимо. Смело можно сказать, что их работа была проведена не зря, ведь в настоящее время, благодаря подобным разработкам, было достигнута эта цель путем перенаправления тепла выхлопных газов, сжатому воздуху. Такой процесс называется рекуперирование. Это очень успешных подход, ведь в противном случае тепло выхлопных газов было бы просто утеряно, а так, оно способно служить источником нагрева сжатого воздуха, перед процессом дальнейшего сгорания. Таким образом, можно смело утверждать, что без этого процесса и специальных теплообменников (рекуператоров) не удалось бы достигнуть столь высокого КПД.

Максимальная скорость вращения турбинных лопаток, определяет максимальное давление, которое нужно достигнуть для получения наивысшей мощности двигателя. При этом, как правило, чем меньше двигатель, тем выше должна быть частота вращения вала, для поддержания максимальной скорость турбинных лопаток.

Устройство газотурбинного двигателя.
Что касается устройства, тут все не так и сложно, как можно себе представить. Газотурбинный двигатель состоит из камеры сгорания, где также установлены свечи зажигания и форсунка, для подачи топлива и получения искры в камере сгорания. Турбинное колесо со специальными лопатками установлено на одном валу с компрессором. К устройство двигателя также относятся: понижающий редуктор, теплообменник, выпускной трубопровод, впускной канал, а также диффузор и сопла.

При вращении вала компрессора, его лопасти захватывают воздух, который поступает через впускной канал. После того, как компрессор увеличивает скорость движения до 500 метров в секунду, он нагнетает его в диффузор. На выходе диффузора, скорость воздуха уменьшается, но с тем же повышается его давление. После диффузора, воздух попадает в теплообменник, где нагревается теплом отработанных газов и переходит в камеру сгорания. Помимо подогретого и сжатого воздуха, в камеру сгорания постоянно подается топливо в распыленном виде, через форсунку. Топливо смешивается с воздухом, образуя топливную смесь, далее эта смесь воспламеняется, с помощью искры, которую производит свеча. В результате сгорания, давление в камере повышается, нагретые газы проходят через сопло и попадают на лопатки турбинного колеса, которые приводятся в движение. Крутящий момент турбинного колеса передается через понижающий редуктор на трансмиссию автомобиля. Отработанные газы подходят в теплообменник, где подогревают поступивший сжатый воздух и выходят в атмосферу.

Основным недостатком газотурбинного двигателя является стоимость тепло прочных материалов, из которых должен быть построен двигатель. Помимо этого сложность работ и высокая степень очистки воздуха, который попадает в двигатель, также хорошо бьют по карману, но не смотря ни на что, разработка и усовершенствование газотурбинного двигателя уже вовсю проходит как в нашей стране, так и за границей.

Типы газотурбинных двигателей.
Касательно типов, их очень большое количество, при этом суть работы одна и та же, но выполнение – немного различно. В зависимости от типов, газотурбинный двигатель имеет широкое применение на морских судах, железнодорожных составах, автомобилях, самолетах, вертолетах и даже в танках.К слову на сегодняшний день лишь американский танк Абрамс М1А1 оснащен газотурбинным двигателем.У советских инженеров тоже были попытки применить ГТД на танках,было даже несколько прототипов на базе Т-80,но почему то дальнейшие разработки были свёрнуты.

Газотурбинный двигатель принцип работы

Газотурбинный двигатель – это то, что в последнее время используется как энергетическая установка для машины. И это связано не только с несомненными преимуществами данного агрегата. Газотурбинный двигатель способен развить мощность, которая просто необходима некоторым автомобилям.

Конструкция
Материалы
Газотурбинный двигатель: принцип работы устройства
Отличительные свойства
Принцип работы газотурбинного двигателя
Сфера использования газотурбинных двигателей

Конструкция

Благодаря тому, что у этого агрегата отсутствуют возвратно-поступательно двигающиеся части, а также тому, что его ротор обладает высокой частотой вращений, можно существенно уменьшить габаритные размеры и удельную массу этого двигателя (если сравнивать с дизелем). А это, в свою очередь, позволяет рассмотреть его как перспективный агрегат. Итак, чтобы создать газотурбинный двигатель своими руками (данным процессом интересуются многие – это реально, однако весьма трудно), нужно иметь турбины, камеру сгорания и компрессор.

Также в его комплектацию входят стартер, масляный насос, регулятор частоты вращений и другое оборудование. Как правило, в автомобильных двигателях газотурбинного типа применяется центробежный одноступенчатый компрессор, при помощи которого давление воздуха увеличивается в 3,5 раза. Чтобы достичь указанного давления, нужно, чтобы компрессорное колесо вращалось с как можно большей скоростью. А она составляет около 420-450 метров в секунду.

Материалы

Для изготовления камеры сгорания чаще всего используется листовой жаростойкий материал. Газотурбинный двигатель в своей комплектации имеет осевую и центростремительную турбины. Они же состоят из рабочего колеса и соплового аппарата. Газ в осевой турбине, проходя по каналам, которые находятся в рабочем колесе, изменяет направление своего движения. При этом оказывается давление на лопатки. Благодаря этому образуется сила, которая приводит во вращение рабочее колесо.

Газотурбинный двигатель: принцип работы устройства

Компрессорный вал при помощи стартера приводится в движение. Пусковая частота вращения составляет 2530% от номинальной. Сжатый воздух подается компрессором в камеру сгорания, а в неё через форсунку нагнетается топливо с помощью шестеренчатого насоса. После этого посредством электрической свечи накаливания поджигается горючее. И как только устойчивая зона горения образована, последующее горючее воспламеняется от соприкосновения с огнем, а отработанные газы затем уходят в атмосферу через выпускную трубу.

Отличительные свойства

Хочется отметить, что газотурбинный двигатель обладает еще и высочайшими пусковыми качествами. Несмотря на то, что его стартер имеет достаточно небольшую производительность, он может обеспечить пуск при абсолютно любой температуре внешней среды. Это очень хорошее качество.

И еще одно его существенное преимущество – достаточно малая токсичность газов, которые отрабатываются двигателем: она в 37 раз меньше тех, которые извергает дизель. Из этого можно сделать вывод, что такой двигатель еще и безопасен для окружающей среды.

Принцип работы газотурбинного двигателя

Газотурбинный двигатель (ГТД) представляет собой разновидность теплового двигателя, в конструкции которого имеются лопаточные машины. Особенностью работы является то, что превращение энергии горящего топлива в механическую работу происходит в нем непрерывно.

В ГТД составные части рабочего цикла, включающего сжатие воздуха, отвод теплоты к рабочему телу и расширение, разобщены между собой и протекают в разных местах.

Газотурбинный двигатель может быть использован в качестве теплового двигателя на газотурбовозах и самолетах.

Газотурбинный двигатель может работать на любом виде и сорте топлива (жидкое, твердое и газообразное).

На сегодняшний день известно много конструкций и схем ГТД, отличающихся друг от друга следующими параметрами:

• условиями сжигания топлива — с внутренним и внешним сжиганием;

• использованием рабочего тела в круговом процессе — разомкнутые и замкнутые системы;

• количеством валов — одновальные, двух- и многовальные.

Рис. 2. Принципиальная схема одновального газотурбинного двигателя:

1 — корпус газовой турбины; 2 — рабочее колесо газовой турбины; 3 — топливный насос; 4 — свободный вал; 5— воздушный компрессор; 6 — воздухозаборное устройство воздушного компрессора; 7— электрическая свеча зажигания; 8— камера сгорания; 9 — направляющий аппарат; 10 — газоотвод; II — потребитель мощности; 12 — пусковой двигатель

В установках СПГГ обычно используется низкосортное топливо. Турбина работает на газе с относительно невысокой температурой (500… 600 °С), поэтому для изготовления лопаток может быть использован менее жаропрочный материал. КПД таких установок достигает 35 %, однако они имеют увеличенную массу и габариты по сравнению с дизелями с газотурбинным наддувом.

Экономичность работы ГГД можно улучшить за счет повышения температуры газов перед турбиной, использования многовальных систем, применения регенерации и утилизации теплоты уходящих газов (например, для отопления и кондиционирования воздуха в вагонах), применения промежуточного охлаждения воздуха при сжатии и промежуточного подвода теплоты к газу при его расширении. Обеспечение этих мероприятий требует применения жаропрочных сталей для лопаток турбины, использования металлокерамических материалов, воздушного охлаждения части турбины. При этом КГТД действующих установок повышается до 33… 40 %.

Существуют проектные разработки и попытки создания локомотивных газотурбинных двигателей на твердом или пылевидном топливе.

Газотурбинная установка компактна, обладает малой массой на единицу мощности, не содержит деталей с возвратно-поступательным движением, которое приводит к более быстрому износу двигателя, отличается малыми затратами на содержание оборудования. Она может работать без потребления воды, в ней легко полная автоматизация процессов, имеется реальная возможность для сжигания в камере сгорания различных видов топлива, а также имеет относительно постоянный вращающий момент на валу отбора мощности.

Особенность ГТД, применяемых в авиации, является то, что энергия сгорания топлива преобразуется в энергию истечения газов, которые с большой скоростью через выпускную систему ГТД выбрасываются в атмосферу. Тяга при работе этих двигателей возникает за счет разности количеств движения (произведения массы на скорость), выходящего из выпускной системы газовоздушного потока и входящего в приемное устройство ГТД воздуха. Тяга направлена при этом в сторону, противоположную направлению истечения газов, т. е. является реактивной. Нетрудно представить себе, что для увеличения тяги реактивного двигателя необходимо увеличить разность количеств движения, т. е. на выходе из ГТД произведение массы на скорость должно значительно превышать такую же величину на входе. Решению этой задачи служат все элементы конструкции ГТД.

Существуют три типа газотурбинных двигателей: турбореактивные, турбореактивные двухконтурные и турбовинтовые. Рассмотрим принцип работы каждого типа двигателя.

Сфера использования газотурбинных двигателей

На сегодняшний день существует несколько различных видов двигателей, которые отличаются друг от друга по принципу работы. Один из них — газотурбинный двигатель. Он создан таким образом, что, переняв все ключевые достоинства бензиновых и дизельных поршневых двигателей, получил ряд неоспоримых преимуществ.

Газотурбинный двигатель, принцип работы которого заключается в проведении топлива через ряд турбинных лопастей, приводит их в движение с помощью расширяющегося газа. Он относится к моделям внутреннего сгорания. Газотурбинные двигатели делятся на одно- и двухвальные. Их КПД прямо пропорционален температуре сгорания топлива. Самые элементарные модели — одновальные, имеющие единственную турбину. Двухвальные не только сложнее в устройстве, но и способны выдерживать большие нагрузки.

Как правило, газотурбинные двигатели используются в грузовых автомобилях, кораблях и локомотивах. Производятся опыты по разработке таких механизмов для легковых автомобилей.

В настоящее время существует большое количество моделей таких двигателей, многие из которых значительно превосходят своих предшественников большей производительностью, меньшими размерами, габаритами и весом. Также газотурбинный двигатель является более безопасным и нейтральным для окружающей среды. Он производит меньше шума и вибрации, а также расходует намного меньше топлива. Это основные преимущества, которыми обладает газотурбинный двигатель.

Именно газотурбинные механизмы подарили человечеству множество современных возможностей. Без них не существовали бы трансконтинентальные перекачки газа и перелеты больших авиалайнеров на большие расстояния. Газотурбинный двигатель способен вырабатывать огромное количество энергии с минимальными затратами топливных ресурсов. Он представляет собой самую сложную технологическую конструкцию среди всех, что были разработаны за прошедший век.

Итак, газотурбинный двигатель являет собой одно из самых грандиозных открытий двадцатого века, благодаря которому человечество получило колоссальные возможности для совершенствования технологий. Особенно ценным вкладом данной разработки становится то, что она позволяет экономить топливные ресурсы и практически не несет вреда окружающей среде, что крайне важно в наше время глобальных экологических кризисов.

Понравилась статья? Расскажите друзьям:

Оцените статью, для нас это очень важно:

Проголосовавших: 2 чел.
Средний рейтинг: 5 из 5.

Газотурбинный двигатель самолета. Фото. Строение. Характеристики.

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию топлива в тепловую, путем сжигания, а после — в полезную, механическую. Однако то, как это происходит, несколько отличается. В обоих двигателях происходит 4 основных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выхлоп. Т.е. в любом случае в двигатель сначала входит воздух (с атмосферы) и топливо (из баков), далее воздух сжимается и в него впрыскивается топливо, после чего смесь воспламеняется, из-за чего значительно расширяется, и в итоге выбрасывается в атмосферу. Из всех этих действий выдает энергию лишь расширение, все остальные необходимы для обеспечения этого действия.

А теперь в чем разница. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят постоянно и одновременно, но в разных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в разный момент времени и по очереди. К тому же, чем более сжат воздух, тем большую энергию можно получить при сгорании, а на сегодняшний день степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в процессе прохода через двигатель воздух уменьшается в объеме, а соответственно увеличивает свое давление в 35-40 раз. Для сравнения в поршневых двигателях этот показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и совершенных образцах. Соответственно имея равный вес и размеры газотурбинный двигатель гораздо более мощный, да и коэффициент полезного действия у него выше. Именно этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации в наши дни.

А теперь подробней о конструкции. Четыре вышеперечисленных процесса происходят в двигателе, который изображен на упрощенной схеме под номерами:

забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
сжатие – 2 (компрессор)
смешивание и воспламенение – 3 (камера сгорания)
выхлоп – 5 (выхлопное сопло)
Загадочная секция под номером 4 называется турбиной. Это неотъемлемая часть любого газотурбинного двигателя, ее предназначение – получение энергии от газов, которые выходят после камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), который и приводит в действие.

Таким образом получается замкнутый цикл. Воздух входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, которые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая может быть использована разными способами.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

турбореактивные
турбовинтовые
турбовентиляторные
турбовальные

Двигатель, изображенный на схеме выше, является турбореактивным. Можно сказать «чистым» газотурбинным, ведь газы после прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и таким образом толкают самолет вперед. Такие двигатели сейчас используются в основном на высокоскоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще называется турбиной низкого давления, состоящую из одного или нескольких рядов лопаток, которые отбирают оставшуюся после турбины компрессора энергию у газов и таким образом вращает воздушный винт, который может находится как спереди так и сзади двигателя. После второй секции турбины, отработанные газы выходят фактически уже самотеком, не имея практически никакой энергии, поэтому для их вывода используются просто выхлопные трубы. Подобные двигатели используются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, только вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, поэтому такие двигатели также имеют выхлопное сопло. Но основное отличие состоит в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, который закрыт в кожух. Потому такой двигатель еще называется двуконтурным, ведь воздух проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, который необходим лишь для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют довольно «пухлую» форму. Именно такие двигатели применяются на большинстве современных авиалайнеров, поскольку являются наиболее экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и эффективными при полетах на высотах выше 7000-8000м и вплоть до 12000-13000м.

Турбовальные двигатели практически идентичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, который соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в действие абсолютно что угодно. Такие двигатели используются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в действие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки сейчас имеют даже танки – Т-80 и американский «Абрамс».

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим признакам:

по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором получил широкое применение. При работающем двигателе идет непрерывный процесс. Воздух проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор. Затем он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается также топливо, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины расширяются и приводят ее во вращение. Далее газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Максимальная температура имеет место и на воде камеры сгорания.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя — одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Особенностью турбореактивных двигателей с центробежным компрессором является конструкция компрессоров. Принцип работы подобных двигателей аналогичен двигателям с осевым компрессором.

Газотурбинный двигатель. Видео.

Полезные статьи по теме.

Сбор и обработка информации в системах газотурбинных двигателей
Разработка ГТД, история
Надежность САУ и ГТД
Методы управления ГТД
Управление на режимах работы ГТД
Характеристика запаса ГДУ ВЗ
Инвариантная система управления ГТД
Выбор характеристик канала ГТД
Регулирование температуры газа в ГТД
Устойчивость и динамическая точность устройства ГТД
Повышение надежности ГТД
Формирование управляющих сигналов ГТД
Этап конструирования ГТД современность
Двухканальное построение цифровых систем ГТД
Гидромеханические регуляторы ГТД
Регулятор частоты вращения ГТД
Системы управления на элементах струйной техники ГТД
Струйный регулятор компрессора ГТД
Что СТП должна обеспечивать (ГТД)
Центробежные насосы (ГТД)
Топливопитание двигателя с ФКС
Производительность НВД
Качество топлива в СТП
Системы ГТД для «электрического» самолета
«Электрический» ГТД
Функции САУ ЭГТД
Методы обеспечения надежности электроприводной СТП
Подача масла (Газотурбинный двигатель)
Системы управления ТРДЦ. Надежность САУ
Системы управления ТРДЦФ
Каналы регулирования в ГТД
Шестеренный насос НВД
Варианты построения САУ
Системы управления вертолетными двигателями
Функции современных САУ ТВГТД
Системы управления ВГТД
Двухвальный ВГТД
Вспомогательный ГТД
Системы управления сверхзвуковыми воздухозаборниками
Перемещение клина СВЗ
Системы защиты двигателя от помпажа
Математическое моделирование газотурбинного двигателя
Динамическая поузловая математическая модель двигателя
Проведение стендовых испытаний ГТД
Характеристики топливной системы ГТД. Регуляторы двигателя.
Испытания САУ на двигательных стендах
Проверка выполнения функций САУ
Испытания электронных регуляторов САУ ГТД
Испытания электронных систем ГТД
Воздействие влажности на ГТД
Частотные входы у ГТД
Метрологические характеристики ИК

Ещё узлы и агрегаты

Газотурбинный двигатель принцип работы: описание, характеристики

Содержание

Принципиальная схема двухвального газотурбинного двигателя с теплообменником

Принципиальная схема двухвального газотурбинного двигателя с теплообменником

Принципиальная схема газотурбинного двигателя со свободно-поршневым генератором газа

Таким образом, КПД лучших образцов турбин не уступает КПД дизелей. Не случайно поэтому количество экспериментальных газотурбинных автомобилей различного типа возрастает с каждым годом. Все новые фирмы в различных странах объявляют о своих работах в этой области.

Схема реального газотурбинного двигателя

Газовую турбину не устанавливают на легковые автомобили, прежде всего из-за постоянной нужды в ограничении температуры газов, которые поступают на турбинные лопатки. Вследствие этого понижается КПД аппарата и повышается потребление горючего.

Устройство и принцип работы агрегата

По своей конструкции движок не очень сложный, он представлен камерой сгорания, где оборудованы форсунки и свечи зажигания, которые необходимы для подачи горючего и добычи искрового заряда. Компрессор оснащен на валу вместе с колесом, обладающим особыми лопатками.

Помимо этого мотор состоит из таких составляющих как — редуктор, канал впуска, теплообменник, игла, диффузор и выпускной трубопровод.

Во время вращения компрессорного вала, воздушный поток, поступающий через канал впуска, захватывается его лопастями. После увеличения скорости компрессора до пятисот м в секунду, он нагнетается в диффузор. Скорость у воздуха на выходе диффузора снижается, но давление увеличивается. Затем воздушный поток оказывается в теплообменнике, где происходит его нагрев за счет отработанных газов, а после этого воздух подается в камеру сгорания.

Вместе с ним туда попадает горючее, которое распыляется через форсунок. После того как топливо перемешивается с воздухом, создается топливно-воздушная смесь, которая загорается благодаря искре получаемой от свечи зажигания. Давление в камере при этом начинает увеличиваться, а турбинное колесо приводится в действие за счет газов попадающих на лопатки колеса.

В итоге осуществляется передача крутящего момента колеса на трансмиссию авто, а отходящие газы выбрасываются в атмосферу.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя — одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
сжатие – 2 (компрессор)
смешивание и воспламенение – 3 (камера сгорания)
выхлоп – 5 (выхлопное сопло)
Загадочная секция под номером 4 называется турбиной. Это неотъемлемая часть любого газотурбинного двигателя, ее предназначение – получение энергии от газов, которые выходят после камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), который и приводит в действие.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

турбореактивные
турбовинтовые
турбовентиляторные
турбовальные

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим при знакам:

по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.

турбореактивные двигатели (ТРД)
двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)
Турбовинтовые двигатели (ТВД)
Турбовальные двигатели (ТВаД)

Притом, ТРД и ТРДД могут содержать в себе форсажную камеру, в таком случае они будут ТРДФ и ТРДДФ соответственно. В этой статье мы их рассматривать не будем.

Турбовинтовые двигатели

Турбовинтовой двигатель, как и турбореактивный, относится к газотурбинным двигателям. И работает он почти как турбореактивный. Элементарный турбовинтовой двигатель состоит из уже знакомых нам элементов: компрессора, камеры сгорания, турбины и сопла. К ним добавляются редуктор и винт.

Схематичная конструкция ТВД

Схематичная конструкция ТВД со свободной турбиной

Хочу отметить, что не нужно смотреть на турбовинтовые двигатели как на малоэффективный пережиток прошлого. Я несколько раз слышал такие высказывания, но они неверны.
Турбовинтовой двигатель в некоторых случаях обладает наивысшим КПД, как правило, на самолетах с не очень большими скоростями (например, на 500 км/ч), притом, самолет может быть внушительных размеров. В таком случае, турбовинтовой двигатель может быть в разы выгоднее, рассмотренного ранее, турбореактивного двигателя.

