Содержание
Читать онлайн «Теория газотурбинных двигателей», В. М. Корнеев – ЛитРес
© В. М. Корнеев, 2019
ISBN 978-5-4485-9958-3
Создано в интеллектуальной издательской системе Ridero
Назначение и принцип работы
Входные устройства предназначены для подвода к компрессору двигателя потребного количества воздуха.
Воздухозаборники должны обеспечивать:
а) большие значения коэффициента сохранения полного давления;
б) малое внешнее сопротивление воздухозаборника;
в) равномерность потока на входе в компрессор двигателя;
г) устойчивую работу двигателя на всех режимах полета и работы ГТД.
Повышение давления происходит частично в воздухозаборнике и в компрессоре.
Принцип действия воздухозаборника заключается в следующем. Самолет перемещается относительно воздушного потока, а поток перемещается относительно двигателя с этой же скоростью. Поток тормозится, кинетическая энергия его уменьшается, что будет сопровождаться повышением давления и температуры воздуха.
Увеличение скоростей полета воздушных судов приводит к повышению значения воздухозаборников. При дозвуковых скоростях полета повышение давления от скоростного напора в воздухозаборнике незначительно.
На сверхзвуковых скоростях полета значительно повышается давление воздуха во входном устройстве за счет скоростного напора. Газодинамические процессы в воздухозаборниках стали более значительно влиять на на ее устойчивую работу двигателя.
При увеличении скорости полета роль воздухозаборника в общем сжатии воздуха значительно возрастает. Так например, при М полета больше 4 степень сжатия воздуха во входном устройстве настолько велика, что эффективная работа двигателя может быть достигнута без компрессора.
Воздухозаборники современных самолетов имеют систему регулирования, обеспечивающую согласованную работу воздухозаборника и компрессора двигателя. В результате регулирования воздухозаборников обеспечивается получение максимальной тяги и устойчивая работа в широком диапазоне режимов работы двигателя.
На сверхзвуковых скоростях полета задача регулирования состоит в том, чтобы удержать систему скачков (особенно замыкающий прямой скачок) в оптимальном положении. Это достигается перепуском излишнего воздуха в атмосферу и изменением площади поперечного сечения воздухозаборника. Перепуск лишнего воздуха в атмосферу осуществляется открытием специальных створок, установленных в воздухозаборнике.
При взлете и малых скоростях полета несмотря на полностью раскрытый воздухозаборник воздуха для нормальной работы двигателя не хватает. Чтобы не нарушить нормальной работы двигателя на этих режимах полета дополнительно открываются перепускные створки и воздух, минуя воздухозаборник, напрямую поступает к двигателю. Возможны и другие способы регулирования, например, изменением углов центрального конуса.
Воздухозаборник сверхзвукового воздушного судна состоит из воздухозаборника, перепускных и противопомпажных створок и сложной автоматики.
Для предотвращения попадания в двигатель пыли, песка, и других предметов в двигатель во входном устройстве установлены защитные приспособления.
Попадание мелких предметов уменьшает ресурс двигателя, приводит к снижению тяги, увеличению удельного расхода топлива, а в отдельных случаях может вызвать выход двигателя из строя.
Чем больше расход воздуха и чем ближе двигатель расположен к поверхности взлетно-посадочной полосы, тем вероятнее попадание в него посторонних предметов.
Для защиты двигателя в воздухозаборнике устанавливают неубирающиеся или убирающиеся после взлета решетки и сетки. Такие защитные устройства увеличивают массу и лобовое сопротивление двигателя.
Для защиты турбореактивных двигателей от попадания посторонних предметов применяют также воздушную завесу, заключающуюся в том, что отбираемый от двигателя воздух через специальные сопловые аппараты под давлением (в виде струи) отсекает вертикальный поток воздуха, идущий с земли. Эта система отключается при уборке шасси.
Эффективность торможения воздуха в воздухозаборнике авиадвигателя определяется потерями давления воздуха при торможении потока и потерями, обусловленными силами трения воздуха о стенки воздухозаборника.
Коэффициент сохранения полного давления входного устройства оценивает газодинамические потери в процессе торможения воздушного потока. Он представляет собой отношение полного давления за воздухозаборником (на входе в двигатель) к полному давлению воздуха в набегающем потоке перед ним.
