4.1 Принцип работы газовой турбины

Основные части газовой турбины схематично показаны на рисунке 4.1. Воздух сжимается в компрессоре, а в камере сгорания топливо сжигается в сжатом воздухе. Горячий газ высокого давления из камеры сгорания входит в турбину. Чаще всего турбина имеет несколько ступеней, одна или более вращают компрессор, остальные воспроизводят полезную нагрузку. Турбина может находиться на одном валу с компрессором и передавать на нее нагрузку, или же находиться на отдельном валу со своей нагрузкой. Под термином нагрузка понимается электрический генератор переменного тока, винт судна или вентилятор на входе в реактивный двигатель с большой степенью двухконтурности.

Рисунок 4.1. Разновидности газовых турбин

В центральной части газовой турбины находятся: компрессор, камера сгорания и турбина, ведущая компрессор, вместе часто называемые газогенератором, причём этот генератор может быть размещён в различных частях, и иметь разнообразное применение. На рисунке 4.1, мощность турбины используется, чтобы частично снабжать полезную мощность и мощность компрессора , в эквивалентном соотношении . В этой теме не будет рассмотрено создание от газогенератора, но стоит отметить специальный случай, когда вся мощность двигателя используется для ускорения основного потока и привода реактивного самолёта. Ранее это был основной тип двигателей, но позже его популярность уменьшилась, хотя его всё еще используют на сверхзвуковых скоростях. СПС Concord, например, летает только на турбореактивных двигателях. Реактивные самолёты могут также летать на дозвуковых скоростях, когда экономия топлива не столь значима, а вес и окупаемость имеют важное значение, например ракеты или беспилотные мишени. На рисунке 4.2. ЭФФЕКТИВНОСТЬ компрессора и турбины приняты равными 0.9.

Рисунок 4.2. Графики зависимостей температуры от энтропии и объёма от давления, для циклов газовых турбины. Отношение давлений 40, T₀₂ = 288 K, T₀₄ = 1 700 K, η_C = η_T = 0.90; s = 0 для P = P_a и T = 288 K

Первый закон термодинамики может применяться к установившемуся процессу работы двигателя, когда воздух входит в двигатель с температурой T₂ и выходит из него с температурой Т₅. (Может показаться странным, что за начальные условия принято состояние 2, но это принято в соответствии с рекомендуемыми нормами эксплуатации двигателей самолёта.) Если эффект сжигания представлен эквивалентной передачей газа , то первый закон термодинамики приобретает вид:

(4.1)

где Δh характеризует разность энтальпии потока воздуха на входе и выходе в заторможенном состоянии. Массовым расходом топлива в этом уравнении пренебрегают. Если выхлопной газ может быть смоделирован как совершенный газ, с теми же самыми свойствами как воздух, то уравнение 4.1 примет вид:

Процесс горения представлен как эквивалент теплопередачи:

что, в свою очередь, может быть записано через уравнение с использованием низшей теплотворной способности топлива:

(4.2)

Для керосина, или других видов подобных ему топлив, используемых в двигателях летательных аппаратов, низшая теплотворная способность LCV = 43 МДж/кг. Эта величина настолько больше удельной теплоёмкости воздуха (значение которой равняется C_P = 1.005 кДж / кг ∙ K) что маленькая струйка топлива достаточна, чтобы существенно повысить температуру для намного большей массы воздуха.

Главные процессы газовой турбины, в которой сжигается топливо, могут быть представлены эквивалентной газовой турбиной с замкнутым циклом, процессы которого легче изобразить графически. На рисунке 4.2 показана зависимость температуры от энтропии (в координатах T - s) и объёма от давления (в координатах P - V) для газовой турбины замкнутого цикла. На входе в компрессор задаются параметры температуры T₂ и внешнего давления P_a. Верхнее давление P₃ = P₄, т.е. при передаче теплоты происходит повышение температуры, происходит процесс, эквивалентный горению; для простоты принимается, что в камере сгорания давление не падает. Повышенная температура снижается в турбине, и когда давление в газовой турбине открытого цикла достигает величины атмосферного давления, компрессор начинает втягивать новый воздух с тем же самым давлением, но с окружающей температурой. После сгорания газ с температурой Т₄ входит в турбину. Работа, затраченная на единицу нагретой массы воздуха, показана на рисунке 4.2 в координатах T – s. (Хотя фактически, график отражает работу, разделённую на удельную теплоемкость, W / C_Р = разности температур).

На рисунке 4.2 свойства рабочего тела будут приниматься как для чистого воздуха, со свойствами идеального газа: C_P = 1.005 кДж / кг ∙ К, k = 1.40, R = 0.287 кДж / кг ∙ К. Это достаточно подходящее приближение, которое может быть уточнено (более подробно рассматривается в разделе 4.4, и позже в Теме 11), которое для существующей цепочки рассуждений наиболее приемлемо и удобно.

БИЛЕТ № 13

1.Характеристики камеры сгорания. Скорость горения и стабилизация пламени. (10.3,10.4)