На этом про турбовинтовые двигатели можно заканчивать. Мы потихоньку подошли к понятию турбовального двигателя.

Powering your potential. Компания Kawasaki стремится предоставлять клиентам уникальные бизнес-решения с использованием наших инновационных технологий для удовлетворения разнообразных общественных потребностей во всем мире. Kawasaki «работает как единое целое на благо планеты».

Самый основной тип газовой турбины — создающий тягу реактивной струей, он же самый простой по конструкции.
Этот двигатель подходит для самолетов, летающих на высокой скорости, и используется в сверхзвуковых самолетах и реактивных истребителях.

У этого типа есть отдельная турбина за турбореактивным двигателем, которая вращает большой вентилятор впереди. Этот вентилятор увеличивает поток воздуха и тягу.
Этот тип малошумен и экономичен на дозвуковых скоростях, поэтому газовые турбины именно этого типа используются для двигателей пассажирских самолётов.

Эта газовая турбина выдает мощность как крутящий момент, причем у турбины и компрессора общий вал. Часть полезной мощности турбины идет на вращение вала компрессора, а остальная энергия передается на рабочий вал.
Этот тип используют, когда нужна постоянная скорость вращения, например — как привод генератора.

* Итак, подача воздуха, а в дальнейшем и топливно-воздушной смеси. В сжатом виде атмосферный воздух из компрессора попадает в камеру сгорания. Куда и поступает топливо, в итоге получаем топливную смесь, которой выделяется очень много энергии во время процесса сгорания.

Принцип работы газотурбинного двигателя

Максимальное давление определяется максимальной скорость вращения лопаток турбинных, которое необходимо достигнуть для того, чтобы получить наивысшее значение мощности мотора. Как правило, при этом, чем меньше размеры и вес двигателя, частота вращения его вала должна быть тем выше, для того, чтобы поддерживать максимальную скорость турбинных лопаток. Это в силу их малой инерционности – чем меньше ГТД, то есть газотурбинный двигатель, тем больше вращение вала – чтобы компенсировать меньшие размеры и вес.

• использованием рабочего тела в круговом процессе — разомкнутые и замкнутые системы;

Принцип работы газотурбинного двигателя

Газотурбинный двигатель может работать на любом виде и сорте топлива (жидкое, твердое и газообразное).

• условиями сжигания топлива — с внутренним и внешним сжиганием;

• использованием рабочего тела в круговом процессе — разомкнутые и замкнутые системы;

• количеством валов — одновальные, двух- и многовальные.

Рис. 2. Принципиальная схема одновального газотурбинного двигателя:

В установках СПГГ обычно используется низкосортное топливо. Турбина работает на газе с относительно невысокой температурой (500. 600 °С), поэтому для изготовления лопаток может быть использован менее жаропрочный материал. КПД таких установок достигает 35 %, однако они имеют увеличенную массу и габариты по сравнению с дизелями с газотурбинным наддувом.

Турбовальный двигатель

Всем привет! В этой статье я хочу рассказать о том, как работают авиационные газотурбинные двигатели (ГТД). Я постараюсь сделать это наиболее простым и понятным языком.

Авиационные ГТД можно можно разделить на:

турбореактивные двигатели (ТРД)
двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)
Турбовинтовые двигатели (ТВД)
Турбовальные двигатели (ТВаД)

Начнём с турбореактивных двигателей.

Турбореактивные двигатели

Такой тип двигателей был создан в первой половине 20-го века и начал находить себе массовое применение к концу Второй мировой войны. Первым в мире серийным турбореактивным самолетом был немецкий Me.262. ТРД были популярны вплоть до 60-ых годов, после чего их стали вытеснять ТРДД.

Современная фотография Me-262, сделанная в 2016 году

Самый простой турбореактивный двигатель включает в себя следующие элементы:

Входное устройство
Компрессор
Камеру сгорания
Турбину
Реактивное сопло (далее просто сопло)

Можно сказать, что это минимальный набор для нормальной работы двигателя.

А теперь рассмотрим что для чего нужно и зачем.

Входное устройство — это расширяющийся* канал, в котором происходит подвод воздуха к компрессору и его предварительное сжатие. В нём кинетическая энергия входящего воздуха частично преобразуется в давление.

*здесь и дальше мы будем говорить про дозвуковые скорости. На сверхзвуковой скорости физика меняется, и там все совсем не так.

Компрессор — это устройство, в котором происходит повышение давление воздуха. Компрессор можно характеризовать такой величиной, как степень повышения давления. В современных двигателях оно уже начинает переступать за 40 единиц. Кроме того, в нем увеличивается температура (может быть, где-то до 400 градусов Цельсия).

Камера сгорания — устройство, в котором к сжатому воздуху (после компрессора) подводится тепло из-за горения топлива. Температура в камере сгорания очень высокая, может достигать 2000 градусов Цельсия. Вам может показаться, что давление газа в камере тоже сильно увеличивается, но это не так. Теоретически принято считать, что подвод тепла осуществляется при постоянном давлении. В реальности оно немного падает из-за потерь (проблема несовершенства конструкции).

Сопло — суживающийся канал, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую (оставшийся запас энергии газа после турбины). Как и в турбине, в сопле происходит расширение газа. Образуется струя, которая, вытекая из сопла, движет самолёт.

С основными элементами разобрались. Но все равно не очень понятно как оно работает? Тогда давайте ещё раз и коротко.

Такой цикл называется циклом Брайтона, или термодинамическим циклом с непрерывным характером рабочего процесса и подводом тепла при постоянном давлении. По такому циклу работают все ГТД.

Цикл Брайтона в P-V координатах

Н-В — процесс сжатия во входном устройстве
В-К — процесс сжатия в компрессоре
К-Г — изобарический подвод тепла
Г-Т — процесс расширения газа в турбине
Г-С — процесс расширения газа в сопле
С-Н — изобарический отвод тепла в атмосферу

Схематичная конструкция турбореактивного двигателя, где 0-0 — ось двигателя

ТРД может иметь и два вала. В таком случае компрессор состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД), а подвод работы будут осуществлять турбина низкого давления (ТНД) и турбина высокого давления (ТВД) соответственно. Такая схема более выгодная газодинамически.

Реальный двигатель такого вида в разрезе

Мы рассмотрели принцип работы самой простой схемы авиационного газотурбинного двигателя. Естественно, на современных «Эйрбасах и Боингах» устанавливаются ТРДД, конструкция которых заметно сложнее, но работает все по таким же законам. Давайте рассмотрим их.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Схематичная конструкция двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя

Одной из важнейших характеристик ТРДД является степень двухконтурности. Степень двухконтурности — это отношение расхода воздуха во внешнем контуре, к расходу воздуха во внутреннем контуре. Это число может быть как больше, так и меньше единицы. На современных двигателях это число переступает за значение в 12 единиц.
Двигатели, степень двухконтурности которых больше двух, принято называть турбовентиляторными, а первую ступень компрессора (ту, что работает на оба контура) вентилятором.

ТРДД самолета Boeing 757-200. На переднем плане видно входное устройство и вентилятор

На некоторых двигателях вентилятор приводится в движение отдельной турбиной, которая ставится ближе всего к соплу внутреннего контура. Тогда двигатель получается трехвальным. Например, по такой схеме выполнены двигатели Rolls Royce RB211 (устанавливались на L1011, B747, B757, B767), Д-18Т (Ан-124), Д-36 (Як-42)

Д-18Т в разрезе изнутри

Главное достоинство ТРДД заключается в возможности создания большой тяги и хорошей экономичности, по сравнению с ТРД.

На этом я хотел бы закончить про ТРДД и перейти к следующему виду двигателей — ТВД.

Турбовинтовые двигатели

Схематичная конструкция ТВД со свободной турбиной

Хочу отметить, что не нужно смотреть на турбовинтовые двигатели как на малоэффективный пережиток прошлого. Я несколько раз слышал такие высказывания, но они неверны. Турбовинтовой двигатель в некоторых случаях обладает наивысшим КПД, как правило, на самолетах с не очень большими скоростями (например, на 500 км/ч), притом, самолет может быть внушительных размеров. В таком случае, турбовинтовой двигатель может быть в разы выгоднее, рассмотренного ранее, турбореактивного двигателя.

Турбовальный двигатель

Схематичная конструкция турбовального двигателя

Двигатель ТВ3-117 от вертолета Ми-8. Справа видны выхлопная труба и приводной вал

Итак, мы рассмотрели четыре типа газотурбинных двигателей. Надеюсь, мой текст был понятен и полезен для вас. Все вопросы и замечания можете писать в комментариях.

По классификации, силовая установка относится к тепловым устройствам, поскольку трансформирует выделившийся напор от горения в работу механики. В противовес агрегату с поршнями, проходящее преобразование течёт в непрерывной газовой струе, а это влияет на конструкцию и эксплуатацию. Попытки установить газотурбинный мотор на машины предпринимаются постоянно, однако массового развития идея не получила.

Отличительные черты

Как уже говорилось раньше, предпринимались попытки использовать газотурбинный двигатель для автомобиля, однако дальше испытаний дело не пошло. Единственная отрасль, в которой агрегат нашёл применение – авиация.

Если сравнивать газотурбинный мотор с иными силовыми установками, то у первого изделия значение вырабатываемой мощи по отношению к массе больше. Так же плюс в используемом топливе, доведённый до мелкодисперсного состояния, ассортимент воображает, главный вид – керосин и дизель. Но возможно применение: бензина, газа, спирта, мазута, угольной пыли и т.п.

Агрегат с поршнями и газотурбинная установка, это моторы, работающие на основе тепла, преобразующие энергию, выделившуюся при горении в работу механики. Разница между устройствами заключается в течение процесса. В обоих моторах происходит забор и воздушное сдавливание, после чего подаётся порция горючего, затем субстанция горит, увеличивается и сбрасывается атмосферную среду.

В поршневых установках описанные действия происходят в одной точке – камере сгорания, при этом соблюдается очерёдность действий. Для газотурбинного двигателя характерно протекание действий в нескольких частях механизма одновременно.

Что бы понять, как работает газотурбинный двигатель, разделяют этапы протекания процессов, которые в сумме составляют преобразование топлива в работу:

Подведение горючего и образование смеси.

За счёт прохождения атмосферного воздуха через компрессорное колесо, смесь сжимается в объёме, увеличивая напор, до сорока раз. После происходит перетекание воздуха в горящий объём, куда подаётся и топливо. Перемешиваясь с воздушной массой и сгорая, смесь энергетически преобразуется.

Энергетическое рабочее преобразование.

Выделившуюся силу переформатируют в работу механики. Для этого используют специальные лопатки, которые вращаются в газовой струе, выходящей с напором.

Распределение силы.

Распределяя полученную работу, задействуют её кусок в сдавливании очередной воздушной порции, оставшаяся мощь отводится для привода механизма.

Схема включения в процесс турбины:

В Москве каждый год проходит выставка «Нефтегаз». Мероприятие посвящено отрасли нефтедобывающей промышленности, это крупнейшая выставка данной сферы.

Газотурбинные двигатели в промышленности

При нефтедобыче и переработке активно используются также газотурбинные двигатели. Газотурбинный двигатель представляет собой сложную установку – это тепловое оборудование, внутри которого газ сжимается, затем нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа создает вращение турбины. Такие двигатели лучше поршневых, так как все процессы в них более эффективны благодаря тому, что они происходят в потоке движущегося газа.

Принцип действия газотурбинного двигателя сводится к тому, что из компрессора воздух подается в камеру сгорания, затем туда же подается топливо. В камере сгорания образуются газообразные продукты разного вида, находятся они под давлением. После этого в турбине двигателя энергия газообразных продуктов создает механическую работу, и турбина начинает вращаться. Полезной работой двигателя считается работа, которая выполняется приводимым агрегатом.

Преимуществом газотурбинного двигателя можно назвать то, что он обладает самой большой мощностью, она может достигать 6 кВт/час. Это наибольший показатель среди аналогов. Кроме того, такой агрегат способен работать с разными видами топлива – бензином, керосином, мазутом, природным газом, спиртом или измельченным углем. Данное оборудование широко применяется в сфере нефте- и газодобычи.

Стоимость газотурбинных установок высока, о если поближе познакомиться с этими установками, их техническими характеристиками, стоит задуматься на нашим выгодным предложением.

Экология

Безусловно огромный плюс в практическом применении наших установок, это минимальное количество вредных примесей в выбросах., что позволяет строить ГТУ вблизи места проживания населения.

Не нужно строить дымовые трубы и тратиться на приобретение катализаторов.

Стоимость газотурбинных установок высока, о если поближе познакомиться с этими установками, их техническими характеристиками, стоит задуматься на нашим выгодным предложением.

На старте энергетических проектов высокие капиталовложения полностью компенсируются при последующей эксплуатации незначительными расходами. Значительное уменьшение платежей по экологии, уменьшены платежи за электроэнергию и тепловую энергию.

Ежегодно у нас приобретают и устанавливают сотни новых газотурбинных установок.

Получите информацию по стоимости микрогазовой турбины МГТУ мощностью 60-200 кВт, связавшись с нашим отделом продаж по телефону +7 (351) 737-01-53

Источники

Источник — http://wiki.zr.ru/%D0%93%D0%B0%D0%B7%D0%BE%D1%82%D1%83%D1%80%D0%B1%D0%B8%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C_%D0%BF%D0%BE%D0%B4%D1%80%D0%BE%D0%B1%D0%BD%D0%BE
Источник — http://avtodvigateli.com/vidy/gibridnyj/gazoturbinnyj-dvigatel.html
Источник — http://avia.pro/blog/gazoturbinnyy-dvigatel-foto-stroenie-harakteristiki
Источник — http://m.habr.com/ru/post/455774/
Источник — http://global.kawasaki.com/ru/energy/equipment/gas_turbines/outline. html
Источник — http://autosteam.ru/helpful-info/1346-gazoturbinnyj-motor
Источник — http://principraboty.ru/gazoturbinnyy-dvigatel-princip-raboty/
Источник — http://temofeev.ru/info/articles/aviatsionnye-gazoturbinnye-dvigateli/
Источник — http://toptexnik.ru/dvigarely/gazoturbinnyj-dvigatel-ustrojstvo-i-printsip-raboty
Источник — http://www.neftegaz-expo.ru/ru/articles/dvigateli-gazovoj-promyshlennosti/
Источник — http://gasturbina.ru/kupit-gazoturbinnuyu-ustanovku-stoimost

Что такое газотурбинные двигатели, почему они не прижились в обычных машинах и как их будут использовать в гибридах

На проходящем в Женеве автосалоне сразу два автопроизводителя представили концептуальные машины с гибридными силовыми установками, в которых батареи заряжаются миниатюрными газотурбинными двигателями. Обе машины, к слову, китайские. Это седан Hybrid Kinetic H600 с элегантным дизайном от Pininfarina и суперкар Techrules Ren с футуристичной внешностью работы Джорджетто Джуджаро.

Не надо думать, что в данном техническом направлении трудятся лишь китайцы. Несколько лет назад никто иной как Jaguar показал гибридный концепт C-X75 с теми же микротурбинами. Так что же это за технология?

Газотурбинные двигатели впервые нашли серийное применение в конце Второй мировой войны, но… в авиации, на немецких истребителях Messerschmitt. В последующие 20 лет они фактически полностью вытеснили поршневые ДВС в военной и гражданской авиации, в прямом смысле спустив их с небес на землю. Моторы отечественных Ту и Superjet, европейских Airbus и американских Boeing — все это газотурбинные двигатели.

Их принцип действия прост. В камере сгорания воспламеняется топливо, газы под давлением подаются на лопасти турбины, турбина вращается. На одном валу с турбиной расположены лопасти компрессора, который, будучи приводим в движение от турбины, нагнетает воздух в камеру сгорания.

Газотурбинный двигатель

В авиации на том же валу спереди может располагаться винт (как, например, на самолетах Ан-24), а может более мощный компрессор, который прогоняет воздух через весь двигатель, создавая воздушную струю и тягу для самолета. При этом к валу газотурбинного двигателя можно прицепить не только винт или тяговый компрессор, но и что-то другое. Например, электрогенератор или коробку передач, а через нее соединить такой мотор с колесами автомобиля.

Как видите, все выглядит гораздо проще, чем в поршневом ДВС. Так и есть — проще. Меньше деталей, меньше трущихся частей — это одно из преимуществ газотурбинных двигателей. Второе неоспоримое преимущество — это высокая удельная мощность. Иными словами при равной отдаче газотурбинные моторы в несколько раз легче и компактнее поршневых. Именно этот факт определил их доминирование в авиастроении.

Есть, однако, и существенные недостатки. Именно с ними столкнулись автомобильные конструкторы при попытке установить такой мотор под капот автомобиля. Попыток было много: в США, в Европе и даже в СССР — наши инженеры, в частности, экспериментировали с автобусами.

Выяснилось, что такой мотор потребляет очень много топлива в переходных режимах: на холостом ходу и при наборе скорости. Конструкцию попытались усложнить, применив не один вал, а два: на первом располагался компрессор и малая турбина, которой хватало для вращения компрессора и обеспечения холостого хода. А на втором — основная турбина и отбор мощности на автоматическую коробку передач. На холостом ходу газы на вторую турбину не подавались. А при старте с места открывались заслонки, поток газа направлялся на лопасти тяговой турбины и машина ехала. Такая конструкция, к слову, позволила отказаться от механизма сцепления или гидротрансформатора — поскольку два вала не имели механической связи друг с другом автомобиль не мог заглохнуть.

Techrules Ren

Тем ни менее, расход топлива все равно был выше, чем у поршневых двигателей во всех режимах кроме равномерного движения по трассе. Всплыли и другие недостатки, но о них — позже.

Так или иначе, где-то с 70-х годов XX века от идеи отказались. До тех пор, пока не началась нынешняя гибридно-электрическая революция.

Дело было в далеком 2011 году. Компания Opel тогда пригласила журналистов из России в Нидерланды на тест-драйв подзаряжаемого гибрида Ampera (он же Chevrolet Volt), который в General Motors почему-то называли электрокаром.

После поездки у журналистов, в том числе у меня, накопилось много вопросов относительно устройства машины. Отвечать на них пришлось тогдашнему главе электрического подразделения Opel Кристиану Кунстману. Меня интересовало в частности, почему конструкторы выбрали в качестве ДВС для гибрида наиболее архаичный и неэффективный бензиновый атмосферный мотор объемом 1,4 литра.

Jaguar C-X75

Поскольку концепт Jaguar C-X75 тогда уже представили, я спросил у доктора Кунстмана, что он думает насчет того, чтобы установить под капот Opel Ampera микротурбину вместо поршневого ДВС. Ответ меня удивил.

«Это был бы лучший вариант», — признался инженер. «Однако главная проблема заключается в том, что у нас нет таких двигателей. Для их производства пришлось бы полностью перестроить все заводы. Это огромные инвестиции. Но если бы нам пришлось строить моторный завод с нуля, то мы бы крепко задумались над тем, какие двигатели для гибридов там выпускать — поршневые или газотурбинные».

Действительно, если микротурбина не связана ни с колесами, ни с коробкой передач, а лишь вращает генератор, работая в режиме постоянной тяги — значит все проблемы с высоким расходом топлива в переходных режимах отпадают сами собой? Все так. Вот почему китайцы, у которых в отличие от Opel нет заводов поршневых двигателей, и строить предстоит с нуля, сейчас уцепились за эту идею. Увы, расход топлива — не единственный недостаток.

Первый нерешенный минус газотурбинного двигателя — очень высокая температура газов, попадающих на лопасти турбины. В авиации с этим борются за счет использования дорогих термостойких сплавов, но в массовом автомобилестроении это не применимо из-за высокой стоимости.

Hybrid Kinetic H600

Решить проблему еще в 50-е годы пытались за счет теплообменников, которые нагревают входящий воздух и охлаждают газы, выходящие из камеры сгорания. Это повышает КПД и бережет турбину, но заметно усложняет конструкцию двигателя. И китайцам надо иметь это в виду.

Есть и другие сложности. В частности, газотурбинным моторам надо значительно больше воздуха, чем поршневым двигателям. Причем воздуха чистого. У самолетов нет с этим проблем. А у машин — есть. Необходимые воздушные фильтры достигают такого размера, что преимущество микротурбин компактности полностью сводится на нет.

Вы, возможно, в курсе, что газотурбинные моторы пробовали применять на серийных танках: советском Т80 и американском «Абрамсе». Военных привлекло сочетание мощности и компактности мотора. Увы, простые танкисты жаловались на необходимость постоянно чистить огромные воздушные фильтры. И на колоссальный расход топлива — тоже.

Наконец, последний недостаток — токсичность. Опять же, это следствие повышенного расхода топлива в промежуточных режимах. Создатели концептов Techrules и особенно Hybrid Kinetic H600 уверяют, что их микротурбины экологичнее поршневых ДВС. Но точных данных пока не приводят.