Суммарное внешнее сопротивление входного устройства складывается из сопротивления обечайки воздухозаборника и сопротивления средств перепуска воздуха.
Коэффициент расхода воздуха характеризует производительность входного устройства и определяется как отношение действительного расхода воздуха через воздухозаборник к максимально возможному расходу.
Условием совместной работы входного устройства и компрессора двигателя является согласование их расходов воздуха.
Обеспечение устойчивой работы воздухозаборника является важнейшим требованием, так как связано с надежностью работы двигателя и безопасности полетов.
Пристального внимания требуют вопросы размещения двигателя на летательном аппарате.
Это объясняется тем, что входное устройство двигателя интерферирует с планером воздушного судна и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу.
Воздушный поток, возмущенный элементами воздушного судна, может иметь значительную неравномерность перед входом во входное устройство двигателя, особенно при эволюциях самолета. В этом случае выбор места расположения двигателя должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки. Образующиеся при обтекании поверхностей воздушного судна пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника двигателя и оказывать отрицательное влияние на его внутренние процессы.
Дозвуковые входные устройства
Дозвуковые входные устройства большинства двигателей имеют сужающийся профиль проточной части, что обеспечивает равномерное поле скоростей на входе в компрессор и снижает вероятность образования вихрей и отрыва потока от стенок воздухозаборника.
Параметры рабочего процесса в воздухозаборнике определяются состоянием окружающего воздуха, скоростью полета самолета, режимом работы двигателя и геометрическими характеристиками проточной части двигателя.
Дозвуковое входное устройство имеет переднюю часть с плавными очертаниями входной кромки. Плавное очертание входной кромки воздухозаборника необходимо для предотвращения срыва потока и создания равномерного поля скоростей на входе в компрессор двигателя. Дальнейшее движение воздуха по расширяющемуся каналу приводит к уменьшению его скорости и увеличению его давления.
При околозвуковых скоростях полета характеристики дозвуковых входных устройств ухудшаются.
Особенно высокие требования предъявляются к воздухозаборникам двухконтурных двигателей. Это вызвано тем, что при небольшой степени повышения давления в наружном контуре двигателя даже небольшое увеличение потерь во входном устройстве уменьшает тягу и ухудшает экономичность двухконтурного двигателя.
Сверхзвуковые входные устройства
На двигателях современных сверхзвуковых самолетов применяются воздухозаборники, которые различаются принципом организации процесса торможения сверхзвукового потока (числом скачков и их расположением), формой поперечного сечения входных устройств, расположением их на летательном аппарате и рядом других признаков.
Торможение набегающего потока в воздухозаборниках двигателей сверхзвуковых самолетов осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения воздуха. С этой целью применяются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько последовательных или пересекающихся скачков уплотнения, заканчивающихся обычно прямым скачком.
Сверхзвуковые входные устройства можно разделить на три типа:
– входные устройства внешнего сжатия;
– входные устройства смешанного сжатия;
– входные устройства внутреннего сжатия.
Они различаются местом расположения скачков уплотнения. В первом случае косые скачки уплотнения воздуха располагаются перед плоскостью входа входного устройства. Во втором случае часть скачков уплотнения воздуха располагается вне и часть внутри воздухозаборника. В третьем – все скачки уплотнения находятся внутри воздухозаборника.
Значительное удаление прямого скачка уплотнения от плоскости входа воздухозаборника вызывает помпаж двигателя.
При критических режимах работы входного устройства появляются высокочастотные пульсации потока воздуха, получившие название «зуда».
Изменение углов атаки оказывает значительное влияние на характеристики и запас устойчивости сверхзвуковых входных устройств.
Наибольшее влияние изменение углов атаки на сверхзвуковые входные устройства наблюдаются у осесимметричных воздухозаборников.
В результате возникновения окружной неравномерности потока воздуха происходит уменьшение коэффициента расхода воздуха, коэффициента сохранения полного давления воздуха и уменьшается запас устойчивости входного устройства. При этом значительно уменьшается расход воздуха через двигатель и его тяга.
Изменение направления потока воздуха, обтекающего входное устройство, в точности соответствует изменению угла атаки только у лобовых воздухозаборников.
При расположении воздухозаборников двигателя у боковых поверхностей фюзеляжа изменение углов набегающего потока на входное устройство оказывается большим, чем изменение улов атаки воздушного судна из-за местных возмущений потока, создаваемых фюзеляжем самолета.
Чтобы не допускать снижения коэффициента запаса устойчивости входного устройства при полете воздушного судна с большими углами атаки применяют выдвижение конуса у осесимметричного или клина у плоского воздухозаборника.
Помпаж авиадвигателя возможен при сверхзвуковых скоростях полета самолета и на таких режимах, при которых либо мала пропускная способность авиадвигателя, либо чрезмерно велика пропускная способность входного устройства.
Помпаж авиадвигателя проявляется в том, что возникают колебания давления и расхода воздуха по всему газовоздушному тракту двигателя.
Помпаж входного устройства авиадвигателя недопустим. Резкие колебания давления и расхода воздуха в воздухозаборнике могут вызвать помпаж компрессора и повышение температуры газа перед турбиной или самовыключение двигателя.
Возникновению помпажа двигателя на самолете способствуют все факторы, приводящие к переполнению воздухом входного устройства двигателя. Для устранения помпажа необходимо уменьшить противодавление за воздухозаборником, что может быть сделано сбросом избытка воздуха из входного устройства через створки перепуска, переводом двигателя на режим с большим расходом воздуха путем увеличения режима работы двигателя, а также снижением пропускной способности входного устройства путем его регулирования.
Эффективным средством прекращения помпажа воздухозаборника двигателя является снижение скорости полета самолета.
«Зуд» входных устройств двигателя наблюдается при снижении противодавления за воздухозаборником. Такое явление возникает всякий раз, когда пропускная способность входного устройства оказывается меньшей, чем требуется для двигателя. В результате возникают высокочастотные пульсации потока воздуха с частотой колебаний от десятков до сотен герц и с амплитудой, меньшей, чем при помпаже. Интенсивность пульсаций при «зуде» определяется, в основном, режимом работы двигателя.
Возникающие пульсации давлений воздуха снижают запас устойчивости компрессора. Но «зуд» менее опасен, чем помпаж двигателя, и может допускаться в эксплуатации на некоторых режимах.
Задача регулирования сверхзвуковых воздухозаборников состоит в обеспечении согласования работы входного устройства и двигателя.
Программа регулирования сверхзвукового воздухозаборника подбирается под заданные характеристики двигателя.
С этой целью вначале определяются потребные значения расхода воздуха режимах работы двигателя. Эти потребные значения параметров воздухозаборника обеспечиваются затем надлежащим его регулированием.
Изменение температуры окружающего воздуха вызывает рассогласование режимов работы входного устройства и двигателя. Снижение температуры приводит к увеличению пропускной способности воздухозаборника.
При увеличении углов атаки основная задача регулирования состоит в обеспечении достаточных запасов устойчивости входного устройства.
Если для осесимметричных входных устройств, выдвижением конуса не удается обеспечить весь диапазон потребного регулирования воздухозаборника, то после полного выдвижения конуса, согласование работы входного устройства и двигателя осуществляется открытием противопомпажных створок.
Регулирование сверхзвуковых входных устройств осуществляется автоматической системой регулирования. Она должна обеспечивать получение необходимой тяги двигателя и гарантировать его устойчивую работу на всех режимах.
Следствием помпажа входного устройства является значительное повышение уровня нестационарности потока перед компрессором двигателя, приводящее к нарушению устойчивой работы компрессора. В отдельных случаях помпаж компрессора может возникать и на режимах «зуда» входного устройства.
Запас газодинамической устойчивости входного устройства по помпажу зависит, с одной стороны, от условий совместной работы воздухозаборника и компрессора, а с другой, – от числа М полета (числа Маха) и угла атаки самолета. Эти факторы учитываются программами регулирования сверхзвуковых воздухозаборников.