В любом случае, все показанные гибридные автомобили, использующие подобную технологию — пока лишь концепты и их серийное будущее покрыто туманом. Но согласитесь, звучит заманчиво!

Принцип работы газотурбинного двигателя

Читайте также:

A. Закон места заключения договора. Данный принцип оговаривает применение права того места где заключен контракт
I I Исходные данные для выполнения работы
I. Перечень вопросов, требующих изучения для выполнения работы
I. Проведение контрольной работы.
I. ТЕМАТИКА КУРСОВОЙ РАБОТЫ
II – 13. Согласно Принципу относительности Галилея
II. 2. Основные принципы проектирования
II. Методологические принципы научно-педагогического исследования
II. Принципы процесса
III. Принципы конечного результата.
III. Специальные работы
III. Требования охраны труда во время работы 1 страница

Газотурбинный двигатель. Газотурбинный двигатель (ГТД) представляет собой разновидность теплового двигателя, в конструкции которого имеются лопаточные машины. Особенностью работы является то, что превращение энергии горящего топлива в механическую работу происходит в нем непрерывно. В ГТД составные части рабочего цикла, включающего сжатие воздуха, отвод теплоты к рабочему телу и расширение, разобщены между собой и протекают в разных местах. В поршневых же двигателях процессы сжатия воздуха, подвода теплоты к рабочему телу и расширения, последовательно чередуясь, осуществляются в одном месте — рабочем цилиндре.

Газотурбинный двигатель может работать на любом виде и сорте топлива (жидкое, твердое и газообразное).

Наиболее простая принципиальная схема одновального турбинного двигателя, используемого на газотурбовозах, представлена на рис. 5.

Сжигание топлива производится в специальной камере сгорания 8. Топливо в нее через форсунку подается насосом 3. Воздух, необходимый для горения топлива, поступает в двигатель через управляемое воздухозаборное устройство 6. Установленный на одном валу 4 с рабочим колесом газовой турбины 2, воздушный компрессор 5 сжимает его и подает в камеру сгорания 8. Продукты горения топлива из камеры сгорания, проходя через направляющий аппарат 9, поступают на лопатки рабочего колеса 2 и далеепо газоотводу 10 в атмосферу. Газовая турбина, имеющая рабочие органы в виде лопаток со специальным профилем, закрепленных на рабочем колесе 2, работает с высокой частотой вращения (100. 250 с -1 ), приводя в действие как воздушный компрессор 5, так и свободный вал 4 для передачи мощности потребителю 11.Для запуска ГТД служит специальный пусковой двигатель 12, который начинает проворачивать свободный вал 4, а электрическая свеча 7 осуществляет первоначальное зажигание топлива в камере сгорания 8. Применение в турбине нескольких последовательно расположенных рядов рабочих колес с лопатками позволяет более полно использовать энергию отработавших газов и увеличить ее мощность.

Газовые турбины уступают по экономичности поршневым двигателям внутреннего сгорания, особенно при работе с неполной нагрузкой. Кроме того, они отличаются большой теплонапряженностью лопаток рабочего колеса, которые непрерывно работают в высокотемпературной среде. Температура продуктов сгорания топлива достигает 1 800. 2000 °С и выше. Охлаждающей средой ГТД является только воздух, который подается значительными объемами в камеру сгорания. Другие способы отвода тепла от лопаток рабочего колеса сложны и малоэффективны. В силу этого обстоятельства привод воздушного компрессора, подающего воздух в камеру сгорания, требует больших затрат мощности, до 60. 70 % от полной мощности ГГД.

• условиями сжигания топлива — с внутренним и внешним сжиганием;

• использованием рабочего тела в круговом процессе — разомкнутые и замкнутые системы;

• количеством валов — одновальные, двух- и многовальные.

Рис. 2. Принципиальная схема одновального газотурбинного двигателя:

1 — корпус газовой турбины; 2 — рабочее колесо газовой турбины; 3 — топливный насос; 4 — свободный вал; 5— воздушный компрессор; 6 — воздухозаборное устройство воздушного компрессора; 7— электрическая свеча зажигания; 8— камера сгорания; 9 — направляющий аппарат; 10 — газоотвод; II — потребитель мощности; 12 — пусковой двигатель

Дата добавления: 2015-04-25 ; Просмотров: 1986 ; Нарушение авторских прав? ;

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

газотурбинный двигатель — гтд Тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая… … Справочник технического переводчика

Газотурбинный двигатель — (ГТД) тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и… … Энциклопедия техники

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ГТД), тепловой двигатель, в котором энергия газовоздушной смеси, получаемой при сгорании топлива в камере сгорания, преобразуется в механическую работу с помощью газовой турбины. Применяется в основном на теплоэлектроцентралях для привода… … Современная энциклопедия

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ГТД) тепловой двигатель, в котором энергия газовоздушной смеси, получаемой при сгорании топлива в камере сгорания, преобразуется в механическую работу с помощью газовой турбины. Применяется в основном на ТЭЦ для привода электрогенераторов, в… … Большой Энциклопедический словарь

Газотурбинный двигатель — (ГТД), тепловой двигатель, в котором энергия газовоздушной смеси, получаемой при сгорании топлива в камере сгорания, преобразуется в механическую работу с помощью газовой турбины. Применяется в основном на теплоэлектроцентралях для привода… … Иллюстрированный энциклопедический словарь

Газотурбинный двигатель — Газотурбинный двигатель; ГТД: машина, предназначенная для преобразования тепловой энергии в механическую. Примечание ГТД может состоять из одного или нескольких компрессоров, теплового устройства, предназначенного для повышения температуры… … Официальная терминология

газотурбинный двигатель — 3. 7 газотурбинный двигатель; ГТД: Машина, предназначенная для преобразования тепловой энергии в механическую. Примечание ГТД может состоять из одного или нескольких компрессоров, теплового устройства, предназначенного для повышения температуры… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ГТД) тепловой двигатель, в к ром газ сначала подвергается сжатию и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механич. работу ыа валу газовой турбины. Наибольшее пром. применение получили ГТД с непрерывным сгоранием… … Большой энциклопедический политехнический словарь

Газотурбинный двигатель — (ГТД) тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. Рабочий процесс ГТД может осуществляться с непрерывным сгоранием… … Большая советская энциклопедия

газотурбинный двигатель — авиационный газотурбинный двигатель; газотурбинный двигатель Тепловая машина, предназначенная для превращения тепла в кинетическую энергию реактивной струи и в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой (машины) являются … Политехнический терминологический толковый словарь

Воздушно-реактивные двигатели по способу предварительного сжатия воздуха перед поступлением в камеру сгорания разделяются на компрессорные и бескомпрессорные. В бескомпрессорных воздушно-реактивных двигателях используется скоростной напор воздушного потока. В компрессорных двигателях воздух сжимается компрессором. Компрессорным воздушно-реактивным двигателем является турбореактивный двигатель (ТРД). В группу, получившую название смешанных или комбинированных двигателей, входят турбовинтовые двигатели (ТВД) и двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД). Однако конструкция и принцип работы этих двигателей во многом схожи с турбореактивными двигателями. Часто все типы указанных двигателей объединяют под общим названием газотурбинных двигателей (ГТД). В качестве топлива в газотурбинных двигателях используется керосин.

Турбореактивные двигатели

Конструктивные схемы. Турбореактивный двигатель (рис. 100) состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства.

Входное устройство предназначено для подвода воздуха к компрессору двигателя. В зависимости от расположения двигателя на самолете оно может входить в конструкцию самолета или в конструкцию двигателя. Входное устройство способствует повышению давления воздуха перед компрессором.

Дальнейшее повышение давления воздуха происходит в компрессоре. В турбореактивных двигателях применяются компрессоры центробежные (рис. 101) и осевые (см. рис. 100).

В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопатки, воздействуя на воздух, закручивают его и заставляют двигаться вдоль оси в сторону выхода из компрессора.

В центробежном компрессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается лопатками и под действием центробежных сил движется к периферии. Наиболее широкое применение в современной авиации нашли двигатели с осевым компрессором.

Осевой компрессор включает в себя ротор (вращающаяся часть) и статор (неподвижная часть), к которому крепится входное устройство. Иногда во входных устройствах устанавливаются защитные сетки, предотвращающие попадание в компрессор посторонних предметов, которые могут привести к повреждению лопаток.

Ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилированных рабочих лопаток, расположенных по окружности и последовательно чередующихся вдоль оси вращения. Роторы подразделяют на барабанные (рис. 102, а), дисковые (рис. 102, б) и барабаннодисковые (рис. 102, в).

Статор компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопаток, закрепленных в корпусе. Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток называется ступенью компрессора.

В современных авиационных турбореактивных двигателях применяются многоступенчатые компрессоры, увеличивающие эффективность процесса сжатия воздуха. Ступени компрессора согласуются между собой таким образом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени.

Нужное направление воздуха в следующую ступень обеспечивает спрямляющий аппарат. Для этой же цели служит и направляющий аппарат, устанавливаемый перед компрессором. В некоторых конструкциях двигателей направляющий аппарат может отсутствовать.

Одним из основных элементов турбореактивного двигателя является камера сгорания, расположенная за компрессором. В конструктивном отношении камеры сгорания выполняются трубчатыми (рис. 103), кольцевыми (рис. 104), трубчато-кольцевыми (рис. 105).

Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания состоит из жаровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой стаканами подвески. В передней части камеры сгорания устанавливаются топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилизации пламени. На жаровой трубе имеются отверстия для подвода воздуха, предотвращающего перегрев жаровой трубы. Поджигание топливо-воздушной смеси в жаровых трубах осуществляется специальными запальными устройствами, устанавливаемыми на отдельных камерах. Между собой жаровые трубы соединяются патрубками, которые обеспечивают поджигание смеси во всех камерах.

Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой полости, образованной наружным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала устанавливается кольцевая жаровая труба, а в носовой части жаровой трубы — завихрители и форсунки.

Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство, внутри которого размещаются индивидуальные жаровые трубы.

Для привода компрессора ТРД служит газовая турбина. В современных двигателях газовые турбины выполняются осевыми. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса, состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор (рис. 106). Сопловые аппараты располагаются перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называется ступенью турбины. Рабочие лопатки крепятся к диску турбины при помощи елочного замка (рис. 107).

Выпускное устройство (рис. 108) состоит из выпускной трубы, внутреннего конуса, стойки и реактивного сопла. В некоторых случаях из условий компоновки двигателя на самолете между выпускной трубой и реактивным соплом устанавливается удлинительная труба. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и нерегулируемым выходным сечением.

Принцип работы. В отличие от поршневого двигателя рабочий процесс в газотурбинных двигателях не разделен на отдельные такты, а протекает непрерывно.

Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. В полете воздушный поток, набегающий на двигатель, проходит через входное устройство в компрессор. Во входном устройстве происходит предварительное сжатие воздуха и частичное преобразование кинетической энергии движущегося воздушного потока в потенциальную энергию давления. Более значительному сжатию воздух подвергается в компрессоре. В турбореактивных двигателях с осевым компрессором при быстром вращении ротора лопатки компрессора, подобно лопастям вентилятора, прогоняют воздух в сторону камеры сгорания. В установленных за рабочими колесами каждой ступени компрессора спрямляющих аппаратах вследствие диффузорной формы межлопаточных каналов происходит преобразование приобретенной в колесе кинетической энергии потока в потенциальную энергию давления.

В двигателях с центробежным компрессором сжатие воздуха происходит за счет воздействия центробежной силы. Воздух, входя в компрессор, подхватывается лопатками быстро вращающейся крыльчатки и под действием центробежной силы отбрасывается от центра к окружности колеса компрессора. Чем быстрее вращается крыльчатка, тем большее давление создается компрессором.

Благодаря компрессору ТРД могут создавать тягу при работе на месте. Эффективность процесса сжатия воздуха в компрессоре

характеризуется величиной степени повышения давления π_к, которая представляет собой отношение давления воздуха на выходе из компрессора р₂ к давлению атмосферного воздуха р_H

Воздух, сжатый во входном устройстве и компрессоре, далее поступает в камеру сгорания, разделяясь на два потока. Одна часть воздуха (первичный воздух), составляющая 25—35% от общего расхода воздуха, направляется непосредственно в жаровую трубу, где происходит основной процесс сгорания. Другая часть воздуха (вторичный воздух) обтекает наружные полости камеры сгорания, охлаждая последнюю, и на выходе из камеры смешивается с продуктами сгорания, уменьшая температуру газовоздушного потока до величины, определяемой жаропрочностью лопаток турбины. Незначительная часть вторичного воздуха через боковые отверстия жаровой трубы проникает в зону горения.

Таким образом, в камере сгорания происходит образование топливо-воздушной смеси путем распыливания топлива через форсунки и смешения его с первичным воздухом, горение смеси и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом. При запуске двигателя зажигание смеси осуществляется специальным запальным устройством, а при дальнейшей работе двигателя топливо-воздушная смесь поджигается уже имеющимся факелом пламени.

Образовавшийся в камере сгорания газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, устремляется на турбину через суживающийся сопловой аппарат. В каналах соплового аппарата скорость газа резко возрастает до 450—500 м/сек и происходит частичное преобразование тепловой (потенциальной) энергии в кинетическую. Газы из соплового аппарата попадают на лопатки турбины, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу вращения турбины. Лопатки турбины, вращаясь вместе с дисками, вращают вал двигателя и тем самым обеспечивается работа компрессора.

В рабочих лопатках турбины может происходить либо только процесс преобразования кинетической энергии газа в механическую работу вращения турбины, либо еще и дальнейшее расширение газа с увеличением его скорости. В первом случае газовая турбина называется активной, во втором — реактивной. Во втором случае лопатки турбины, помимо активного воздействия набегающей газовой струи, испытывают и реактивное воздействие за счет ускорения газового потока.

Окончательное расширение газа происходит в выходном устройстве двигателя (реактивном сопле). Здесь давление газового потока уменьшается, а скорость возрастает до 550—650 м/сек (в земных условиях).

Таким образом, потенциальная энергия продуктов сгорания в двигателе преобразуется в кинетическую энергию в процессе расширения (в турбине и выходном сопле). Часть кинетической энергии при этом идет на вращение турбины, которая в свою очередь вращает компрессор, другая часть — на ускорение газового потока (на создание реактивной тяги).

Турбовинтовые двигатели

Устройство и принцип действия. Для современных самолетов,

обладающих большой грузоподъемностью я дальностью полета, нужны двигатели, которые могли бы развить необходимые тяги при минимальном удельном весе. Этим требованиям удовлетворяют турбореактивные двигатели. Однако они неэкономичны по сравнению с винтомоторными установками на небольших скоростях полета. В связи с этим некоторые типы самолетов, предназначенные для полетов с относительно невысокими скоростями и с большой дальностыо, требуют постановки двигателей, которые сочетали бы в себе преимущества ТРД с преимуществами винтомоторной установки на малых скоростях полета. К таким двигателям относятся турбовинтовые двигатели (ТВД).

Турбовинтовым двигателем называется газотурбинный авиационный двигатель, в котором турбина развивает мощность, большую потребной для вращения компрессора, и этот избыток мощности используется для вращения воздушного винта. Принципиальная схема ТВД показана на рис. 109.

Как видно из схемы, турбовинтовой двигатель состоит из тех же узлов и агрегатов, что и турбореактивный. Однако в отличие от ТРД на турбовинтовом двигателе дополнительно смонтированы воздушный винт и редуктор. Для получения максимальной мощности двигателя турбина должна развивать большие обороты (до 20000 об/мин). Если с этой же скоростью будет вращаться воздушный винт, то коэффициент полезного действия последнего будет крайне низким, так как наибольшего значения к. п. д. винта на расчетных режимах полета достигает при 750—1 500 об/мин.

Для уменьшения оборотов воздушного винта по сравнению с оборотами газовой турбины в турбовинтовом двигателе устанавливается редуктор. На двигателях большой мощности иногда используют два винта, вращающихся в противоположные стороны, причем работу обоих воздушных винтов обеспечивает один редуктор.

В некоторых турбовинтовых двигателях компрессор приводится во вращение одной турбиной, а воздушный винт — другой. Это создает благоприятные условия для регулирования двигателя.

Тяга у ТВД создается главным образом воздушным винтом (до 90%) и лишь незначительно за счет реакции газовой струи.

В турбовинтовых двигателях применяются многоступенчатые турбины (число ступеней от 2 до 6), что диктуется необходимостью срабатывать на турбине ТВД большие теплоперепады, чем на турбине ТРД. Кроме того, применение многоступенчатой турбины позволяет снизить ее обороты и, следовательно, габариты и вес редуктора.

Назначение основных элементов ТВД ничем не отличается от назначения тех же элементов ТРД. Рабочий процесс ТВД также аналогичен рабочему процессу ТРД. Так же, как и в ТРД, воздушный поток, предварительно сжатый во входном устройстве, подвергается основному сжатию в компрессоре и далее поступает в камеру сгорания, в которую одновременно через форсунки впрыскивается топливо. Образовавшиеся в результате сгорания топливовоздушной смеси газы обладают высокой потенциальной энергией. Они устремляются в газовую турбину, где, почти полностью расширяясь, производят работу, которая затем передается компрессору, воздушному винту и приводам агрегатов. За турбиной давление газа практически равно атмосферному.

В современных турбовинтовых двигателях сила тяги, получаемая только за счет реакции вытекающей из двигателя газовой струи, составляет 10—20% суммарной силы тяги.

Двухконтурные турбореактивные двигатели

Стремление повысить тяговый коэффициент полезного действия ТРД на больших дозвуковых скоростях полета привело к созданию двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД).

В отличие от ТРД обычной схемы в ДТРД газовая турбина приводит во вращение (помимо компрессора и ряда вспомогательных агрегатов) низконапорный компрессор, называемый иначе вентилятором второго контура. Привод вентилятора второго контура ДТРД может осуществляться и от отдельной турбины, располагаемой за турбиной компрессора. Простейшая схема ДТРД представлена на рис. 110.

Первый (внутренний) контур ДТРД представляет собой схему обычного ТРД. Вторым (внешним) контуром является кольцевой канал с расположенным в нем вентилятором. Поэтому двухконтурные турбореактивные двигатели называют иногда турбовентиляторными.

Работа ДТРД происходит следующим образом. Набегающий на двигатель воздушный поток поступает в воздухозаборник и далее одна часть воздуха проходит через компрессор высокого давления первого контура, другая — через лопатки вентилятора (компрессора низкого давления) второго контура. Так как схема первого контура представляет собой обычную схему ТРД, то и рабочий процесс в этом контуре аналогичен рабочему процессу в ТРД. Действие вентилятора второго контура подобно действию многолопастного воздушного винта, вращающегося в кольцевом канале.

ДТРД могут найти применение и на сверхзвуковых летательных аппаратах, но в этом случае для увеличения их тяги необходимо предусматривать сжигание топлива во втором контуре. Для быстрого увеличения (форсирования) тяги ДТРД иногда осуществляется сжигание дополнительного топлива либо в воздушном потоке второго контура, либо за турбиной первого контура.

При сжигании дополнительного топлива во втором контуре необходимо увеличивать площадь его реактивного сопла для сохранения неизменными режимов работы обоих контуров. При несоблюдении этого условия расход воздуха через вентилятор второго контура уменьшится вследствие повышения температуры газа между вентилятором и реактивным соплом второго контура. Это повлечет за собой снижение потребной мощности для вращения вентилятора. Тогда, чтобы сохранить прежние числа оборотов двигателя, придется в первом контуре снизить температуру газа перед турбиной, а это приведет к уменьшению тяги в первом контуре. Повышение суммарной тяги будет недостаточным, а в некоторых случаях суммарная тяга форсированного двигателя может оказаться меньше суммарной тяги обычного ДТРД. Кроме того, форсирование тяги связано с большими удельными расходами топлива. Все эти обстоятельства ограничивают применение данного способа увеличения тяги. Однако форсирование тяги ДТРД может найти широкое применение при сверхзвуковых скоростях полета.

Используемая литература: «Основы авиации» авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера. КАК ТУТ СКАЧИВАТЬ

Принципы работы авиационного газотурбинного двигателя

Преобразование энергии

Газотурбинный двигатель представляет собой разновидность теплового двигателя, преобразующего химическую энергию топлива в тепловую энергию. Тепловая энергия вызывает увеличение давления газа, которое преобразуется в кинетическую энергию в виде высокоскоростного потока воздуха. Кинетическая энергия преобразуется в механическую энергию, когда газы вращают ряд турбинных колес, приводя в действие компрессор и аксессуары. В случае турбовинтовых или турбовальных двигателей расширяющиеся газы могут также приводить в действие вторую силовую турбину, приводящую в движение воздушный винт или редуктор.