Однако сложно обеспечить требуемый диапазон регулируемых параметров для всех возможных сочетаний режимов полета и работы двигателя. Это заставляет вводить ограничения, осуществляемые экипажем или обеспечиваемые с помощью блокировок, вводимых в систему автоматического регулирования.
Корнеев В.М. Теория газотурбинных двигателей
Статья
- формат pdf
- размер 1.
71 МБ - добавлен
29 октября 2015 г.
71 МБКонспект лекций. Ульяновск: УВАУ ГА(и), 2011. — 84 с.
Входные устройства
Назначение и принцип работы
Требования, предъявляемые к входным устройствам, и их основные
параметры
Особенности дозвуковых входных устройств
Типы сверхзвуковых входных устройств
Помпаж и «зуд» сверхзвуковых входных устройств
Регулирование сверхзвуковых входных устройств
Ограничения по устойчивой работе входных устройств
Компрессор
Теория ступени компрессора ГТД
Схема и принцип действия ступени осевого компрессора
Схемы и особенности работы центробежной и диагональной ступеней
компрессора
Основные параметры ступени компрессора
Основные параметры компрессорных решеток профилей
Основные параметры ступени компрессора
Основные параметры компрессорных решеток профилей
Влияние радиальных и осевых зазоров на работу ступени
Основные параметры многоступенчатого компрессора и связь их с
параметрами ступеней
Распpеделение pаботы сжатия между ступенями компpессоpа
Общее представление о характеристиках компрессоров
Применение теории подобия к течению газа в компрессоре
Характеристики ступени компрессора
Характеристики многоступенчатых компрессоров
Срывные и неустойчивые режимы работы многоступенчатых
компрессоров
Рабочие режимы и запасы устойчивости компрессора в системе ГТД
Влияние условий эксплуатации на характеристики компрессоров
Общие положения
Влияние высоты полета
Влияние влажности воздуха
Влияние неравномерности потока перед компрессором
Влияние нестационарности потока
Влияние искажения размеров, формы и состояния поверхности
лопаток
Регулирование компрессоров ГТД
Методы регулирования компрессоров
Перепуск воздуха
Поворот лопаток компрессора
Применение двух- и многокаскадных компрессоров
Ограничения по устойчивой работе компрессора
Камера сгорания
Требования к камерам сгорания и их основные параметры
Основные понятия о процессе горения топлива
Схемы основных камер сгорания и организация процесса горения в
них
Эксплуатационные характеристики камер сгорания
Ограничения по устойчивости горения в камерах сгорания
Реактивные топлива и их свойства
Краткие сведения о методах получения авиационных топлив
Эксплуатационные свойства топлив
Турбина
Схема и принцип работы ступени газовой турбины
Основные параметры ступени газовой турбины
Основные параметры и характеристики турбинных решеток
Охлаждение лопаток турбин
Многоступенчатые турбины
Основные параметры турбины со ступенями давления
Формы проточной части и распределение работы (теплоперепада) между
ступенями
Турбины со ступенями скорости
Характеристики газовых турбин
Характеристики ступени турбины
Особенности характеристик многоступенчатых турбин
Регулирование турбин поворотом лопаток сопловых аппаратов
Выходные устройства
Назначение и основные типы выходных устройств
Сужающиеся сопла
Сопла Лаваля, их основные параметры и способы оценки потерь
Характеристики и регулирование сопел Лаваля
Эжекторные сопла
Понятие о реверсе и девиации тяги
Турбореактивные двигатели
Схемы ТРД, изменение параметров газового потока по тракту
двигателя
Тяга силовых установок
Изображение действительного цикла ГТД в рабочей системе координат.
Эффективная работа цикла
Эксплуатационные характеристики ТРД
Основные виды характеристик ТРД
Номенклатура основных режимов работы
Дроссельные характеристики
Скоростные характеристики одновальных ТРД
Высотные характеристики
Влияние наружных условий на параметры ГТД
Приведение параметров рабочего процесса двигателя к стандартным
атмосферным условиям
Программы регулирования ГТД
Совместная работа элементов ГТД
Задачи регулирования ТРД и ТРДФ. Понятие о программах
регулирования
Эксплуатационные ограничения режимов работы силовых установок с
ТРД
Основные виды ограничений
Ограничения по условиям прочности элементов конструкции
двигателя
Ограничения по максимальной производительности топливных
насосов
Особые случаи в полете, связанные с работой силовой
установки
Двухконтуpные туpбоpеактивные двигатели
Принцип работы и основные параметры ДТРД
Оптимальное распределение работы цикла между контурами ДТРД
Влияние параметров рабочего процесса и степени двухконтурности на
данные ДТРД
Эксплуатационные характеристики ДТРД
Особенности программ регулирования ДТРД
Турбовинтовые двигатели
Рабочий процесс турбовинтовых и турбовальных ГТД
Схемы и основные параметры
Зависимость удельной мощности и удельного расхода топлива от
параметров рабочего процесса
Оптимальное распределение работы цикла ТВД между винтом и
реакцией
Характеристики турбовинтовых и турбовальных ГТД
Особенности программ регулирования ТВД
Работа ГТД на переходных режимах
Разновидности неустановившихся режимов ГТД
Разгон и сброс частоты вращения ТРД
Запуск ТРД
Особенности переходных процессов в ТВД
Перспективы развития и применения авиационных ГТД
Основные направления совершенствования авиационных
двигателей
Ограничение шума реактивных самолетов
Эмиссия загрязняющих веществ
Опытные и проектируемые авиационные двигатели
Особенности силовых установок самолетов вертикального взлета и
посадки
Купить книгу «Теория газотурбинных двигателей»
Похожие разделы
- Академическая и специальная литература
- Транспорт
- Авиационная техника
- Горюче-смазочные материалы в авиации
- Академическая и специальная литература
- Транспорт
- Двигатели внутреннего сгорания (ДВС)
Теория газовых турбин: работа и повышение мощности
5 минут
Знаете ли вы, что газотурбинная технология является самой популярной для производства электроэнергии? Когда вы оглядываетесь назад на историю, сразу становится ясно, что экспериментальная стадия этой технологии присутствовала еще в 1900-х годах.
Хотя первые турбины предназначались для самолетов, в 1939 году была представлена первая система электроснабжения на основе газовой турбины . Благодаря исследованиям и разработкам экономические преимущества и надежность газовой турбины не имеют себе равных. Но какая теория газовых турбин стоит за этой мощной машиной, применяемой в авиации, промышленности и других сферах? Следующее обсуждение предназначено для того, чтобы помочь людям, которые плохо знакомы с этим оборудованием, получить общее представление о его компонентах, работе и увеличении мощности. Если тебе 9Если вы хотите приобрести газовую турбину или просто заинтересованы в получении дополнительной информации о тех, которые у вас уже есть, этот пост подготовит вас к более откровенному обсуждению с поставщиком или производителем и поможет вам изучить основы теории газовых турбин.
Турбина может быть легкой и компактной, но она состоит как минимум из трех основных компонентов: компрессора, турбины и камеры сгорания .
Компрессор повышает давление воздуха для горения, турбина извлекает энергию из газов, а камера сгорания служит для сжигания топливно-воздушной смеси.
Рис. 1: Одновальная промышленная турбина Кроме того, теория газовых турбин включает различных категорий , с некоторыми из которых вы, возможно, уже сталкивались:
- Небольшие газовые турбины
- Газовые микротурбины
- Газовые турбины промышленного типа
- Авиационные газовые турбины
- Турбины для тяжелых условий эксплуатации
Как работает турбина
Согласно теории газовых турбин, работа этого оборудования составляет преобразование топлива, такого как природный газ, в механическую энергию . Эта энергия приводит в действие генератор для производства электроэнергии. Все начинается с того, что окружающий воздух поступает в компрессор. Компрессор повышает температуру и давление воздуха перед направлением преобразованного воздуха в камеру сгорания.
Здесь воздушно-топливная смесь нагревается при повышенных давлениях и температурах (более 2000°F) для создания чрезвычайно горячего газа. Этот газ проходит через лопасти турбины, разгоняя их до невероятно быстрого вращения. Другими словами, создает работу, заставляющую приводной вал бешено вращаться . Этот процесс производит электричество, которое можно подавать в сеть. Это так называемый открытый термодинамический цикл Брайтона .