Цикл преобразования энергии

Цикл преобразования энергии в газотурбинном двигателе известен как цикл Брайтона (или цикл постоянного давления). Подобно четырехтактному циклу Отто, цикл Брайтона имеет процессы впуска, сжатия, сгорания и выпуска. Однако, в отличие от поршневого двигателя, в газотурбинном двигателе все четыре события происходят одновременно и непрерывно. Газотурбинный двигатель способен непрерывно производить энергию. Чтобы поддерживать непрерывное производство энергии, газотурбинный двигатель должен сжигать большое количество топлива. [Рисунок 1]

Рис. 1. В газотурбинном двигателе воздух всасывается через воздухозаборник, сжимается в компрессоре, смешивается с топливом и воспламеняется в камерах сгорания, выбрасывается через турбины и выхлопное сопло . ГТД выполняет те же функции, что и цилиндр и поршень в поршневом двигателе. В газотурбинном двигателе эти четыре события происходят непрерывно

Непрерывное всасывание в газотурбинном двигателе всасывает окружающий воздух в двигатель через впускной канал к первой ступени компрессора. Каждая ступень компрессора увеличивает статическое давление воздуха. В камере сгорания топливо впрыскивается в поток входящего воздуха и воспламеняется, что приводит к непрерывному горению. В результате высвобождения тепловой энергии увеличивается объем воздуха при сохранении относительно постоянного давления.

Когда выхлопной воздух выходит из камеры сгорания, он проходит через турбину, где статическое давление воздуха падает, а объем воздуха продолжает увеличиваться. Поскольку поток расширяющихся газов относительно беспрепятственный, скорость резко возрастает. [Рис. 2]

Рисунок 2 . На этой диаграмме показаны изменения давления и объема во время работы двигателя. Точка А представляет состояние воздуха непосредственно перед входом в компрессор. После того, как он попадает в компрессор, его давление увеличивается, а объем уменьшается. Точка B представляет собой давление и объем воздуха на выходе из компрессора. В точке C тепловая энергия расширяет объем воздушной массы практически без изменения давления. После нагрева воздух расширяется и теряет давление по мере прохождения через секцию турбины к точке D

Принципы работы

Принцип действия газотурбинного двигателя, обеспечивающего движение самолета, основан на законе импульса Ньютона. Этот закон гласит, что на каждое действие есть равное и противоположное противодействие; поэтому, если двигатель ускоряет массу воздуха (действие), он прикладывает силу к самолету (реакция). ТРДД создает тягу, придавая относительно медленное ускорение большому количеству воздуха. Старый чисто турбореактивный двигатель достигает тяги, сообщая большее ускорение меньшему количеству воздуха. Это была его основная проблема с расходом топлива и шумом.

Масса воздуха ускоряется в двигателе за счет использования непрерывного цикла. Окружающий воздух поступает во впускной диффузор, где он подвергается изменениям температуры, давления и скорости из-за эффекта набегания. Затем компрессор механически увеличивает давление и температуру воздуха. Воздух под постоянным давлением поступает в секцию горелки, где его температура повышается за счет сжигания топлива. Энергия берется из горячего газа за счет расширения через турбину, которая приводит в действие компрессор, и за счет расширения через выхлопное сопло, предназначенное для выпуска выхлопных газов с высокой скоростью для создания тяги.

Высокоскоростные газы из двигателя можно считать непрерывными, поскольку они передают эту силу воздушному судну, в котором он установлен, тем самым создавая тягу. Формулу тяги можно вывести из второго закона Ньютона, который гласит, что сила пропорциональна произведению массы на ускорение. Этот закон выражается формулой:

F = M × A

где;

F = сила в фунтах

M = масса в фунтах в секунду

A = ускорение в футах в секунду

В приведенной выше формуле масса аналогична весу, но фактически является другой величиной. Масса относится к количеству материи, а вес относится к силе тяжести на это количество материи. На уровне моря при стандартных условиях 1 фунт массы имеет вес 1 фунт. Для расчета ускорения данной массы в качестве единицы сравнения используется гравитационная постоянная. Сила тяжести составляет 32,2 фута в секунду в квадрате (фут/сек ² ). Это означает, что свободно падающий объект массой 1 фунт ускоряется со скоростью 32,2 фута в секунду каждую секунду, когда на него действует сила тяжести. Поскольку масса объекта составляет 1 фунт, что также является фактической силой, сообщаемой ему гравитацией, можно предположить, что сила в 1 фунт ускоряет объект 1-1 со скоростью 32,2 фута/сек ² .

Кроме того, сила в 10 фунтов ускоряет массу в 10 фунтов со скоростью 32,2 фута в секунду ² . Это предполагает отсутствие трения или другого сопротивления, которое необходимо преодолеть. Теперь очевидно, что отношение силы (в фунтах) к массе (в фунтах) равно ускорению в футах в секунду ² до 32.2. Используя M для представления массы в фунтах, формула может быть выражена следующим образом:

В любой формуле, включающей работу, необходимо учитывать фактор времени. Все временные коэффициенты удобно указывать в эквивалентных единицах (например, в секундах, минутах или часах). При расчете реактивной тяги удобен термин «фунты воздуха в секунду», так как секунда — это та же единица времени, что и для силы тяжести.

СВЯЗАННЫЕ СООБЩЕНИЯ

Газовая турбина | Принцип работы, основные компоненты и типы:

Содержание

1 Что такое газовая турбина?
2 Принцип работы газовой турбины
3 Цикл газовой турбины
4 Типы газо -турбинного двигателя
- 4. 1 1) Турбоприз Газовый двигатель
- 4.2 2) Турбоев Двигатель
- 4.3 3) Турбан Двигатель
- 4 4.4). Двигатель
- 4,5 5) Турбовальный двигатель
- 4,6 6) Авиационная газовая турбина
- 4,7 7) Микротурбины
5 Эффективность газовой турбины
6 Gas Turbine Engine Components
7 Advantages and Disadvantages of Gas Turbines
- - 7.0.1 Advantages of Gas Turbine
  - 7.0.2 Disadvantages of Gas Turbine
8 Applications of the Gas Turbine
9 Разница между газовой турбиной открытого цикла и газовой турбиной замкнутого цикла
10 Раздел часто задаваемых вопросов
- 10.1 Кто изобрел газовую турбину?
- 10.2 По какому циклу работает газовая турбина?
- 10.3 Для чего используются газовые турбины?
- 10.4 Какое топливо использует газовая турбина?
- 10.5 Почему газовая турбина называется газовой турбиной?
- 10. 6 Какой тип компрессора используется в газотурбинной установке?
- 10.7 Сколько времени требуется для запуска газовой турбины?
- 10.8 Какие бывают газовые турбины?

Газовая турбина — самый распространенный и известный тип турбины. Газовые турбины или газовые двигатели наиболее широко используются во всем мире для различных целей. В настоящее время эти турбины являются самыми широко используемыми технологиями производства электроэнергии. Эти типы турбин в основном используются для производства дешевой электроэнергии с использованием газа в качестве рабочего тела. В предыдущих статьях мы обсуждали паровые турбины, ветряные турбины и водяные турбины. Поэтому в этой статье мы в основном рассмотрим различные аспекты газовой турбины.

Что такое газовая турбина?

А Газовая турбина — это тип двигателя IC , который преобразует кинетическую энергию газа в энергию вращения (механическую энергию). Эта механическая энергия далее приводит в действие газогенератор , который преобразует эту механическую энергию в электричество .

Известен как «Газовая турбина », поскольку в качестве рабочего тела в ней используется газ . По сути, эту турбину можно рассматривать как преобразователь энергии, который может преобразовывать запасенную в газе энергию в мощность вращения. Эта мощность вращения приводит в действие генератор, который вырабатывает электричество. После выработки электроэнергии эта электроэнергия доставляется различным предприятиям и домохозяйствам по кабелям.

В 1791 Джон Барбер изобрел первый газотурбинный двигатель . В его конструкцию было включено большинство деталей новейших газовых турбин. Планировалось ездить на безлошадных автомобилях.

Новейшие газовые турбины работают при значительно более высокой температуре по сравнению с паровыми турбинами. Максимальный КПД газовой турбины составляет до 60% .

Принцип работы газовой турбины

Газовая турбина работает на основе цикла Брайтона . Во время этого цикла топливовоздушная смесь сжимается, сгорает, проходит через газовую турбину и выбрасывается.

В рабочем цикле газовой турбины в качестве рабочего тела используется воздух . Газовая турбина работает в следующие стадии:

Процесс всасывания
Процесс сжатия
Процесс сжигания
Секция турбины
Производство электроэнергии

1) Процесс всасывания: –

Прежде всего, турбина всасывает воздух в камеру сжатия из атмосферы в турбину и направляет этот воздух в компрессор.

2) Процесс сжатия: –

Когда воздух поступает в компрессор, он сжимает воздух и преобразует кинетическую энергию воздуха в энергию давления. После этого он преобразует воздух в воздух высокого давления.

3) Процесс сгорания: –

После процесса сжатия сжатый воздух поступает в камеру сгорания. В камере сгорания форсунка впрыскивает в камеру топливо, которое смешивается с воздухом. После смешения в камере сгорания воспламеняется топливовоздушная смесь. В процессе воспламенения воздушно-топливная смесь превращается в газы высокого давления и высокой температуры.

4) Секция турбины: –

По мере того, как отработанный газ поступает в секцию турбины, часть энергии этого газа преобразуется в механическую энергию, а часть энергии расходуется.

Когда дымовой газ расширяется через турбину, он вращает лопасти турбины. Вращающиеся лопасти выполняют двойную функцию : они приводят в действие компрессор для всасывания большего количества воздуха для работы, а также приводят в действие газогенератор, соединенный с турбиной .

5) Процесс производства электроэнергии: –

Генератор соединен с валом турбины. Генератор получает механическую энергию от турбины и преобразует эту энергию в электрическую.

Бесполезная энергия выделяется из выхлопных газов. Выхлопной газ можно использовать для внешних задач, например для создания тяги непосредственно в турбореактивном двигателе или для вращения второй независимой турбины (называемой силовой турбиной), которая может быть подключена к электрогенератору, пропеллеру или вентилятору.

Читайте также: Работа паровой турбины

Цикл газовой турбины

Газовая турбина работает по циклу Брайтона (или Джоуля). Рабочий цикл газовой турбины поясняется ниже с помощью диаграммы P-V:

Рабочий цикл газовой турбины

Сжатие (от A до B): –

Когда окружающий воздух поступает в компрессор, компрессор сжимает его и увеличивает давление. После сжатия воздух поступает в камеру сгорания (точка B на приведенной выше диаграмме).

Горение (от B до C): –

Когда сжатый воздух поступает в камеру сгорания ( , строка B — C ), форсунка впрыскивает топливо, которое смешивается с воздухом. Воспламенитель воспламеняет эту воздушно-топливную смесь и увеличивает ее давление и температуру.

Расширение (от C до D): –

После прохождения процесса сгорания воздух поступает в секцию турбины ( линия C до D представляет этот процесс), где он расширяется.

По мере расширения воздух вращает лопасти турбины, которые дополнительно вращают вал турбины и компрессор. Некоторая мощность этого расширенного воздуха используется для привода компрессора, а оставшаяся мощность используется для привода сопряженного генератора. Генератор преобразует эту энергию в электричество.

Типы газотурбинных двигателей

Существует несколько типов газовых турбин. Ниже приведены наиболее распространенные типы газовых турбин:

Турбовинтовой двигатель
реактивный двигатель
Турбореактивный двигатель
Турбовентиляторный
Турбовальный
Авиационная турбина
Микротурбины

1) Турбовинтовой газовый двигатель

Первым типом газового двигателя является турбовинтовой двигатель. А ТРД имеет маршевое сопло, турбину, камеру сгорания, компрессор, впускной и редуктор.

В этом газовом двигателе используется редуктор для привода воздушного винта самолета. Турбовинтовой двигатель используется в небольших самолетах, таких как военный учебно-тренировочный самолет Embraer EMB312 Tucano и General Aviation Cessna 208 Caravan . Турбовинтовой двигатель

также используется в крупногабаритных самолетах, таких как Airbus A400M, транспортный . Кроме того, он используется в средних пригородных самолетах, таких как Приборная панель Бомбардье 8 .

Выхлопные газы приводят в действие силовую турбину, которая соединяется через вал, который далее приводит в движение редуктор. Для турбовинтовых двигателей требуется редуктор, потому что наилучшие характеристики воздушного винта достигаются при скоростях, намного меньших рабочей скорости двигателя.

Рис. Турбовинтовой двигатель

Эти типы газовых турбин имеют исключительную эффективность при скорости 250–400 миль в час и высоте 18 000–30 000 футов .

Наименьший расход топлива для турбовинтовых турбин обычно достигается в диапазоне высот 25 000 футов до тропопаузы. Эта турбина использует примерно от 80% до 85% вырабатываемой мощности для вращения гребного винта. Напротив, оставшаяся доступная энергия используется в качестве тяги для удаления выхлопных газов.

Преимущества и недостатки двигателя турбоприза: —

Преимущества	Диспасный	У них низкая крейсерская скорость.
Легкие.	Пропеллер этого двигателя теряет эффективность на большей высоте.
Турбовинтовые двигатели наиболее эффективны на коротких дистанциях.	Не лучший вариант для дальней дороги.
Эти двигатели сжигают меньше топлива в час, чем реактивные двигатели.	Турбовинтовые двигатели производят больше шума, чем реактивные двигатели.

Подробнее: Работа турбовинтового двигателя

2) Турбореактивный двигатель

Второй тип газовой турбины — это реактивный двигатель. Это оптимизированная газовая турбина. Он вырабатывает энергию с помощью выхлопных газов или канального вентилятора , соединенного с турбиной. Двигатели, которые генерируют энергию от прямых импульсов выхлопных газов, называются турбореактивными двигателями .

Турбореактивный газовый двигатель, используемый в самолетах. Эти двигатели были впервые разработаны в Великобритании и Германия до Второй мировой войны и были самыми простыми двигателями, чем другие реактивные двигатели.

Недостатком турбореактивного двигателя является высокий уровень шума и большой расход топлива. Эти типы двигателей имеют ограниченный диапазон и долговечность. В настоящее время они в основном используются в военной авиации.

Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель состоит из следующих четырех частей:

Компрессор
Камера сгорания
турбина
Выхлоп

Компрессорная часть всасывает воздух, сжимает его и на высокой скорости подает сжатый воздух в камеру сгорания. Камера сгорания имеет топливную форсунку и воспламенитель для воспламенения топливовоздушной смеси.

Расширенный газ приводит в действие турбину. Эта турбина соединена с компрессором и двигателем через вал и обеспечивает работу двигателя.

Преимущества и недостатки ТРД: –

Преимущества	Недостатки
Эти двигатели имеют простую конструкцию.	Они потребляют большое количество топлива.
Могут работать на высокой скорости.	Производят высокий нос.
Турбореактивные двигатели имеют небольшие размеры.	Имеют низкую производительность на низкой скорости.
Небольшой вес.	Эти газовые двигатели нельзя использовать для дальних поездок.

Читать также: различные типы реактивных двигателей

3) Турбовант. . Слово «турбовентилятор» представляет собой комбинацию « турбина » и « вентилятор »: слово турбина представляет собой газовую турбину, которая получает механическую энергию от камеры сгорания, а 9Вентилятор 0149 представляет собой канальный вентилятор, который получает механическую энергию от турбины для направления воздуха назад.

В этом двигателе используется канальный вентилятор и выхлоп для обеспечения пульсации. Турбореактивные двигатели также наиболее широко используются в самолетах.

Турбореактивный двигатель

Эволюция турбовентиляторных двигателей представляет собой сочетание лучших характеристик турбовинтовых и турбореактивных двигателей. Эти газовые двигатели разработаны для создания дополнительной тяги за счет перенаправления вторичного воздушного потока вокруг камеры сгорания.

Турбовентиляторный газовый двигатель имеет низкий уровень шума и расход топлива по сравнению с другими реактивными двигателями. Он имеет два или более вала внутри двигателя.

Преимущества и недостатки турбоюна: —

Преимущества	Disevantages
.	Они имеют больший размер, чем турбореактивные двигатели.
Малошумный.	Турбовентиляторные двигатели не могут контролировать внезапные колебания нагрузки.
Лучше всего подходит для дальних поездок.	Для выработки энергии требуется канальный вентилятор.

4) Реактивный двигатель Scale

Реактивный двигатель Scale является пятым типом. Эти двигатели также называются микрореактивными . Имея это в виду, создатель новейшего микрореактивного двигателя Курт Шреклинг разработал первые в мире микротурбины (FD3/67).

Эти двигатели могут генерировать 22 Н силы. Кроме того, это может быть сделано большинством специалистов с опытом работы в области машиностроения с использованием необходимых технических инструментов.

5) Турбовальный двигатель

Газовый двигатель , оптимизированный для выработки мощности на валу вместо реактивной тяги, называется турбовальным двигателем.

Принцип работы турбовального двигателя очень похож на турбореактивный двигатель, но с дополнительным турбонаддувом для отвода тепловой энергии от выхлопных газов и преобразования ее в выходную мощность на валу. В 1949 , Французская компания Turbomeca построила первый турбовальный газотурбинный двигатель .

Турбовальный газовый двигатель

Главный вал двигателя оснащен компрессором и его турбиной, и оба вместе с системой сгорания называются газогенератором. Отдельно вращающаяся силовая турбина используется для питания винтов вертолета. Вы можете повысить гибкость конструкции, вращая силовую турбину и газогенератор с соответствующими скоростями.

Основное отличие ТРД от ТРД заключается в том, что в ТРД максимальная часть энергии, вырабатываемой расширяющимся газом, используется для питания турбины, а не для создания тяги.

Эти газовые двигатели лучше всего подходят для приложений, требующих легкого веса, небольшого размера, высокой надежности и постоянной высокой производительности. Большинство вертолетов имеют турбовальный двигатель. Турбовальный двигатель также используется в качестве вспомогательного двигателя для больших самолетов. Эти двигатели также используются на станциях сжижения природного газа.

Преимущества и недостатки турбовального двигателя: –

Преимущества	Недостатки
Эти двигатели отличаются высокой надежностью.	Они производят сильный шум.
Турбовентиляторные двигатели имеют постоянную высокую производительность.	Эти газовые двигатели имеют высокие производственные затраты.
Небольшие размеры.	Им нужна высокая мощность для первоначального запуска.

6) Авиационная газовая турбина

Во-первых, они часто конструируются на газотурбинных двигателях существующих самолетов. Промышленные газовые турбины более обширны, чем авиационные производные турбины.

Во-вторых, они используются для производства электроэнергии. Поскольку эти турбины отключаются быстрее, чем промышленные двигатели, и могут быстро реагировать на изменение нагрузки, они также используются в морской промышленности для снижения веса.

Авиационная газовая турбина

7) Микротурбины

Микротурбина представляет собой газовую турбину, которая вырабатывает как электричество, так и тепло в небольших масштабах. Этот газотурбинный двигатель разработан на основе турбонагнетателей с поршневыми двигателями, небольшими реактивными двигателями или авиационными ВСУ. Их размер соответствует 25-500 кВт холодильник.

КПД микротурбин составляет около 15% без теплообменника, тогда как этот КПД составляет от 20% до 30% с теплообменником. При объединении тепла и энергии комбинированный термоэлектрический КПД может достигать 90 149 85 % 90 150 .

По сравнению с другими технологиями малой энергетики микротурбины имеют следующие преимущества:

Низкая стоимость энергии
Низкий уровень выбросов
Легкий вес
Высокая эффективность
Компактный дизайн
Небольшое количество подвижных частей
Возможность использовать отработанное топливо. В этих турбинах также можно использовать рекуперацию отработанного тепла для достижения эффективности более 80%.

Ожидается, что микротурбины займут значительную часть рынка распределенной генерации из-за их низких затрат на техническое обслуживание и эксплуатацию, низких капитальных затрат, небольшого размера и автоматического электронного управления.

Эти типы газовых турбин представляют собой эффективное и экологически чистое решение для рынков прямого привода, например компрессоров и кондиционеров.

Читайте также: Работа и типы ветряных турбин

Эффективность газовой турбины

Рабочая температура (температура воспламенения) газовой турбины влияет на ее эффективность. Чем выше температура, тем выше КПД турбины. Однако температура на входе в турбину фиксируется с помощью теплового режима, который выдерживают лопатки турбины.

В максимальных случаях температура газа на входе в турбину составляет от 1200°С-1400°С . Тем не менее, некоторые конструкторы повышают температуру на входе до 1600°C , разрабатывая покрытия лопаток и системы охлаждения, которые предотвращают термическое повреждение металлургических деталей.

Из-за мощности, необходимой для работы компрессора, КПД преобразования энергии однотактной газовой турбины составляет от 20% до 35% , и даже самая эффективная конструкция имеет КПД до 40%.

Большое количество тепла остается в выхлопных газах, температура которых на выходе из турбины достигает 600°C. Газотурбинная силовая установка с комбинированным циклом может достигать эффективности между от 55% до 60% путем рекуперации отработанного тепла в конфигурации с комбинированным циклом для создания более ценной работы.

Газовой турбины тип	Выходная мощность (MW EL)	Эффективность Comblemine Cycle (%), LH LH LICH LHINH 90V COMBILINE (%), LH LICH LHINH 90V COMBILINE (%), LH LHINH LHIH 90V . LHV
Большой вес для тяжелых условий эксплуатации	200–500	54–60	37-40
Small scale heavy duty	70-200	53-55	35-37
Aeroderivative	30-60	51-54	39 -43

Компоненты газотурбинного двигателя

Газовая турбина состоит из следующих основных частей:

Турбина
Компрессор
Вал
Камера сгорания
Коробка передач
Выхлоп

1) Компрессор: –

В состав компрессора входят основные газовые турбины. Во-первых, компрессор всасывает воздух в турбину. После этого он сжимает воздух и увеличивает давление этого воздуха в соответствии с требованиями турбины. Наконец, компрессор подает воздух в камеру сгорания со скоростью сотни миль в час.

Читайте также: Различные типы компрессоров

2) Вал: –

Вращающийся вал позволяет компрессору непрерывно всасывать воздух и повышать давление воздуха для регулирования непрерывного горения. Он имеет несколько лопастей турбины. Вал вращается вместе с вращением лопаток турбины. Избыточная мощность вала используется для запуска генератора для выработки электроэнергии.

3) Камера сгорания: —

Она состоит из ряда форсунок, которые подают постоянный поток топлива в систему сгорания и смешивают его с воздухом камеры сгорания. Смесь горит при температуре выше 2000 градусов по Фаренгейту .

Камера сгорания также включает в себя основные компоненты газовой турбины. Он создает поток газа высокого и высокого давления, который поступает в турбину и частично расширяется.

4) Секция турбины :-

Состоит из сложного набора неподвижных и вращающихся лопастей. Когда горячие дымовые газы расширяются через турбину, вращающиеся лопасти вращаются.

Вращающиеся ножи выполняют две функции:

Во-первых, это позволяет компрессору подавать больше сжатого воздуха в зону горения.
Он вращает генератор для выработки электроэнергии.

5) Редуктор:-

Редуктор турбины передает крутящий момент на приводимое оборудование.

6) Выхлоп:-

Эта деталь обеспечивает низкий уровень выбросов из секции турбины.

Преимущества и недостатки газовых турбин

Преимущества и недостатки газовых турбин приведены ниже:

Преимущества газовой турбины

Эти турбины легко транспортировать и быстро запускать.
Глобальная поддержка и услуги.
Низкие затраты и низкий расход смазочных материалов.
Можно использовать различное топливо.
Из-за избытка воздуха полностью сжигает воздух, а пламя на холодной поверхности не « гасит », что приводит к очень низким выбросам токсичных CO и HC.
Высокая доступность.
Высокая надежность.
Низкая стоимость эксплуатации.
Используйте другие чистые, возобновляемые виды топлива.
Газовые турбины имеют высокую удельную мощность.
Выделяет малотоксичные газы.
Низкие затраты на строительство.
Комплексный блок модуля производительности.

Недостатки газовой турбины

Требует высоких затрат на техническое обслуживание .
Нижняя мощность: коэффициент веса.
Использование экзотических материалов может увеличить стоимость основного двигателя.
КПД газовых турбин ниже, чем у поршневого двигателя на холостом ходу.
Более длительное время запуска, чем у поршневого двигателя.
Характерные жалобы трудно контролировать.

Применение газовой турбины

Эти турбины используются для привода самолетов.
Используется в поездах.
Эти турбины используются для привода кораблей.
Газотурбинный двигатель также используется для привода электрических генераторов.
Используются для питания насосов.
Газовая турбина использует в различных приложениях газовых компрессоров.

. Нет необходимости в фильтрации воздуха. Газовая турбина открытого цикла имеет низкий тепловой КПД. Газовая турбина замкнутого цикла имеет больший тепловой КПД, чем газовая турбина открытого цикла. Газовые турбины открытого цикла производят меньше энергии. Газовые турбины замкнутого цикла производят более высокую мощность при той же потребляемой мощности, что и газовые турбины открытого цикла. В этой турбине жидкость заменяется непрерывно. В этой турбине снова и снова циркулирует одно и то же рабочее тело. В качестве рабочей среды может использовать только воздух. Может использовать некоторые другие жидкости, такие как гелий, в качестве рабочей жидкости. Низкая стоимость обслуживания. Высокая стоимость обслуживания. Лопасти этой турбины имеют короткий срок службы. Лопасти этой турбины имеют более длительный срок службы. Требуется меньшая монтажная масса на кВт. Требуется больше монтажной массы на кВт. Газовая турбина открытого цикла имеет меньший вес, чем газовая турбина замкнутого цикла. Он очень тяжелый.

FAQ Раздел

Кто изобрел газовую турбину?

В 1791 первый газотурбинный двигатель был изобретен Джоном Барбером .

Газовая турбина работает по какому циклу?

Газовая турбина работает на основе цикла Брайтона (или Джоуля).

Для чего используются газовые турбины?

Газовые турбины используются для привода:

Поезда
Цистерны
Насосы
Промышленное оборудование
Суда
Газовые компрессоры

Какое топливо использует газовая турбина?

Газовая турбина использует такие виды топлива, как испаренное топливо нефть газ, уголь с низким содержанием британской тепловой единицы газ , технологический газ и природный газ. Но 90% газовых турбин в мире используют сжиженный природный газ или природный газ в качестве рабочего топлива.

Почему газовая турбина называется газовой турбиной?

Эта турбина известна как газовая турбина, потому что в этой турбине используется газ.

Какой тип компрессора используется в газотурбинной установке?

Многоступенчатый осевой компрессор, используемый в газотурбинной установке для твердых частиц.

Сколько времени требуется для запуска газовой турбины?

Газовая турбина двигателя внутреннего сгорания может запуститься менее чем за 5 минут до достижения полной нагрузки, в то время как запуск газовой турбины с комбинированным циклом может занять 30 минут или более.

Какие бывают газовые турбины?

Стоимость газовых турбин очень низкая по сравнению с другими типами турбин. Благодаря этому данные турбины получили наибольшее распространение во всем мире. Эти турбины имеют высокую удельную мощность. Эти турбины слишком полезны в нашей промышленности. И он имеет низкую стоимость эксплуатации и хорошую надежность.

Надеюсь, вам будут понятны все понятия, связанные с этой темой. Если у вас есть какие-либо вопросы, то вы можете сказать мне без каких-либо колебаний.

Подробнее

Различные типы турбин
Как работает шовная турбина?
Как работает ветряная турбина?
Различные типы компрессоров
Различные типы двигателей

Источник изображения:

www.aircraftsystemstech.com/

газотурбинный двигатель | Британика

Название

См. все СМИ

Похожие темы:: двигатель с регулируемым циклом
пожарная турбина
газотурбинный двигатель открытого цикла
коптильня
Цикл Брайтона

См. всю соответствующую информацию →

газотурбинный двигатель , любой двигатель внутреннего сгорания, использующий газ в качестве рабочего тела, используемого для вращения турбины. Этот термин также обычно используется для описания полного двигателя внутреннего сгорания, состоящего как минимум из компрессора, камеры сгорания и турбины.

Общие характеристики

Полезную работу или тягу можно получить от газотурбинного двигателя. Он может приводить в действие генератор, насос или воздушный винт или, в случае чисто реактивного авиационного двигателя, развивать тягу за счет ускорения потока выхлопных газов турбины через сопло. Большое количество энергии может быть произведено таким двигателем, который при той же мощности намного меньше и легче, чем поршневой двигатель внутреннего сгорания. Поршневые двигатели зависят от движения поршня вверх и вниз, которое затем должно быть преобразовано во вращательное движение с помощью коленчатого вала, тогда как газовая турбина напрямую передает мощность вращения вала. Хотя концептуально газотурбинный двигатель представляет собой простое устройство, компоненты эффективной установки должны быть тщательно спроектированы и изготовлены из дорогостоящих материалов из-за высоких температур и напряжений, возникающих в процессе эксплуатации. Таким образом, установки газотурбинных двигателей обычно ограничиваются крупными установками, где они становятся рентабельными.

Циклы газотурбинного двигателя

Большинство газовых турбин работают по открытому циклу, в котором воздух забирается из атмосферы, сжимается в центробежном или осевом компрессоре и затем подается в камеру сгорания. Здесь топливо добавляется и сжигается при практически постоянном давлении с частью воздуха. Дополнительный сжатый воздух, который проходит вокруг секции горения, а затем смешивается с очень горячими дымовыми газами, требуется для поддержания достаточно низкой температуры на выходе из камеры сгорания (фактически на входе в турбину), чтобы турбина могла работать непрерывно. Если блок должен производить мощность на валу, продукты сгорания (в основном воздух) расширяются в турбине до атмосферного давления. Большая часть мощности турбины требуется для работы компрессора; только остаток доступен для подачи работы вала к генератору, насосу или другому устройству. В реактивном двигателе турбина спроектирована так, чтобы обеспечить мощность, достаточную для привода компрессора и вспомогательных устройств. Затем поток газа выходит из турбины при промежуточном давлении (выше местного атмосферного давления) и подается через сопло для создания тяги.

Сначала рассматривается идеализированный газотурбинный двигатель, работающий без потерь по этому простому циклу Брайтона. Если, например, воздух поступает в компрессор при температуре 15 ° C и атмосферном давлении и сжимается до одного мегапаскаля, он затем поглощает тепло от топлива при постоянном давлении до тех пор, пока температура не достигнет 1100 ° C, прежде чем расширяться через турбину обратно в атмосферное. давление. Для этого идеализированного устройства потребуется мощность турбины 1,68 киловатта на каждый киловатт полезной мощности, при этом 0,68 киловатта поглощается для привода компрессора. Тепловой КПД агрегата (чистая произведенная работа, деленная на энергию, добавленную за счет топлива) составит 48 процентов.

Викторина «Британника»

Энергия и ископаемое топливо

От ископаемого топлива и солнечной энергии до электрических чудес Томаса Эдисона и Николы Теслы — мир живет за счет энергии. Используйте свои природные ресурсы и проверьте свои знания об энергии в этой викторине.

Фактическая производительность простого открытого цикла

Если для агрегата, работающего в пределах одного и того же давления и температуры, компрессор и турбина имеют КПД только 80 процентов (, т. е. , работа идеального компрессора равна 0,8-кратной фактической работе, а фактическая производительность турбины — 0,8-кратному идеальный выход), ситуация резко меняется, даже если все остальные компоненты остаются идеальными. На каждый произведенный киловатт полезной мощности турбина теперь должна производить 2,71 киловатта, а работа компрессора становится равной 1,71 киловатта. Тепловой КПД падает до 25,9.процент. Это иллюстрирует важность высокоэффективных компрессоров и турбин. Исторически сложилось так, что разработка эффективных компрессоров была труднее, чем эффективные турбины, что задержало разработку газотурбинного двигателя. Современные агрегаты могут иметь КПД компрессора 86–88 процентов и КПД турбины 88–90 процентов при проектных условиях.

Эффективность и выходная мощность могут быть увеличены за счет повышения температуры на входе в турбину. Однако все материалы теряют прочность при очень высоких температурах, а поскольку лопатки турбин движутся с высокими скоростями и подвергаются сильным центробежным нагрузкам, температура на входе в турбину выше 1100°C требует специального охлаждения лопаток. Можно показать, что для каждой максимальной температуры на входе в турбину существует оптимальная степень повышения давления. Современные авиационные ГТУ с охлаждением лопаток работают при температуре на входе в турбину выше 1370°С и степени повышения давления около 30:1.

Оформите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту.
Подпишитесь сейчас

Промежуточное охлаждение, подогрев и регенерация

В авиационных газотурбинных двигателях необходимо обращать внимание на массу и размер диаметра. Это не позволяет добавлять дополнительное оборудование для повышения производительности. Соответственно, двигатели коммерческих самолетов работают по идеализированному выше простому циклу Брайтона. Эти ограничения не распространяются на стационарные газовые турбины, в которые могут быть добавлены компоненты для повышения эффективности. Улучшения могут включать (1) снижение работы сжатия за счет промежуточного охлаждения, (2) увеличение мощности турбины за счет повторного нагрева после частичного расширения или (3) снижение расхода топлива за счет регенерации.

Первое усовершенствование предполагает сжатие воздуха при почти постоянной температуре. Хотя на практике этого достичь невозможно, это можно приблизить к промежуточному охлаждению (, т. е. , сжимая воздух в два или более этапа и охлаждая его водой между этапами до исходной температуры). Охлаждение уменьшает объем обрабатываемого воздуха, а вместе с ним и необходимую работу сжатия.

Второе усовершенствование включает повторный нагрев воздуха после частичного расширения через турбину высокого давления во втором наборе камер сгорания перед подачей его в турбину низкого давления для окончательного расширения. Этот процесс аналогичен повторному нагреву, используемому в паровой турбине.

Оба подхода требуют значительного дополнительного оборудования и используются реже, чем третье усовершенствование. Здесь горячие выхлопные газы турбины проходят через теплообменник или регенератор для повышения температуры воздуха, выходящего из компрессора перед сгоранием. Это уменьшает количество топлива, необходимое для достижения желаемой температуры на входе в турбину. Однако повышение эффективности связано с большим увеличением первоначальных затрат и будет экономически выгодным только для агрегатов, которые работают практически непрерывно.

Газотурбинный двигатель — обзор

ScienceDirect

РегистрацияВход

Газотурбинные двигатели обычно состоят из компрессора, камеры сгорания и турбины.

Из: Rotating Flow, 2011

PlusДобавить в Mendeley

R.J. Miller, in Comprehensive Composite Materials, 2000

6.10.3.4 Термическое циклирование

Газотурбинные двигатели подвергаются тысячам тепловых циклов в течение своего срока службы. Хотя газотурбинные двигатели коммерческих самолетов рассчитаны на большее количество часов работы, чем газотурбинные двигатели военных самолетов, их общее количество тепловых циклов не обязательно больше, чем у военных двигателей. Как правило, двигатели коммерческих самолетов подвергаются наиболее суровым тепловым условиям, включая температурные градиенты, во время взлета, а затем поддерживают постоянные температуры во время крейсерского полета. Военные двигатели также подвергаются серьезным тепловым изменениям во время взлета, но профиль их задач не является однородным и приводит к серьезным тепловым изменениям при срабатывании форсажных камер во время боя, скоростных пробегов или крутых подъемов. Как правило, самые тяжелые расчетные тепловые условия возникают во время переходных тепловых режимов, таких как взлет или зажигание на форсаже. Эти переходные условия приводят к серьезным нелинейным термическим градиентам по толщине структур CMC, особенно с низкой теплопроводностью, таких как композиты SiC/SiC. Однородная плоская пластина без ограничений, подвергающаяся линейному градиенту температуры по толщине, не будет иметь термического напряжения, при условии, что коэффициент теплового расширения не зависит от температуры, и равномерное распределение температуры в плоскости. Та же пластина при воздействии на нее нелинейного температурного градиента по толщине будет подвергаться тепловому напряжению. Таким образом, в то время как конструкция крепления, которая допускает свободное тепловое изгибание и рост в плоскости, сводит к минимуму тепловое напряжение, нелинейный температурный градиент, возникающий в переходных тепловых условиях, приведет к тепловому напряжению. Если внеплоскостное вращение пластины, подверженной температурному градиенту по толщине, сдерживается в точке крепления, сдерживающий момент приведет к тепловому напряжению изгиба как для линейного, так и для нелинейного температурного градиента. Поскольку температурный градиент по толщине является определяющим фактором при проектировании компонентов форсунки, таких как охлаждающие вкладыши, створки и уплотнения, важно быстро приблизить допустимый температурный градиент для определения требований к охлаждению. Можно выполнить быстрый ручной расчет, чтобы получить приблизительный допустимый температурный градиент по толщине для заданного допустимого напряжения в плоскости, предполагая линейный температурный градиент по толщине и ограниченное вращение вне плоскости

ΔT=2σ/Eα

где σ=допустимое напряжение, α=коэффициент теплового расширения и E =модуль Юнга.

View chapterPurchase book

Read full chapter

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B008042993

Claire Soares, in Gas Turbines (Second Edition), 2015

Модули газотурбинного двигателя 177

Опорные конструкции ротора 177

Основы модуля вентилятора 180

Основные модули в газовой турбине (Air, Land, или Sea Applications) 188

Компрессоры 188

Curvorors 197

Low No

7 x 895

Low No

7 x 8895

Low No

7 X 8888959 211129

Тенденции в законодательстве 213

Пример 1: Применение системы управления подачей топлива с сухим низким уровнем выбросов (DLE) (обозначение модели Trent) 214

Пример 2: Применение системы сгорания с сухим низким уровнем выбросов (DLE) (Тифон) 217

Dual DLE горелка 218

Коммерческие операции после модернизации 219

Примеры 3: Еще одно применение DLE (прежнее обозначение модели Tempest ) 224

. Исследование 40279) 224

. (30 МВт до 180 МВт) 228

Турбины 233

Перенос энергии от потока газа в турбину 236

Строительство 237

Материалы 239

Практический пример 5: Разработка турбины по технологии J, 60 сП 242

Практический пример 6: Разработка и эксплуатация газовых турбин Mitsubishi 9027 Fame 50 Гц Large-Frame

Тематическое исследование 7: Разработка технологической турбины «H» 249

Просмотр книги Глава. артикул/pii/B9780124104617000043

Warren H. HuntJr., In Comprehensive Composite Materials, 2000

6.05.2.1.2 Авиадвигатель

Газотурбинные двигатели также имеют значительные потребности в легких материалах. Эта область применения имеет богатую историю разработки инновационных материалов, и ожидание того, что MMC станут важным классом материалов в авиационных двигателях, неудивительно. В случае этого применения критическими свойствами являются как удельная жесткость, так и удельная прочность, особенно при повышенной температуре. Но, как и в случае конструкции самолета, другие свойства, включая усталость, ползучесть и стойкость к окислению, также очень важны.

Алюминиевые MMC применялись в авиационных двигателях, в частности, в области выходных направляющих лопаток вентиляторов двигателей Pratt and Whitney серии 4000, которыми оснащаются многие коммерческие самолеты Boeing 777 (рис. 3). В этом приложении экструдированный материал 6092/SiC/17.5p-T6 заменил графит/эпоксидный материал, чтобы добиться повышенной устойчивости к повреждению посторонними предметами и эрозии. Сообщалось о значительной экономии затрат на приобретение и жизненный цикл (Маруяма, 1999).

Рис. 3. Направляющая лопатка вентилятора двигателя Pratt and Whitney 4000 из экструдированного сплава 6092/SiC/17.5p материал.

Титановые MMC также исследовались для замены сплавов на основе Ni (Wei, 1992). Несмотря на то, что в этой области были проведены обширные разработки, как описано в главах 3.27 и 3.28 тома 3, фактическое применение не было реализовано.

Просмотреть главуКнига покупок

Прочитать главу полностью

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B008042993

Пол Палиес, ведущий научный сотрудник отдела предварительного смешения0005

1.1.5 Турбовальные и наземные газовые турбины

Турбовальные двигатели представляют собой газотурбинные двигатели, которые используются для вращения вала, который может, например, использоваться для приведения в движение корабля или комплекта лопастей вертолета. Наземные газотурбинные двигатели представляют собой турбовальные двигатели, которые используются для привода электрического генератора. Эти газовые турбины имеют различные размеры и вес, обеспечивая мощность от низкой до высокой. Они имеют ограниченные ограничения (за исключением вертолетов) на требования к пространству по сравнению с авиационными двигателями, и, следовательно, их эффективность может быть повышена. Это осуществляется, например, за счет использования тепла, выходящего из турбины, для производства пара через парогенератор, который используется для питания паровой турбины. Такая схема работы называется конфигурацией комбинированного цикла.

Просмотреть главуКнига покупок

Прочитать главу полностью

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B9780128199961000093

Layer

L.M. Amoo, and Applications of Heat, Mass0ary Bound

13.5 Газотурбинные установки – идеальный воздушный цикл Брайтона

Современные газотурбинные двигатели интенсивно разрабатывались в первой половине 20-го века и сегодня используются в самых разных областях. Поскольку они были впервые применены в 1930-х годов они произвели революцию в электроэнергетике [14]. В области силовой установки они используются для большинства военных и коммерческих самолетов, а также широко используются в морских силовых установках и некоторых крупных наземных транспортных средствах. Они также широко используются для выработки электроэнергии на коммунальных и небольших электростанциях. Недавняя доступность недорогого природного газа в качестве топлива и характеристики сравнительно быстрого и легкого запуска и остановки (по сравнению с большой установкой цикла Ренкина) увеличили количество газотурбинных машин, используемых для удовлетворения как базовой нагрузки, так и спроса. всплески в электроэнергетике. В обычной конфигурации используется газотурбинный двигатель, соединенный с генератором, при этом тепло выхлопных газов турбины используется в качестве основного источника тепла для цикла Ренкина со вторым генератором. Общая эффективность этих установок с комбинированным циклом может быть очень высокой. Фактически, энергосистемы с комбинированным циклом являются наиболее эффективными тепловыми двигателями, и ожидается, что в ближайшие годы они вытеснят свои однотактные аналоги. Это связано с наблюдаемым типом теплового КПД. Например, энергосистема Mitsubishi Hitachi M501JAC, блок комбинированного цикла мощностью 57 МВт, продемонстрировала тепловой КПД 64%. Точно так же GE-9HA.02, двигатель с комбинированным циклом мощностью 826 МВт, также достиг теплового КПД более 64%. Siemens, другой производитель двигателей, прогнозирует, что их газовая турбина класса HL будет иметь КПД почти 65%.