Теория мощности турбины: подходы к расширению эмпирического применения
Несколько факторов могут повлиять на эффективность турбины, включая отработанное тепло. Эту проблему можно решить с помощью рекуператора, системы, которая восстанавливает энергию выхлопных газов. Кроме того, одним из крупнейших прорывов в области турбинной мощности является преодоление температурных ограничений в отношении окружающего воздуха на входе . Идеальные условия (ISO) для работы газовой турбины: относительная влажность 60 % и 15° C.
Работа может ухудшиться, если температура окружающей среды выше температуры ISO. Это распространенная проблема в жарком климате, где температура окружающей среды обычно превышает 30°C. Результатом является снижение мощности турбины и изменение свойств выхлопных газов . Для решения этой проблемы компания ARANER разработала TESTIAC, который представляет собой популярную комбинацию технологии охлаждения воздуха на входе в турбину (TIAC) и накопления тепловой энергии (TES). Благодаря появлению подобных решений и разработке лучших материалов для турбин, 9Мощность турбины 0005 стала на ступеньку выше . Может быть, вам интересно сколько времени уходит на создание такой системы . Еще одним преимуществом TIAC является короткое время поставки, что делает эту технологию идеальной для быстрого увеличения мощности. Проектирование и оптимизация системы охлаждения воздуха на входе в турбину является утомительным процессом. Это связано с тем, что наряду с основами теории газовых турбин необходимо изучать условия окружающей среды.
Кроме того, ключевую роль в процессе играют многие переменные: температура воздуха после охлаждения, температура охлажденной воды, метод конденсации. АРАНЕР опыт и в собственных инструментах моделирования может помочь вам в оптимизации системы TIAC.
Повышение мощности: как это возможно
В течение многих лет акцент всегда делался на долговечности турбины, оставляя без внимания потребность в производительности. С появлением и внедрением технологий охлаждения воздуха на входе в турбину производительность газовых турбин теперь может быть улучшена владельцами объектов. Роль технологий охлаждения заключается в увеличении расхода воздуха для горения в компрессоре. Поскольку объемная мощность большинства турбин фиксирована, единственный способ увеличить массовый расход — увеличить плотность воздуха . Система ARANER TESTIAC помогает увеличить плотность воздуха. Это не только увеличивает мощность, вырабатываемую турбиной, но и снижает удельный расход топлива на единицу ватта.
О каком еще вмешательстве вы могли бы просить как владелец или менеджер электростанции?
Резюме
Природный газ по-прежнему является предпочтительным топливом для многих электростанций, а это означает, что потребность в газовых турбинах не исчезнет. Если вы ищете газовую турбину или просто интересуетесь этой сложной машиной, представленная здесь информация должна помочь вам выйти на рынок с большей уверенностью. Свяжитесь с ARANER для получения дополнительной информации о газовых турбинах и возможностях увеличения их мощности или загрузите бесплатную копию нашего Справочник по воздушному охлаждению на входе в турбину .
Основы теории газовых турбин
Основы теории газовых турбин
Этот раздел предоставляется в качестве образовательной услуги для
люди всех возрастов и профессий, интересующиеся эксплуатацией газотурбинных установок
и теория.
Мы считаем, что это в интересах газотурбинной промышленности.
информировать население об этой технологии, поскольку она является основным
источник энергии, используемый для производства электроэнергии, и электростанция
выбор для современных самолетов.
| ТЕОРИЯ | ИСТОРИЯ | ГЛОССАРИЙ |
ТЕОРИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
Простая газовая турбина состоит из трех основных секций.
компрессор, камера сгорания и силовая турбина. Работает газовая турбина
по принципу цикла Брайтона, где сжатый воздух смешивается с
топлива и сжигается в условиях постоянного давления. В результате горячее
газу позволяют расширяться через турбину для выполнения работы. Эффективность 33%
газовая турбина примерно две / трети этой работы затрачивается на сжатие
воздух, остальное доступно для другой работы т.
е. (механический привод, электрический
поколение)
Однако
есть варианты…
Одним из вариантов этого базового цикла является добавление
регенератор. Газовая турбина с регенератором (теплообменником) улавливает
часть энергии выхлопных газов, предварительно нагревая воздух, поступающий в
камера сгорания. Этот цикл обычно используется на турбинах с низким коэффициентом сжатия.