Кроме того, на основе данных, собранных компанией Forecast International (FI), рыночной фирмой, базирующейся в Ньютауне, штат Коннектикут, США, на мировом рынке газовых турбин, включая как авиационные (коммерческие и военные), так и неавиационные (электроэнергетические, механические и морские ), производство в 2017 году оценивалось в 84,3 млрд долларов США по сравнению с 77,1 млрд долларов США в 2016 году. Прогнозируется, что к 2032 году эта стоимость достигнет 100 млрд долларов США, т.е.% роста за 15 лет. Это, несомненно, продолжает демонстрировать значимость газотурбинных установок [14].

Газотурбинный двигатель работает, сжимая воздух до высокого давления, сжигая топливо в потоке воздуха, что увеличивает давление и температуру, затем расширяя выхлопные газы высокого давления через турбину для выполнения работы. Часть или вся работа, производимая турбиной, используется для питания компрессора. Эти шаги являются общими для всех газотурбинных двигателей, но остальная часть конфигурации зависит от конструкции и назначения двигателя. В турбовинтовых двигателях, вертолетных двигателях и двигателях, используемых для морского и наземного транспорта и производства электроэнергии, турбина извлекает всю работу, которую практически можно получить от потока горячего газа. Часть этой работы используется для питания компрессора, а остальная часть направляется через редуктор, который, в свою очередь, связан с конечным использованием: пропеллер для авиационных и морских двигателей, ротор для вертолетов, генератор для выработки электроэнергии. Турбовентиляторные двигатели, которые используются для движения в большинстве крупных коммерческих самолетов, работают аналогично, но работа, превышающая требуемую для компрессора, используется для питания канального вентилятора [15]. В турбореактивных двигателях, которые широко используются в высокопроизводительных военных самолетах, двигатель сконструирован так, что турбина извлекает из газового потока только работу, достаточную для питания компрессора. Поток газа с высокой энтальпией, выходящий из турбины, направляется в сопло, и возникающая в результате тяга высокоскоростного потока газа используется для непосредственного приведения в движение самолета.

В качестве базовой модели, описывающей процессы в газотурбинном двигателе, используется идеальный воздушный стандартный цикл Брайтона. Цикл показан в координатах T-s на рис. 13.6. Идеальный воздушный стандартный цикл Брайтона состоит из четырех шагов. Предполагается, что в качестве рабочего тела на протяжении всего цикла используется только воздух. Первая ступень представляет собой компрессорный процесс (1–2) за счет адиабатического обратимого (изоэнтропического) сжатия. На втором этапе добавление топлива и горение заменяется подводом тепла при постоянном давлении (2–3). Расширение через турбину представлено адиабатическим и обратимым расширением (3–4). В реальном двигателе выхлопные газы на выходе из турбины направляются в выпускное отверстие или выходное отверстие сопла. В цикле Брайтона процессы выхлопа и впуска заменяются процессом отвода тепла при постоянном давлении (4–1).

Рисунок 13.6. Идеальный воздушный стандартный цикл Брайтона.

Каждая стадия цикла Брайтона может быть проанализирована как открытая система с использованием первого закона термодинамики

Q˙ba−aW˙b=m˙⁎(hb−ha),

где Q˙ — скорость тепловыделения передачи, W˙ – мощность, m˙ – массовый расход, ч – удельная энтальпия, индексы a и b относятся к начальному и конечному состояниям соответственно. Для процесса сжатия (1–2), используя допущение о постоянной удельной теплоемкости, удельную работу можно выразить как

(13.28)w21=cp⁎T1⁎(1−(rp)k−1k),

где cp — удельная теплоемкость при постоянном давлении, T — температура, k — коэффициент удельной теплоемкости, и rp — отношение давлений, определяемое как p2/p1. Удельный подвод тепла в процессе подвода тепла при постоянном давлении (2–3) составляет

(13,29)q32=cp(T3−T2).

Работа расширения (3–4) равна

(13,30)w43=cp⁎T3⁎(1−(rp)−k−1k),

и отвод тепла на заключительном этапе цикла (4– 1) равно

(13.31)q14=cp(T1−T4).

Общий КПД цикла можно выразить как

(13.32)η=wnetqin=1−(rp)−k−1k.

Подобно случаю идеального стандартного воздушного цикла Отто, обсуждавшегося в разд. 13.2, эффективность цикла идеального стандартного воздушного цикла Брайтона зависит только от отношения давлений для данного газа и монотонно возрастает с увеличением отношения давлений. С практической точки зрения максимальная температура, которую может достичь двигатель, ограничивается свойствами материала первого ряда лопаток турбины (по существу, в точке 3 на рис. 13.6). Поскольку максимальная температура ограничена, слишком высокое повышение степени сжатия приводит к небольшой полезной работе, даже если эффективность цикла высока. И наоборот, очень низкое отношение давления также имеет небольшую чистую работу в дополнение к низкой эффективности. Это показано на рис. 13.2. 9В координатах 0278 T-s площадь, заключенная в цикл, пропорциональна чистой работе, и на рис. 13.7 видно, что как высокое, так и низкое отношение давления дают меньшую удельную чистую работу, чем промежуточное значение. Для заданных температур на входе (T1) и максимальной (T3) температуры можно вывести выражение для отношения давлений, которое приводит к максимальной полезной удельной работе

Рисунок 13.7. Максимальная сетевая работа.

(13,33)(rp)max⁡network=(T3T1)k2⁎(k−1).

В то время как эффективность всегда важна, для авиационных силовых установок, работающих близко к степени давления для максимальной полезной удельной работы, также очень важно максимизировать отношение мощности к весу двигателя.

Для применений, где отношение мощности к массе не так важно, в отличие от авиационных двигателей, где оно является наибольшей проблемой, в настоящих газотурбинных двигателях регулярно используется регенерация, промежуточное охлаждение и повторный нагрев. При регенерации теплообменник, называемый регенератором, используется для улавливания тепла от выхлопного потока и добавления его к воздушному потоку после сжатия и перед этапом подвода тепла. Это снижает количество необходимого подаваемого тепла (топлива) и повышает эффективность за счет (включая капитальные затраты, техническое обслуживание, дополнительный вес и падение давления) дополнительного теплообменника. Промежуточное охлаждение и подогрев используются в многоступенчатых машинах для увеличения производительности при тех же пиковых температурах и давлениях. В двухступенчатом устройстве технологический воздух будет частично сжиматься до максимального давления, затем охлаждаться при постоянном давлении, а затем сжиматься на оставшейся части пути. Это называется промежуточным охлаждением. Для повторного нагрева, начиная с пиковой температуры, воздух частично расширяется от низкого до низкого давления, затем снова нагревается (больше топлива) при постоянном давлении и, наконец, расширяется до конца пути. Эти процессы показаны на рис. 13.8. В стоимость входит дополнительное оборудование: компрессоры, турбины, теплообменники. Промежуточное охлаждение и повторный нагрев сами по себе могут снизить общую эффективность цикла, поэтому они никогда не используются, если не используется также регенерация.

Рисунок 13.8. Промежуточное охлаждение и подогрев.

Для идеального стандартного воздушного цикла Брайтона стадии сжатия и расширения предполагаются адиабатическими и обратимыми (изоэнтропическими), поэтому они не связаны с образованием энтропии. Второй закон термодинамики можно выразить как

(13.34)σgen=sb−sa−qbaTb,

, где s — энтропия свойства, q — удельная теплопередача, а Tb — граничная температура, при которой происходит теплообмен. Для подвода тепла при постоянном давлении (2–3) и отвода тепла (4–1) можно применить второй закон термодинамики, чтобы получить эти выражения для удельного производства энтропии

(13.35)σgen=cp⁎[ln⁡(T3T2)−T3−T2Tb]

для подвода тепла и

(13. 36)σgen=cp⁎[ln⁡(T1T4)−T1−T4Tb]

для теплоотдача.

С одной стороны, анализ генерации энтропии функционирует как инструмент проектирования при оптимизации эффективности и работы в технических системах [16], особенно в газотурбинных системах. Однако, с другой стороны, было предложено, чтобы термодинамическая оптимизация основывалась на максимальном тепловом КПД или максимальной производительности, а не на подходе к проектированию, основанном на энтропии [17]. Неизменно существуют особые обстоятельства или случаи, когда минимальное производство энтропии приводит к максимальному производству работы.

Идеальный воздушный стандартный цикл Брайтона обеспечивает простое и краткое представление основных процессов в газотурбинном двигателе. Он точно отражает те же тенденции эффективности, свойств и производительности, что и реальные двигатели, и обеспечивает хорошую отправную точку для более подробного анализа. Представленный здесь простой термодинамический анализ позволяет понять общий цикл и может быть использован для первоначального проектирования. При необходимости могут быть добавлены дополнительные уточнения, включая неидеальное сжатие и расширение, переменную удельную теплоемкость, фактические процессы сгорания, а не просто подвод тепла, потери тепла, трение потока и многое другое.

Просмотреть книгу Глава покупки

Читать полная глава

URL: https://www.sciendirect.com/science/article/pii/b978012817949

19

Sudhangshu Bose, в High Demplic Coating, 2007

955 9000

40004 Sudhangshu Bose, в High Demplic Coating, 2007

955995995959595950118 9000

9000

Sudhangshu Bose, In High Tratch Coating.

Морские газотурбинные двигатели уникальны тем, что они мобильны и работают в суровых условиях, включая сушу, открытый океан и арктическую среду. Некоторые из этих условий могут присутствовать одновременно. В результате материалы, применяемые в морской технике, подвергаются сильной коррозии. Поэтому сплавы и покрытия нуждаются в соответствующей защите. Как правило, сплавы и покрытия с высоким содержанием хрома работают лучше (Conde and McCreath, 19).80). Ряд покрытий был испытан в судовом двигателе GE LM2500 (Grisik et al., 1980; Grossklaus, et al., 1986), который используется для большого класса судов. Этот двигатель произошел от военной версии TF39 и коммерческого аналога CF6. Испытания проводились на нескольких конструкциях двигателей на борту ГТД А дм. Вт. Каллаган . В дополнение к периодическому снятию двигателя также проводились частые проверки бороскопом с интервалом примерно в 400 часов. Недавно была проведена дальнейшая оценка радужного ротора на корабле LM2500, установленном на корабле ВМС Австралии 9.0278 HMAS Дарвин . На основе всех только что описанных испытаний общая матрица покрытия и результаты испытаний с точки зрения прогнозируемого срока службы приведены в таблице 10.7.

Таблица 10.7. Coating Composition, Process, Supplier, and Results of Rainbow Test

Coating	Process (Supplier)	Test Result
BC21 Co22. 5Cr10.5Al0.3Y (3.5–4.5 mil ) (Стандартное производственное покрытие для LM2500 ВМС США)	PVD (3.5–4.5 mil) (Chromalloy)	12000 hrs life
BC23	PVD CoCrAl + Codeposition of	13000–20000 hrs Life
Co26Cr12Al1Hf5Pt (4.5–5.5 mil)	Al, Hf in pack + Pt electroplate followed by diffusion heat treat
BC23	LPPS	Baseline
BC22		Between BC21 and
Co26Cr10.Al2.5Hf	LPPS	BC23
BC23 (плазма) + Cr (5–6 мил) Co22.Cr10 0.5 milCr pack (25% near BC 23 to 40% near diffusion zone)	LPPS + Pack Chromizing	Better than BC23
Hi Cr CoCrAlY Co30Cr12Al0.5Y	LPPS	Eq to BC21
BC21 + PVD 20YSZ TBC	LPPS + EB-PVD	Эрозия, некоторая лопатка, без горячего корри
PT Алюминид	Пакет (Chromalloy)	∼12000 HRS Life

. Некоторые из них некоторые из них на таблице. Судовой двигатель GE LM2500 (Wortman, 1985). Постэкспозиционный микроструктурный анализ показал, что горячая коррозия II типа была основным способом деградации из-за образования легкоплавкой эвтектики C0SO ₄ –Na ₂ СО ₄ . В полевых условиях как трехслойный, так и однослойный BC23 с плазменным напылением показали себя лучше, чем базовый BC21 (рис. 10.6). Данные испытаний, опять же, подтверждают преимущества Pt, Cr и реактивного элемента Hf. Они также демонстрируют потенциальные барьерные эффекты ТБХ, химически устойчивого к сульфатам.

Рисунок 10.6. Микроструктуры трех металлических покрытий с размахом 10% на передней кромке лопатки турбины второй ступени на LM2500 в конце 5884 часов эксплуатации, демонстрирующие различные степени горячей коррозии типа II: (a) BC21 с более агрессивным воздействием, чем (b) три однослойное BC23 и (c) однослойное BC23 с плазменным напылением (D. J. Wortman, Сравнение характеристик плазменного напыления и физического осаждения из паровой фазы покрытий BC23 в LM2500, Дж. Вак. науч. Технол. А , 1985, 3(6), 2532–2536).

Воспроизведено с разрешения Американского института физики.

Просмотр книги Глава Черта

Читать полная глава

URL: https://www.scienceedirect.com/science/article/pii/b9780750682527500111

в Pergamon Material Series, 1998

918

. фазы

Образование вторичных фаз характерно для многих материалов и в используемом здесь контексте определяется как образование фаз, отличных от первичных упрочняющих фаз или преобладающих фаз в дуплексных сплавах. Охрупчивающими фазами могут быть карбиды, бориды, топологически плотноупакованные (TCP) фазы, такие как σ или μ, или «нерастворимые» соединения, такие как Al ₇ Cu ₂ Fe в алюминиевых сплавах. Они также могут быть полезными, обеспечивая реакции вторичного упрочнения, как, например, при низкотемпературном выделении η-фазы в γ’-упрочненном сплаве IN939 (Delargy and Smith 1983). Но чаще всего они приводят к ухудшению механических свойств, как это наблюдается при образовании σизг в нержавеющих сталях. Поэтому понимание образования этих фаз имеет решающее значение при разработке и обработке материалов. Для суперсплавов на основе Ni формирование σ и родственных фаз беспокоило разработчиков сплавов в течение многих лет. Они являются основными материалами в аэрокосмических газотурбинных двигателях, отказ критических компонентов которых может иметь катастрофические последствия. Поэтому в следующих двух подразделах будут показаны примеры того, как методы CALPHAD могут использоваться для понимания и помощи в управлении фазами TCP.

10.6.1.1 Формирование σ-фазы в суперсплавах на основе никеля

Концепция «σ-безопасности» была одним из наиболее важных критериев при разработке суперсплавов (Sims 1987), а в прошлом наиболее распространенным метод предсказания этого был с помощью таких методов, как PHACOMP, которые основаны на концепции среднего числа электронов и дырок,
N¯υ, составленный из средневзвешенного
Значения N¯υ для различных элементов. Сама по себе концепция PHACOMP проста и удобна в использовании, но есть ряд вопросов, касающихся ее использования и теоретического обоснования. Например, значения N _v , используемые для расчета N _v , обычно корректируются эмпирически, чтобы соответствовать опыту, и модель не может объяснить, почему σ появляется в тройной системе Ni-Cr-Mo, но не наблюдается в двойной системе Ni-Cr или Ni. -Мо. Кроме того, хотя она и якобы коррелирует с границей раздела γ и σ, она не дает информации ни об области температур, в которой σ может быть стабильной, ни о взаимодействии этой границы с γ/μ или γ/Лавесом. границы.

Используя маршрут CALPHAD, теперь можно рассчитать фактическую температуру σ-сольвуса, которая определяет температуру, ниже которой будет формироваться σ, и может быть однозначно использована для определения «σ-безопасности». Хорошим примером этой концепции является Udimet ^® 720 (U720), состав которого приведен ниже (Keefe et al. 1992).

Al 1466 Zr

	c	Cr	Co	Mo	W	Ti	B
U720	0.035	18.0	14.7	3.0	1.25	5.0	2.5	0.033	0.03
U720LI	0.01	16.0	14.7	3,0	1,25	5,0	2,5	0,015	0,03

. Сначала использовался на территории газового турбина, и для Engines для долгой террориза00°C (Keefe et al. 1992), но его превосходные всесторонние свойства позволяют предположить, что его также можно использовать в качестве сплава для аэрокосмических дисков. К сожалению, в то время как длительное воздействие высоких температур вызывало лишь незначительную восприимчивость к σ, его использование при 750°C быстро приводило к образованию больших количеств σ (Keefe et al. 1992). Ясно, что сплав был либо близок, либо чуть ниже своего σ-сольвуса при более высокой температуре, и было обнаружено, что необходимо снизить уровни Cr, чтобы дестабилизировать σ при более низких температурах. Это привело к разработке U720LI с содержанием Cr на 2 мас.% меньше, чем у U720. Уровни C и B также были снижены, чтобы уменьшить образование боридов и карбидов, которые действовали как центры зародышеобразования для образования σ.

На рис. 10.46 показан рассчитанный фазовый % в зависимости от температуры для U720, и видно, что его σ-сольвус действительно близок к 900 °C, а при 750 °C сплав будет содержать значительные уровни σ, что прекрасно согласуется с экспериментальными данными. наблюдение. Киф и др. (1992) дополнительно определил диаграммы TTT для U720 и U720LI, которые показаны на рис. 10.47. Снижение уровня Cr должно уменьшать σ-сольвус, и, поскольку высокотемпературная часть диаграммы ТТТ асимптотирует температуру σ-сольвуса, две диаграммы ТТТ должны иметь четкие и отдельные кривые. Принимая σ-сольвус, рассчитанный для U720 и U720LI, было предложено (Saunders 1995, 1996в), что диаграммы ТТТ должны иметь вид, как показано на рис. 10.48.

Рисунок 10.46. График зависимости расчетного молярного процента фазы от температуры для U720

Рисунок 10.47. Диаграммы TTT для формирования σ для U720 и U720LI по Keefe et al. (1992).

Рисунок 10.48. Диаграммы ТТТ для U720 и U720LI, основанные на расчетных температурах σ-сольвуса.

10.6.1.2 Влияние Re на образование TCP в жаропрочных сплавах на основе Ni

Поскольку газотурбинные двигатели проектируются и изготавливаются для работы при все более и более высоких тяговооружённых характеристиках, необходимо было повысить температурную устойчивость большинства компонентов. В частности, это относится к лопаткам турбин высокого давления (ВД), где разработка новых сплавов идет по пути, связанному как с развитием микроструктуры, так и с новыми химическими составами. Лопасти турбин высокого давления в настоящее время обычно представляют собой монокристаллические материалы, в которых границы зерен удалены с помощью новых методов литья. Для лезвий HP также были разработаны варианты сплавов, которые обычно содержат Re на уровне от 2 до 6 мас.%. Поскольку Re является таким тяжелым элементом, это относится к небольшой добавке в атомном выражении, но влияние на такие свойства, как ползучесть и прочность, заметно. Re также оказывает глубокое влияние на температуру, при которой наблюдаются TCP, существенно повышая ее (Darolia и др. 1988, Эриксон и др. 1985). Причина этого не совсем понятна с точки зрения подхода PHACOMP (Darolia et al. 1988), и поэтому интересно посмотреть, как методы CALPHAD могут работать с таким элементом, как Re.

CMSX-4 представляет собой монокристаллический суперсплав второго поколения и обычно имеет состав Ni-6,3Cr-9Co-0,6Mo-6W-6,5Ta-3Re-5,6Al-1Ti-0,1Hf (в вес.%). На рис. 10.49 показан рассчитанный фазовый % в зависимости от температуры для этого сплава, и большинство аспектов его фазового поведения кажутся хорошо согласованными. Высокотемпературная фаза TCP — это R , в отличном согласии с работой Proctor (1992), и ее предсказанный состав также хорошо согласуется с Proctor (1992), с W и Re почти в равных пропорциях (~35 мас.% каждого). Ясно, что разделение Re на фазу R особенно сильно и еще сильнее в σ, где уровни могут достигать 45 вес.%. Хотя образование TCP-фаз явно усиливается из-за того, что они очень богаты Re, их количество в сплаве ограничено общим уровнем Re, в данном случае только 3 мас.%. Следовательно, количества σ и R никогда не поднимается до катастрофических уровней, как это было видно в предыдущем примере с U720. Следствием этого является то, что Re-содержащие монокристаллические сплавы, такие как CMSX-4, могут быть относительно устойчивыми к образованию TCP, даже если их температуры образования могут быть высокими.

Рисунок 10.49. График зависимости молярного процента фазы от температуры для жаропрочного сплава CMSX-4 на основе никеля.

Чувствительность образования TCP к Re может быть дополнительно подчеркнута при изучении того, что происходит с CMSX-4, когда уровень Re снижается на ½–1,5 мас. %, что сопровождается соответствующим увеличением уровня W. В этом случае температура сольвуса падает примерно на 50°С. Аналогичное упражнение по замене Re на W было выполнено Даролией 9.0278 и др. (1988), и наблюдаемые ими вариации температуры начала образования TCP вполне согласуются с этим.

Также очевидно, что существует сложное взаимодействие между тремя основными фазами TCP, σ, R и P, , причем иногда наблюдается μ (Darolia et al. 1988, Proctor 1992, Walston et al. 1996). Чтобы изучить это более подробно, были проведены расчеты для CMSX-4 путем альтернативного суспендирования двух из трех основных TCP-фаз и расчета поведения сплава только с одной из фаз, которым разрешено образовываться в любой момент времени (рис. 10.50). Температуры сольвуса для R, P и σ соответственно были рассчитаны как близкие друг к другу при 1045°, 1034° и 1026° соответственно, а фазы R и P особенно близки по стабильности во всем диапазоне температур. Таким образом, ясно, что взаимодействие между различными TCP-фазами будет зависеть от состава сплава, и действительно, изменения уровней Re, W и Cr приведут к тому, что либо σ, R , либо P станут доминирующей TCP-фазой.

Рисунок 10.50. График расчетного мольного процента фазы в зависимости от температуры для суперсплава CMSX-4 на основе Ni, в котором в любой момент времени допускается образование только одной TCP-фазы.

Просмотреть главуКнига покупок

Прочитать главу полностью

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1470180498800308

7.2.4.1 Описание данных датчиков и результатов индивидуального прогнозирования

РНИ авиационного газотурбинного двигателя тесно связана с его состоянием. Для контроля состояния можно использовать несколько видов сигналов, таких как температура, давление, скорость и соотношение воздуха. В этом исследовании 21 датчик был установлен в различных компонентах авиационного двигателя (вентилятор, LPC, HPC, LPT, HPT, камера сгорания и сопло) для контроля состояния двигателя самолета. 21 сенсорный сигнал, как указано в таблице 7.1, был получен от вышеупомянутых сенсоров. Из этих 21 сенсорного сигнала некоторые сигналы содержат мало информации об ухудшении или вообще не имеют ее, в то время как другие содержат довольно много информации, а некоторые сенсорные данные также загрязнены шумами измерений. Чтобы повысить точность и эффективность прогнозирования RUL для прогнозирования состояния авиационного газотурбинного двигателя, необходимо тщательно выбрать важные сенсорные сигналы, чтобы охарактеризовать поведение деградации. Наблюдая за поведением деградации 21 сенсорного сигнала, для этого исследования были выбраны семь (2, 4, 7, 8, 11, 12 и 15). Подробную информацию о скрининге сенсорных сигналов можно найти в Ref. [39].

Таблица 7.1. Aircraft gas turbine engine sensor signals

Index	Symbol	Description	Units
1	T2	Total temperature at fan inlet	°R
2	T24	Суммарная температура на выходе ЦНД	°R
3	T30	Суммарная температура на выходе ЦВД	°R
4	T50	Total temperature at LPT outlet	°R
5	P2	Pressure at fan inlet	psia
6	P15	Total Давление в байпас-галстуке	PSIA
7	P30	Общее давление на выпускной клетке HPC	PSIA
8	NF	. 0014	rpm
9	Nc	Physical core speed	rpm
10	Epr	Engine Pressure ratio	−
11	Ps30	Static pressure at HPC outlet	PSIA
12	PHI	Соотношение потока топлива к PS30	PPS/PSI
13	NRF	Скоро0014	rpm
14	fNR	Corrected core speed	rpm
15	BPRht	Bypass ratio	−
16	carBN	Burner fuel–air ratio	−
17	BleedP	Bleed enthalpy	−
18	f-dmd	Demanded fan speed	rpm
19	CNfR-dmd	Demanded corrected fan speed	rpm
20	W31	HPT coolant bleed	lbm/s
21	W32	LPT coolant bleed	фунт/с

°R , температурная шкала Ранкина; фунтов на квадратный дюйм , абсолютные фунты на квадратный дюйм; об/мин , оборотов в минуту; pps , импульсов в секунду; фунтов на квадратный дюйм фунтов на квадратный дюйм; lbm/s , фунт массы в секунду.

На основе этих выбранных сенсорных сигналов были собраны сенсорные данные со 100 авиационных газотурбинных двигателей. Циклы каждого авиационного двигателя записывались с момента сбора данных до времени отказа авиационного двигателя, при этом истинным RUL авиационного двигателя были оставшиеся циклы. Первые 80 наборов данных датчиков использовались для обучения моделей DSR, SVM и RNN, и часть этих обучающих данных показана в таблице 7.2. Последние 20 наборов данных датчиков были выбраны в качестве набора тестовых данных, показанного в таблице 7.3, и использовались для прогнозирования RUL авиационного двигателя, причем эти истинные значения RUL также использовались для проведения сравнения и оценки.

Таблица 7.2. Часть данных тренировочного датчика и соответствующий истинный RUL

№ двигателя.	Sensor index							True RUL
№ двигателя.	2	4	7	8	11	12	15	True RUL
1	549. 57	1131.44	139.11	2211.82	45,40	372,15	9,3753	213
2	549.23	1118.22	139.61	2211.93	36.55	164.55	9.3291	140
3	607.8	1255.38	334.42	2323.91	47.38	521.42	9.2258	134
4	607.39	1251.56	334.91	2323.92	45.44	371.47	9.2169	141
5	607.71	1243.86	335.88	2323.86	41.95	130.48	9.2073	337
6	555.34	1130.96	195.24	2223	36,44	164,22	9,3191	209
7	641,96	139613 1	641,96	139613 139613 13968 139618 139618 139618	6420013 553. 78	2388.01	41.71	183.17	8.3879	142
8	642.46	1399.74	554.72	2387.98	37.82	131.07	8.4062	255
⋮	……							⋮
80	537.15	1046.75	175.68	1915.17	36.75	164.29	10,9054	284

Таблица 7.3. Двадцать наборов данных тестовых датчиков и соответствующие истинные RUL

№ двигателя.	Sensor index							True RUL
№ двигателя.	2	4	7	8	11	12	15	True RUL
1	605. 33	1311.9	394.18	2318.89	47.42	521.50	8.6735	229
2	536.85	1050.4	175.48	1915.37	41.73	182.84	10.8788	238
3	607.38	1251.31	335.21	2323.98	41.89	130.53	9.1805	254
4	536.81	1048.51	175.52	1915.29	45.13	372.04	10.9181	154
5	604.5	1312.73	394.26	2318.94	44.15	315.49	8.6487	209
6	536.61	1043.49	175.7	1915.4	36.61	164.82	10.8712	190
7	536. 22	1049.95	175.93	1915.16	47.53	521.41	10.9118	145
8	536.69	1049.83	175.72	1915.15	44.46	315.50	10.8939	204
9	549.22	1117.36	138.22	2211.88	41.76	182.78	9.3481	170
10	607.95	1257.83	335.12	2323.99	41.88	183.55	9.2579	175
11	607.46	1249.82	334.96	2323.92	44.24	315.52	9.2305	225
12	549.54		12	549.54			549.54		549.54	549. 54	549.54	0014	139.12	2212.03	45.21	372.08	9.3592	235
13	555.42	1120.64	195.09	2222.91	36.50	164.92	9.2745	249
14	536.91	1050	176.05	1915.12	36.70	164.32	10.945	192
15	549.73	1126.21	138.61	2211.83	41.92	130.33	9.3685	186
16	604.52	1301.44	394.61	2318.93	41.85	131.31	8.6476	128
17	555.26	1119.84	194.76	2223.02	41. 91	130.87	9.2915	174
18	549.42	1135.99	139.45	2211.72	44.38	314.29	9.3726	228
19	536.32	1053.89	175.77	1915.28	44.43	315.28	10.8831	225
20	549.58	1119.72	138.9	2211.93	9.3707	36.64	164.76	284

To train the DSR, SVM, RNN, the sensor data from the training data sets were chosen as the input data, and the corresponding true RUL данные были выбраны в качестве соответствующих моделей целевых значений. Затем были инициализированы значения параметров для трех отдельных прогностических моделей и рассчитана ошибка между выходными значениями и целевыми значениями. Если ошибка была меньше заданного порогового значения, то эффективность алгоритма прогнозирования оценивалась как хорошая; если нет, соответствующие значения параметров были скорректированы. На этапе тестирования данные датчиков из наборов тестовых данных вводились в обученные модели DSR, SVM, RNN, и соответственно рассчитывались соответствующие прогностические значения RUL для каждого отдельного алгоритма прогностики. Три прогностических результата для трех отдельных алгоритмов прогнозирования, полученные с помощью программного обеспечения Matlab, показаны в таблице 7.4.

Таблица 7.4. Индивидуальная прогностика и результаты прогностики слияния

	Prognostic method				True RUL
	DSR	SVM	RNN	Fusion prognostics	True RUL
1	258.715	202.861	192.151	214.052	229
2	250.473	198.451	250.458	232. 834	238
3	260.473	188.451	219.652	220.392	254
4	181.943	129.782	132.286	145.139	154
5	230.982	152.521	179.324	184.398	209
6	236.004	164.048	147.341	177.342	190
7	168.009	117.584	126.329	134.796	145
8	232.684	176.384	159.069	185.147	204
9	201.942	135.809	145.328	157.630	170
10	201.109	143.682	148.728	161.388	175
11	201. 304	240.548	198.319	213.476	225
12	275.897	218.157	200.451	227.165	235
13	274.107	231.341	204.045	232.537	249
14	249
14	0013 228.142	153.208	159.512	176.203	192
15	201.341	158.452	160.691	171.085	186
16	152.482	112.051	117.149	125.113	128
17	201.902	150,971	143.961	162.240	174
162.240	174
0012	18	259.421	190.106	204.021	214.298	228
19	254. 013	188.146	190.613	207.172	225
20	301.452	249.314	259.105	267.400	284

Посмотреть главуКнига покупок780128122075000079

Desmond E. Winterbone FREng, BA, BSc, PhD, DSc, Ali Turan, in Advanced Thermodynamics for Engineers (Second Edition), 2015

17.6 Problems

P17.1: A gas газотурбинный двигатель работает между минимальной температурой T ₁ и максимальной температурой T ₃ . Покажите, что оптимальная степень сжатия для максимальной производительности равна

rp=(T3T1)κ2(κ−1)

P17.2

Газотурбинный двигатель работает при температуре от 300 до 1200 К. Степень повышения давления равна 12, а рабочее тело — CO ₂ . Предположим, что процесс изоэнтропический,

(1): Определите КПД и коэффициент использования цикла. Принять отношение теплоемкостей CO ₂ , κCO2=1,3.
(2): Рассчитайте максимальную чистую работу. Предположим, что cp(CO2)=0,9 кДж/кгK

[0,436, 0,556, 270 кДж/кг]

P17.3

Предположим, что отношение давлений максимальное. Определите эффективность и коэффициент использования цикла в P17.1.

[0,75, 0.]

P17.4

Воздух при температуре 290 К поступает в компрессор газотурбинного двигателя. Температура увеличивается до 1350 К, когда он поступает в турбину. Степень повышения давления составляет 15, а выходная мощность — 5 МВт. Предположим, что весь процесс изоэнтропический, оцените

1.: Термическая эффективность.
2.: Расход топлива. Низшая теплотворная способность топлива Qp′ составляет 44 000 кДж/кг.
3.: Соотношение работы турбины и работы компрессора.

Возьмем коэффициент теплоемкости, κ _воздух = 1,38; c _p = 1,05 кДж/кгK.

[0,526, 0,114 кг/с, 2,2]

P17.5

Газовая турбина работает при степени сжатия 8. Воздух поступает в компрессор при температуре 290 К и вытекает из камеры сгорания при 1400 К. КПД компрессора и турбины равны 0,8 и 0,9 соответственно. Используется теплообменник с эффективностью 0,85. Предполагая изоэнтропический процесс, рассчитайте тепловой КПД и полезную выходную мощность двигателя. Массовый расход составляет 1 кг/с. Примем коэффициент теплоемкости κ _воздух = 1,38; с _p = 1,005 кДж/кгK.

[0,61, 653,9 кВт]

P17.6

Докажите, что ниже приведена оптимальная степень повышения давления для промежуточного охлаждения газовых турбин с теплообменом:

1 9000 1/2.

Предположим, что процессы в турбине и компрессоре изоэнтропические, и эффективность теплообменника ε = 1,0.

P17.7

Воздух поступает в компрессор газотурбинного двигателя при 0,1 МПа, 300 К и сжимается до 0,8 МПа. Воздух нагревается до максимальной температуры 1100 К, а затем расширяется в две ступени, каждая со степенью повышения давления, равной 3. Промежуточная температура повторного нагрева составляет 1100 К. Предположим, что C _p постоянна и не зависит от температуры, определяет эффективность цикла. Примем коэффициент теплоемкости κ = 1,4.

[0.41]

P17.8

A turbojet is travelling at high Mach number and the ambient pressure, p _a , and temperature, T _a , are 0.5 bar and 220 К соответственно. Также известно, что температура торможения на входе в компрессор составляет T ₀₁ = 400 K. Если КПД впускного сопла изоэнтропический, η _i = 0,8, найти степень повышения давления, p ₀₁ / ₃ /

[5.8]

P17.9

Если степень повышения давления компрессора ТРД в P17. 8 равна 13,0, а изоэнтропический КПД равен 0,8, рассчитать давление торможения 8 p 91 температура Т ₀₂ на выходе из компрессора.

[37,7 бар, 940,5 K]

P17.10

Если компрессор (для ТРД в P17.8 и P17.9) потребляет 7500 кВт мощности, рассчитайте падение температуры турбины ( 9027 ₀₃ − T ₀₄ ) и массовый расход всасываемого воздуха. КПД механической трансмиссии составляет 0,99, а массовый расход топлива незначителен.

[483,7 К, 13,74 кг/с]

P17.11

Предположим, что температура на входе в турбину T ₀₃ (для двигателя, рассматриваемого в P17.8–P17.10) равна 1700 К, а давление на входе в рабочее сопло p ₀₄ с давлением 2,1 бар и изоэнтропическим КПД 0,95. Определить удельную тягу двигателя при засорении сужающегося движительного сопла.

[285,9 м/с]

P17. 12

Рассмотрим двухконтурный ТРДД с вентилятором, приводимым в действие турбиной низкого давления, и компрессором, приводимым в действие турбиной высокого давления. Используются отдельные сопла для холодного и горячего выхлопа. Рассчитайте полную тягу при следующих условиях.

Overall Pressure Ratio

25.0

Fan pressure ratio

1.8

Turbine inlet temperature

1500 K

Fan, compressor isentropic efficiency

0.9

Изэнтропический КПД турбины

0,95

Изэнтропический КПД каждого сопла

0,95

Механический КПД каждого золотника

0,99

Потеря давления камеры сгорания

1,3 Бар

Скорость массового потока потока холодного сопла

130 кг/с

Скорость массового потока из хот -носителя

Предположим, что на уровне моря статические условия, при которых давление и температура окружающей среды составляют 1,0 бар и 300 К соответственно.

[59,1 кН]

Посмотреть главуКнига покупок

Прочитать главу полностью

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B9780444633736000174

Вернон Л. Эриксен, в технологии рекуперации тепла, 2017

8 Роль котла-утилизатора в электростанции

Хотя газотурбинный двигатель является сердцем когенерационной электростанции с комбинированным циклом или газовой турбиной, правильно спроектированный котёл-утилизатор имеет решающее значение для успешного применения. Газовая турбина обычно представляет собой несколько стандартный продукт, который поставляется в нескольких фиксированных размерах. Его мощность зависит от условий окружающей среды. Паровые турбины также имеют фиксированные размеры. Котел-утилизатор, с другой стороны, может быть спроектирован по индивидуальному заказу с использованием относительно стандартных функций. Эта возможность индивидуального проектирования котла-утилизатора дает возможность смешивать и сочетать ряд стандартных газовых и паровых турбин для различных применений. Стоит отметить, что хорошо спроектированный HRSG не знает и не заботится о том, работает ли он в комбинированном цикле или в приложении когенерации. Он просто реагирует на ввод от газовой турбины для производства пара в условиях, требуемых приложением.

Котел-утилизатор выполняет несколько других функций, поддерживая не только газовую турбину, но и всю электростанцию. Когда выхлопной газ газовой турбины не содержит энергии, достаточной для удовлетворения потребностей электростанции, в котёл-утилизатор может быть включена горелка для увеличения его мощности. Горелка обеспечивает очень эффективное использование потребляемого топлива. Если выбросы газовой турбины не соответствуют требованиям проекта, можно включить катализатор угарного газа для снижения уровня угарного газа, а катализатор селективного каталитического восстановления можно включить для снижения уровня оксидов азота. Ребристые трубы, используемые в котлах-утилизаторах, обеспечивают существенное снижение уровня шума, присутствующего в выхлопных газах газовой турбины, а в котле-утилизаторе могут быть предусмотрены дополнительные глушители для еще большего снижения уровня шума.

Просмотреть главуКнига покупок

Прочитать главу полностью

Основная функция двигательной установки любого самолета состоит в том, чтобы
обеспечить силу преодоления лобового сопротивления самолета, эта сила равна
называется тягой. Как винтовые самолеты, так и реактивные двигатели
получают свою тягу от ускорения потока воздуха —
Основное различие между ними заключается в количестве воздуха.
ускоренный. Пропеллер разгоняет большой объем воздуха за счет
небольшое количество, в то время как реактивный двигатель ускоряет небольшое
объем воздуха на большое количество. Это можно понять по
Второй закон движения Ньютона, который резюмируется уравнением
F=ma (сила = масса x ускорение) . В принципе
сила или тяга (F) создается за счет ускорения массы
воздуха (м) по ускорению (а).

Пропеллер ускоряет большой объем воздуха на
небольшое количество

Реактивный двигатель разгоняет небольшой объем воздуха на
крупная сумма

Учитывая, что тяга пропорциональна расходу воздуха и что
двигатели должны быть рассчитаны на большую тягу на единицу двигателя
размера, отсюда следует, что разработчик реактивного двигателя, как правило,
попытаться максимизировать поток воздуха на единицу размера двигателя.
Это означает максимизацию скорости, с которой воздух может входить в
двигатель, и часть площади впуска, которая может быть отведена
к воздушному потоку. Газотурбинные двигатели, как правило, намного превосходят
поршневые двигатели в этих отношениях, поэтому поршневые реактивные
двигатели не разработаны.

Рабочий цикл
газовая турбина

Газотурбинный двигатель по сути является тепловым двигателем, работающим на воздухе.
в качестве рабочего тела для обеспечения тяги. Для этого воздух
прохождение через двигатель приходится ускорять; это означает
что скорость или кинетическая энергия воздуха должны быть
вырос. Сначала увеличивается энергия давления, а затем
добавление тепловой энергии перед окончательным преобразованием обратно в
кинетическая энергия в виде высокоскоростной струи.

Основное механическое устройство
газовой турбины относительно просто. Он состоит только из
четыре части:

компрессор, который используется для повышения давления (и
температура) поступающего воздуха.

2. Один или несколько
камер сгорания в
какое топливо впрыскивается в воздух высокого давления в виде тонкой
распыляют и сжигают, тем самым нагревая воздух. Давление
остается (почти) постоянным во время горения, но как
при повышении температуры каждый килограмм горячего воздуха должен занимать
больший объем, чем в холодном состоянии, и поэтому расширяется
через турбину.

3.
Турбина, которая преобразует
часть этой температуры повышается до энергии вращения. Этот
энергия используется для привода компрессора.

4.
Выхлоп
сопло, которое ускоряет воздух, используя остаток
энергия, добавленная в камеру сгорания, создающая высокую скорость
реактивный выхлоп.

Схема
газотурбинный двигатель (ТРД)

Это обобщение, однако, не распространяется на детальное
конструкция компонентов двигателя, где необходимо учитывать
из-за высоких рабочих температур камер сгорания
и турбина; влияние различных потоков на
лопатки компрессора и турбины; и конструкция выхлопа
система, через которую выбрасываются газы, образуя
реактивная струя.

Компрессор

В газовой турбине
двигателя сжатие воздуха осуществляется одним из двух
основные типы компрессоров, один из которых дает центробежный поток, а другой
другой осевой поток. Оба типа приводятся в движение двигателем
турбины и обычно соединены непосредственно с валом турбины.