Турбины
используя этот цикл: Solar Centaur / класс мощности 3500 л.с.
до General Electric Frame 5
Газовые турбины с высокой степенью сжатия могут использовать промежуточный охладитель
охлаждать воздух между стадиями сжатия, позволяя сжигать больше
топливо и генерировать больше энергии. Помните, ограничивающим фактором расхода топлива
это температура горячего газа, созданного из-за металлургии
сопло первой ступени и лопатки турбины.
Благодаря достижениям в области материалов
технологии этот физический предел всегда поднимается. <
Одна турбина
с использованием этого цикла: General Electric LM1600 / морская версия
Газовая турбина с промежуточным перегревом.
Турбина с промежуточным охлаждением и рекуперацией
WR-21 пр.
ИСТОРИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
для реактивного движения.
Самый ранний пример реактивного движения можно проследить еще в году.
150 г. до н.э. египтянину по имени Герой . Герой изобрел игрушку, которая вращалась
на вершине кипящего котла из-за реакционного эффекта горячего воздуха или пара
выход нескольких сопел, расположенных радиально вокруг колеса. Он назвал это
изобретение эолипила.
В 1232 китайцы использовали ракеты для устрашения врага
солдаты.
Около 1500 н.э. Леонардо да Винчи нарисовал
эскиз устройства, которое вращалось за счет действия потока горячих газов
дымоход. Устройство предназначалось для вращения жареного мяса.
В 1629 другого итальянца по имени Джованни Бранка фактически разработан
устройство, использующее струи пара для вращения турбины, которая, в свою очередь, использовалась
управлять машинами. Это было первое практическое применение пара.
турбина.
Фердинанд Вербьест иезуит в Китае построил
модель тележки, в которой для питания использовалась паровая струя 1678 .
Первый патент на газотурбинный двигатель был выдан в
1791 англичанину по имени Джон Барбер . Он включал
многие из тех же элементов современной газовой турбины, но с возвратно-поступательным движением
компрессор.
Есть еще много ранних образцов газотурбинных двигателей, разработанных
разными изобретателями, но ни одна из них не считалась настоящей газовой турбиной.
потому что в какой-то момент процесса они включали пар.
В 1872 человек по фамилии Штольце разработан
первая настоящая газовая турбина. Его двигатель включал многоступенчатую турбину.
секцией и многоступенчатым осевым компрессором. Он тестировал рабочие модели
в начале 1900-х .
Чарльз Кертис изобретатель пара Кертиса
двигатель подал первую патентную заявку в США на газовую турбину
двигатель. Его патент был выдан в 1914 , но не без споров.
Компания General Electric запустила свою газовую турбину
дивизия в 1903 . Инженер по имени Стэнфорд Мосс возглавлял большинство
проектов. Наиболее выдающейся его разработкой был General Electric.
турбокомпрессор во время 1-й мировой войны. (Хотя заслуга концепции
отдается Рато из Франции.
) В нем использовались горячие выхлопные газы поршневого
двигатель для привода турбинного колеса, которое, в свою очередь, приводило в движение центробежный компрессор
используется для наддува. Эволюционный процесс конструкции турбокомпрессора
и строительство позволило сконструировать первую надежную газовую турбину
двигатели.
Сэр Фрэнк Уиттл из Великобритании запатентовал конструкцию
для реактивного авиационного двигателя 1930 .Он первым предложил использовать газ
газотурбинный двигатель для движения в 1928 году, когда он был студентом Royal Air.
Форс-колледж в Крэмвелле, Англия. В 1941 году Уиттл разработал двигатель.
был первым успешным турбореактивным самолетом в Великобритании.
Одновременно с разработкой Whittle Ганс
фон Охайн и Макс Хан, два студента из Геттингена в Германии, разработали
и запатентовали собственную конструкцию двигателя в 1936 эти идеи были адаптированы
компанией Ernst Heinkel Aircraft. Немецкий самолет Heinkel
Компании приписывают первый полет реактивного двигателя с газотурбинным двигателем.