Рабочее колесо центробежное
Компрессор с центробежным потоком
работает
рабочее колесо
для ускорения воздуха и диффузор для получения необходимого
повышение давления. Выход потока из центробежного компрессора радиально
(под углом 90° к направлению полета) и, следовательно, должен быть
перенаправляется обратно в камеру сгорания, что приводит к
падение эффективности. В осевом компрессоре используется
чередующиеся ряды вращающихся (роторных) лопастей, чтобы ускорить
воздух и неподвижные (статорные) лопасти для рассеивания воздуха, пока
достигается требуемый подъем давления.
Повышение давления
который можно получить на одной ступени осевого компрессора
намного меньше повышения давления, достижимого за один
центробежная ступень. Это означает, что при одном и том же повышении давления
осевому компрессору нужно много ступеней, а центробежному
компрессору может понадобиться только один или два.
Осевой компрессор
(статоры опущены для ясности). это высокое давление
компрессор от двигателя General Electric F404
Конструкция двигателя с использованием
центробежный компрессор, как правило, имеет большую переднюю часть.
площади, чем при использовании осевого компрессора. Это отчасти
следствием конструкции центробежного рабочего колеса, и
отчасти из-за необходимости диффузора перенаправлять
течь обратно в камеру сгорания. В качестве осевого
компрессору требуется больше ступеней, чем центробежному компрессору
для эквивалентного повышения давления двигатель, спроектированный с
осевой компрессор будет длиннее и тоньше, чем один
разработан с использованием центробежного компрессора. Это, плюс
возможность увеличения общего перепада давления в осевом
компрессора путем добавления дополнительных ступеней привело к
использование осевых компрессоров в большинстве конструкций двигателей, однако,
центробежный компрессор по-прежнему предпочтительнее для небольших
двигатели, где это простота, прочность и легкость
изготовления перевешивают любые другие недостатки.

Камера сгорания
Камера сгорания имеет сложную задачу сжигания больших
количества топлива, подаваемого через топливные форсунки, с
большие объемы воздуха, подаваемые компрессором, и
выделяя полученное тепло таким образом, что воздух
расширенный и ускоренный, чтобы дать плавный поток равномерно
нагретый газ. Эта задача должна быть решена с минимальным
потери давления и с максимальным тепловыделением в
доступное ограниченное пространство.
Количество топлива, добавляемого в
воздуха будет зависеть от требуемого повышения температуры. Однако,
максимальная температура ограничена диапазоном 850
до 1700 С материалами, из которых изготовлены лопатки турбины и
форсунки сделаны. Воздух уже нагрет до
200 и 550 С за счет работы компрессора, что дает
требование повышения температуры от 650 до 1150 C от
процесс горения. Поскольку температура газа определяет
тяга двигателя, камера сгорания должна быть способна
поддержание стабильного и эффективного сгорания в широком диапазоне
условий работы двигателя.
Температура газа после
температура горения составляет от 1800 до 2000 C, что слишком жарко для
вход в сопло направляющих лопаток турбины. Воздух не
используется для сжигания, что составляет около 60 процентов
общий поток воздуха, поэтому постепенно вводится в
пламенная трубка. Примерно треть этого газа используется для
понизить температуру внутри камеры сгорания; остаток
используется для охлаждения стенок жаровой трубы.
Существуют три основных типа камер сгорания, используемых для
газотурбинные двигатели. Это многокамерные,
может-кольцевая камера и кольцевая камера.
Многокамерный
Этот тип камеры сгорания
используется в двигателях с центробежным компрессором и более ранних
Типы осевых компрессоров. это прямой
развитие раннего типа
Уиттл двигатель
камера сгорания. Камеры расположены радиально вокруг
воздух, подаваемый двигателем и компрессором, направляется по воздуховодам в
отдельные камеры. Каждая камера имеет внутреннюю жаровую трубу.
вокруг которого находится воздушный кожух. Отдельные жаровые трубы
все взаимосвязаны. Это позволяет каждой трубке работать на
такое же давление, а также позволяет горению распространяться
вокруг жаровых труб во время запуска двигателя.

А
многокамерная камера сгорания

Канально-кольцевая камера
Этот тип
камера сгорания ликвидирует эволюционный разрыв между
множественные и кольцевые типы. Установлено несколько жаровых труб
внутри общего воздушного кожуха. Воздушный поток похож на этот
уже описано. Эта схема сочетает в себе простоту
капитальный ремонт и испытание мультисистемы с
компактность кольцевой системы.

А
баллонно-кольцевая камера сгорания

Кольцевая камера
Этот тип
камера сгорания состоит из одной жаровой трубы, полностью
кольцеобразной формы, которая содержится во внутреннем и внешнем
кожух. Основное преимущество кольцевой камеры сгорания
заключается в том, что при той же выходной мощности длина патронника
составляет всего 75 процентов от канально-кольцевой системы
того же диаметра, что приводит к значительной экономии веса
и стоимость. Еще одним преимуществом является устранение возгорания.
Проблемы с распространением из камеры в камеру.

Ан
кольцевая камера сгорания

Турбина
У турбины есть задача
обеспечивает питание для привода компрессора и вспомогательного оборудования. Это
делает это, извлекая энергию из горячих газов, выпущенных
из системы сгорания и расширяя их до более низких
давление и температура. Непрерывный поток газа, к которому
турбина подвергается воздействию, может попасть в турбину при температуре
от 850 до 1700 C, что намного выше точки плавления
современной технологии материалов.

Турбина высокого давления
ступень от ТРД CFM56
Чтобы создать вращающий момент,
турбина может состоять из нескольких ступеней, каждая из которых использует одну
ряд неподвижных направляющих лопаток и один ряд подвижных лопаток.
Количество стадий зависит от соотношения между
мощность, требуемая от газового потока, скорость вращения при
которого она должна быть изготовлена, и диаметр турбины
разрешенный. Конструкция направляющего аппарата сопла и турбины
проходы лопастей в целом основаны на аэродинамических соображениях,
и для получения оптимальной эффективности, совместимой с компрессором
и конструкции камеры сгорания, направляющих лопаток сопла и турбины
лопасти имеют основную форму аэродинамического профиля.

Лопасть турбины с
отверстия для охлаждения
Стремление обеспечить высокий КПД двигателя требует высокого
температура на входе в турбину, но это вызывает проблемы, так как
лопасти турбины должны будут работать и прослужить долго
периоды эксплуатации при температурах выше точки их плавления.
Эти лезвия, раскаленные докрасна, должны быть достаточно прочными, чтобы
нести центробежные нагрузки из-за вращения на высокой скорости.
Для работы в этих условиях холодный воздух вытесняется из
много мелких отверстий в лезвии. Этот воздух остается близким к
лезвие, предотвращая его плавление, но не отвлекая
существенно влияет на общую производительность двигателя. никель
сплавы используются для изготовления лопаток турбины и сопла
направляющие лопатки, потому что эти материалы демонстрируют хорошие
свойства при высоких температурах.

Выхлопная форсунка

Газовая турбина
двигатели для самолетов имеют выхлопную систему, которая пропускает
Газы нагнетания турбины выбрасываются в атмосферу со скоростью
необходимом направлении, чтобы обеспечить необходимую тягу.
Таким образом, конструкция выхлопной системы оказывает значительное
влияние на работу двигателя. Крест
площади сечения струйной трубы и выталкивающей или выпускной
сопло влияет на температуру на входе в турбину, массовый расход,
а также скорость и давление выхлопной струи.
Основная функция выхлопной системы
состоит в том, чтобы сформировать правильную площадь выхода и предотвратить нагрев
проводимость к остальной части самолета. Использование тяги
реверс (чтобы помочь замедлить самолет при посадке), шум
глушитель (для глушения шумной выхлопной струи) или регулируемый
площадь выходного отверстия (для повышения эффективности двигателя в течение
более широкий диапазон условий эксплуатации) производит более сложную
вытяжная система.

Базовая выхлопная система

Более сложная выхлопная система
с двухпозиционным соплом
и шумоглушителем

Форсажные камеры
Помимо основных компонентов газотурбинного двигателя,
один другой процесс иногда используется для увеличения
тяга данного двигателя. Дожигание (или повторный нагрев) — это метод
увеличения основной тяги двигателя для улучшения
взлет самолета, набор высоты и (для военного самолета) бой
производительность.
Дожигание состоит из введения и сжигания сырой
топливо между турбиной двигателя и реактивной трубой, движущей
сопло, использующее несгоревший кислород в выхлопных газах для
поддерживают горение. В результате повышается температура
выхлопных газов увеличивает скорость вылета струи
метательное сопло и, следовательно, увеличивает мощность двигателя
толкать. Эта повышенная тяга может быть получена за счет использования
двигатель побольше, но это увеличило бы вес, лобовое
площадь и общий расход топлива. Дожигание обеспечивает
лучший метод увеличения тяги на короткие периоды времени.
Дожигатели очень неэффективны, так как требуют
непропорциональное увеличение расхода топлива на доп.
тягу они производят. Дожигание используется в тех случаях, когда топливо
эффективность не критична, например, при взлете самолета
с коротких ВПП, так и в бою, где быстрое увеличение
Иногда может потребоваться скорость.

Типовое оборудование для форсунок
Двигатели
пропустить навигацию
Что такое воздухоплавание? | Динамика
полета | Самолеты | Двигатели
| История полета | какая
это УЭТ?
Словарь | Весело
и игры | Образовательные ссылки | Урок
Ланс | Индекс сайта | Главная
Как работает реактивный двигатель?
Скачать Real Media
56k 256k
Скачать Windows
Медиаплеер
56k 256k
НОВИНКА!
Видео «Как работает реактивный двигатель».
Мы считаем само собой разумеющимся, насколько легко самолет весом более половины
миллион фунтов отрывается от земли с такой легкостью. Как это происходит?
Ответ прост. Это двигатели.
Позвольте Терезе Беньо из Исследовательского центра Гленна НАСА объяснить
подробнее…
Как указано в НАСА
Пункт назначения Завтра.
Реактивные двигатели двигают самолет вперед с большой силой, создаваемой
огромная тяга и заставляет самолет лететь очень быстро.
Все реактивные двигатели, которые также называются
газовые турбины,
работают по тому же принципу. Двигатель всасывает воздух спереди с помощью вентилятора.
Компрессор повышает давление воздуха. Компрессор изготовлен
с множеством лопастей, прикрепленных к валу.
Лопасти вращаются с большой скоростью и сжимают или сжимают воздух.
Сжатый
затем воздух распыляется топливом, и электрическая искра зажигает смесь.
горящие газы расширяются и выбрасываются через сопло в задней части двигателя.
Когда струи газа выбрасываются назад, двигатель и самолет устремляются вперед.
Когда горячий воздух направляется к соплу, он проходит через другую группу лопастей.
называется турбиной. Турбина крепится к тому же валу, что и компрессор.
Вращение турбины приводит к вращению компрессора.
На изображении ниже показано, как воздух проходит через двигатель. Воздух проходит через
ядра двигателя, а также вокруг ядра. Это приводит к тому, что часть воздуха
быть очень жарко, а некоторые быть прохладнее. Затем холодный воздух смешивается с горячим
воздуха в районе выходного отверстия двигателя.

Это изображение того, как воздух проходит через двигатель
Что такое тяга?

Тяга
поступательная сила, которая
толкает двигатель и, следовательно, самолет вперед. Сэр
Исаак Ньютон обнаружил, что «для каждого действия существует равное
и противоположная реакция». Этот принцип используется в двигателе.
в большом объеме воздуха. Воздух нагревается, сжимается и замедляется.
Воздух прогоняется через множество вращающихся лопастей. Смешивая этот воздух со струей
топлива, температура воздуха может достигать трех тысяч градусов.
энергия воздуха используется для вращения турбины. Наконец, когда воздух уходит,
он выталкивается из двигателя назад. Это заставляет самолет двигаться вперед.
Детали реактивного двигателя
Поклонник —
Вентилятор является первым компонентом в
турбовентиляторный. Большой вращающийся вентилятор всасывает большое количество воздуха. Большинство лезвий
вентилятора изготовлены из титана. Затем он ускоряет этот воздух и разделяет его на
две части. Одна часть продолжается через «сердцевину» или центр двигателя, где
на него воздействуют другие компоненты двигателя.
Вторая часть «обходит» ядро двигателя. Он проходит через канал
который окружает ядро к задней части двигателя, где он производит большую часть
сила, толкающая самолет вперед. Этот более прохладный воздух помогает успокоиться
двигатель, а также добавление тяги к двигателю.
Компрессор —
Компрессор первый.
компонент ядра двигателя. Компрессор состоит из вентиляторов с множеством лопастей.
и крепится к валу. Компрессор сжимает поступающий в него воздух.
площади постепенно уменьшаются, что приводит к увеличению атмосферного давления. Этот
приводит к увеличению энергетического потенциала воздуха. Сжатый воздух
нагнетается в камеру сгорания.
Камера сгорания —
В камере сгорания воздух смешивается
топливом, а затем загорелся. Есть целых 20 форсунок для распыления топлива в
воздушный поток. Смесь воздуха и топлива воспламеняется. Это обеспечивает высокий
температура, мощный воздушный поток. Топливо сгорает с кислородом в сжатом
воздуха, образуя горячие расширяющиеся газы. Внутренняя часть камеры сгорания часто изготавливается
керамических материалов для обеспечения термостойкой камеры. Тепло может достигать
2700°.
Турбина —
Поток воздуха с высокой энергией приближается
из камеры сгорания поступает в турбину, заставляя лопатки турбины вращаться.
Турбины соединены валом для вращения лопаток компрессора и
для вращения впускного вентилятора спереди. Это вращение забирает энергию у
поток высокой энергии, который используется для привода вентилятора и компрессора. Газы
вырабатываемые в камере сгорания, движутся через турбину и раскручивают ее лопасти.
Турбины реактивного самолета вращаются тысячи раз. Они закреплены на валах
которые имеют несколько комплектов шарикоподшипников между ними.
Сопло —
Форсунка – это выпускной канал
двигатель. Это часть двигателя, которая фактически создает тягу для
самолет. Энергетически обедненный воздушный поток, прошедший через турбину, в дополнение к
более холодный воздух, миновавший сердцевину двигателя, создает силу при выходе из
сопло, которое толкает двигатель и, следовательно, самолет вперед.
Сочетание горячего воздуха и холодного воздуха выбрасывается и производит выхлоп,
что вызывает тягу вперед.
Перед соплом может стоять смеситель ,
который сочетает в себе высокотемпературный воздух, поступающий из ядра двигателя, с
более низкая температура воздуха, пропущенного через вентилятор. Миксер помогает сделать
двигатель тише.
Первый реактивный двигатель — А
Краткая история ранних двигателей
Сэр Исаак Ньютон в 18 веке был
первым предположил, что взрыв, направленный назад, может привести в движение машину
вперед с огромной скоростью. Эта теория была основана на его третьем законе
движение. Когда горячий воздух устремляется назад через сопло, самолет движется вперед.
Анри Жиффар построил дирижабль с двигателем
первым авиационным двигателем, паровой машиной мощностью в три лошадиные силы. Это было очень
тяжелый, слишком тяжелый, чтобы летать.
В 1874 году Felix de Temple построил моноплан.
который пролетел всего лишь короткий прыжок вниз с холма с помощью паровой машины, работающей на угле.
Отто Даймлер , изобретен в конце 1800-х годов
первый бензиновый двигатель.
В 1894 году американец Хирам Максим
пытался оснастить свой тройной биплан двумя паровыми двигателями, работающими на угле. Это только
пролетел несколько секунд.
Первые паровые машины приводились в действие нагретым углем и, как правило,
слишком тяжел для полета.
Американский Сэмюэл Лэнгли сделал модель самолета
которые приводились в движение паровыми двигателями. В 1896 году он успешно летал на
беспилотный самолет с паровым двигателем, получивший название Аэродром .
Он пролетел около 1 мили, прежде чем выдохся. Затем он попытался построить полный
размерный самолет Aerodrome A, с газовым двигателем. В 1903 году он
разбился сразу после спуска с плавучего дома.
В 1903 году братьев Райт
летал, Летчик , с бензиновым двигателем мощностью 12 лошадиных сил
двигатель.
С 1903 года, года первого полета братьев Райт, до конца 19 века.30-е годы
газовый поршневой двигатель внутреннего сгорания с воздушным винтом.
единственное средство, используемое для приведения в движение самолетов.
Это был Фрэнк Уиттл , британский пилот,
который разработал и запатентовал первый турбореактивный двигатель в 1930 году.
Первый успешный полет двигателя Уиттла
в мае 1941 года. Этот двигатель отличался многоступенчатым компрессором и
камеру, одноступенчатую турбину и сопло.
В то же время, когда Уиттл работал в Англии,
Ганс фон Охайн
работал над подобным проектом в Германии. Первый самолет, успешно
использование газотурбинного двигателя было немецким
Heinkel He 178, август 1939 года. Это был первый в мире турбореактивный двигатель.
полет.
General Electric построила первый американский реактивный двигатель для ВВС США.
Реактивный самолет . Именно экспериментальный самолет ХР-59А совершил первый полет в октябре 19 г. 42.
Типы реактивных двигателей
Турбореактивные двигатели
Основная идея
турбореактивный двигатель
просто. Воздух, поступающий из отверстия
в передней части двигателя сжимается в 3-12 раз по сравнению с исходным давлением
в компрессоре. Топливо добавляется в воздух и сжигается в камере сгорания.
повысить температуру жидкой смеси примерно до 1100–1300 °F
F. Полученный горячий воздух проходит через турбину, которая приводит в действие компрессор.
Если турбина и компрессор исправны, давление на выходе из турбины
будет почти в два раза выше атмосферного давления, и это избыточное давление направляется
к соплу для создания высокоскоростного потока газа, создающего тягу.
Значительное увеличение тяги может быть получено за счет использования
форсаж.
Это вторая камера сгорания, расположенная после турбины и перед
сопло. Форсажная камера повышает температуру газа перед соплом.
Результатом этого повышения температуры является увеличение примерно на 40 процентов
по тяге на взлете и гораздо больший процент на высоких скоростях, как только самолет
находится в воздухе.
Турбореактивный двигатель является реактивным двигателем. В реактивной машине расширяющиеся газы
сильно надавите на переднюю часть двигателя. Турбореактивный двигатель всасывает воздух и сжимает
или сжимает его. Газы проходят через турбину и заставляют ее вращаться. Эти газы
отскакивать назад и стрелять из задней части выхлопа, толкая самолет вперед.
Изображение ТРД
Турбовинтовой
А
турбовинтовой двигатель
представляет собой реактивный двигатель, прикрепленный к воздушному винту. Турбина на
задняя часть вращается горячими газами, и это приводит в движение вал, приводящий в движение
пропеллер. Некоторые небольшие авиалайнеры и транспортные самолеты оснащены турбовинтовыми двигателями.
Как и турбореактивный, турбовинтовой двигатель состоит из компрессора,
камера и турбина, давление воздуха и газа используется для запуска турбины, которая
затем создает мощность для привода компрессора. По сравнению с турбореактивным двигателем,
турбовинтовой двигатель имеет лучшую двигательную эффективность при скоростях полета ниже примерно
500 миль в час. Современные турбовинтовые двигатели оснащены воздушными винтами,
имеют меньший диаметр, но большее количество лопастей для эффективной работы
при гораздо более высоких скоростях полета. Чтобы приспособиться к более высоким скоростям полета, лопасти
имеют форму ятагана с загнутыми назад передними кромками на концах лопастей. Двигатели
с такими пропеллерами называются винтовентиляторы .
Изображение турбовинтового двигателя
ТРДД
А
турбовентиляторный двигатель
имеет большой вентилятор спереди, который всасывает
воздуха. Большая часть воздуха обтекает двигатель снаружи, что делает его работу тише.
и давая больше тяги на малых скоростях. Большинство современных авиалайнеров оснащены
турбовентиляторами. В ТРД весь воздух, поступающий во впуск, проходит через
газогенератор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и
турбина. В турбовентиляторном двигателе только часть поступающего воздуха попадает в
камера сгорания. Остаток проходит через вентилятор или компрессор низкого давления.
и выбрасывается непосредственно в виде «холодной» струи или смешивается с выхлопом газогенератора.
для создания «горячей» струи. Целью такой обходной системы является увеличение
тяги без увеличения расхода топлива. Это достигается за счет увеличения
суммарный расход воздушной массы и снижение скорости при том же суммарном запасе энергии.
Изображение турбовентиляторного двигателя
Турбовальные валы
Это еще одна форма газотурбинного двигателя, который работает так же, как турбовинтовой.
система. Он не приводит в движение пропеллер. Вместо этого он обеспечивает питание вертолета.
ротор. Турбовальный двигатель устроен так, что скорость вертолета
ротор не зависит от скорости вращения газогенератора. Это позволяет
скорость ротора должна оставаться постоянной, даже если скорость генератора
менялись, чтобы модулировать количество производимой мощности.

Изображение турбовального двигателя
ПВРД
ПВРД — это
самый простой реактивный двигатель и не имеет движущихся частей. Скорость реактивного «тарана»
или нагнетает воздух в двигатель. По сути, это турбореактивный двигатель, в котором вращается
техника исключена. Его применение ограничено тем, что его
степень сжатия полностью зависит от скорости движения вперед. ПВРД не развивает статических
тяга и очень небольшая тяга вообще ниже скорости звука. Как следствие,
ПВРД требует некоторой формы вспомогательного взлета, например, другого самолета.
Posted inДвигатель
Навигация по записям
Previous Post Жидкость для раскоксовки двигателя: Средство для раскоксовки двигателя Хадо Антикокс аэрозоль 320мл
Next Post Гранта двигатель 8 клапанов: Двигатели Лада Гранта — подробные характеристики
Copyright 2021 Негосударственное частное образовательное учреждение Учебный технический Центр «Светофор». Все права защищены