Установка турбин на атмосферные двигатели: Установка турбины на атмосферный двигатель

Просмотрев поток сообщений, вы замечаете, что одного из FFG в вашей боевой группе нет поблизости.Любопытно, вы спрашиваете ООД, знает ли она, куда они пошли, и она говорит вам, что им пришлось выехать в Бахрейн для замены и двигателя из-за плохой камеры сгорания.

3. Почему замена камеры сгорания LM2500 настолько сложна, что требует захода корабля в порт?

ИНФОРМАЦИОННЫЙ ЛИСТ

ДВИГАТЕЛИ С БАЗОВОЙ ТУРБИНОЙ

Информационный лист 64B-104I

ВВЕДЕНИЕ

С увеличением количества судов с газотурбинными двигателями становится важным понимать основы конструкции и работы газотурбинного завода.Офицер наземных войск должен также понимать последствия эксплуатации этих двигателей в морской среде.

ССЫЛКИ

(а) Руководство по силовой установке ДД-963

(b) Морские газотурбинные операции (НАВЕДТРА-10097)

ИНФОРМАЦИЯ

1. Обзор урока:
Газотурбинный завод представляет собой инновационную концепцию судовых электростанций.Военно-морские суда США используют авиационные газотурбинные двигатели как для главных силовых установок, так и для служебной электроэнергии. Высокая степень автоматизации предприятия достигается за счет интегрированной системы пультов управления и мониторинга.
2. Преимущества:
Преимущества газотурбинной установки по сравнению с паровой установкой сопоставимой мощности включают:
1. Снижение массы на 70%
   
2. Простота (меньшее количество вспомогательных силовых установок)
   
3. Уменьшение численности персонала за счет автоматизированного управления силовой установкой
   
4. Более быстрое время отклика
   
5. Более быстрое ускорение / замедление
   
3. Принципы газовой турбины:
   
1. Компоненты базового газотурбинного двигателя включают:
   
1. Компрессор
   
2. Камера сгорания
   
3. Турбина
   
2. Рабочий цикл:
В газотурбинном двигателе сжатие, сгорание и расширение происходят непрерывно в разных камерах.Газотурбинные двигатели работают по циклу Брайтона (цикл открытого двигателя).

Рис.1: Цикл Брайтона


1. Фаза всасывания:
Наружный воздух втягивается в двигатель под действием компрессора. Давление, температура и объем остаются неизменными в течение фазы всасывания.

2. Фаза сжатия:
Всасываемый воздух сжимается механически. Давление и температура увеличиваются с соответствующим уменьшением объема.Механическая энергия, приводящая в движение компрессор, преобразуется в кинетическую энергию в виде сжатого воздуха.

3. Фаза сгорания:
Топливо распыляется в камеру сгорания и сжигается, преобразовывая химическую энергию в тепловую в виде горячего расширяющегося газа. Объем и температура значительно увеличиваются, в то время как давление в камере сгорания остается постоянным.

4. Фаза расширения:
Тепловая энергия преобразуется в механическую, когда горячие расширяющиеся газы из камеры сгорания вращают ротор турбины.Давление и температура уменьшаются, а объем увеличивается в фазе расширения.

5. Выхлопная фаза:
Горячие выхлопные газы проходят через суда, попадая в атмосферу. Давление, температура и объем остаются неизменными на всем протяжении фазы выпуска.

4. Компоненты газовой турбины:
   
1. Компрессоры: существует два основных типа компрессоров газовых турбин.
   
1. Центробежный компрессор:
В этом компрессоре используется вращающееся рабочее колесо для втягивания всасываемого воздуха и его ускорения наружу за счет центробежной силы в диффузор.Он используется в небольших газовых турбинах и лучше всего подходит для низких отношений давления, когда общий диаметр двигателя не важен.

Рис. 2: Центробежный компрессор


2. Осевой компрессор:
Состоит из вращающихся лопастей и неподвижных лопаток. Воздух сжимается, поскольку он течет вдоль вала в осевом направлении. Это обеспечивает большую эффективность и более высокие отношения давления за счет многоступенчатой ​​конструкции. Стадия сжатия состоит из одного ряда вращающихся лопаток, за которым следует ряд неподвижных лопаток.Это наиболее распространенный тип компрессора, используемый в судовых газотурбинных двигателях.

Рис. 3: Компрессор с осевым потоком


3. Остановка компрессора:
Остановка или помпаж определяется как прерывание потока воздуха через компрессор. Остановка работающего двигателя может вызвать серьезное повреждение двигателя из-за чрезмерных вибраций и перегрева камеры сгорания. Чтобы предотвратить остановку компрессора, двигатели оснащены выпускными клапанами компрессора или лопатками компрессора с изменяемой геометрией.Выпускные клапаны выпускают воздух из компрессора во время запуска, а регулируемые лопатки компрессора регулируют воздушный поток, чтобы избежать турбулентности, что предотвращает остановку компрессора.

2. Камеры сгорания:
Камера сгорания смешивает сжатый воздух с топливом и сжигает смесь с образованием горячего расширяющегося газа. Есть три основных типа камер сгорания.

1. Банка:
Отдельные бидоны горелки установлены по периферии двигателя. Каждая канистра представляет собой отдельную камеру сгорания и футеровку, получающую собственное топливо.

1. Преимущество: простая замена
   
2. Недостатки — неэффективность, более слабая конструкция
   

Рис. 4: Камера сгорания баночного типа


2. Кольцевой:
Одна большая камера сгорания внутри корпуса двигателя. Множественные топливные форсунки образуют сплошное «огненное кольцо». Этот тип используется на LM2500.

1. Преимущества: Самая эффективная, самая прочная рама двигателя.
   
2. Недостаток: для ремонта или замены требуется полная разборка двигателя.
   

Рис. 5: Кольцевая камера сгорания


3. Канал-кольцевой:
Этот гибридный тип использует несколько отдельных баллонов с отдельными топливными форсунками, которые принимают воздух из общего кольцевого корпуса (Allison 501-K17).

1. Преимущества: Прочность, простота замены.
   
2. Недостаток: менее эффективен, чем кольцевая камера сгорания.
   

Рис. 6: Консольная кольцевая камера сгорания


3. Турбина:


1. Энергия:
Тепловая энергия горячих расширяющихся газов камеры сгорания преобразуется в механическую энергию путем вращения колеса турбины.

2. Конструкция:
Состоит из неподвижных лопаток (сопел) и вращающихся лопаток. Ступень турбины — это один ряд сопел и один ряд лопаток.

4. Узел привода вспомогательных агрегатов:
Узел привода вспомогательных агрегатов приводится в движение компрессором через конические шестерни. Вспомогательный привод используется для привода компонентов, чтобы сделать двигатель самодостаточным. Общие аксессуары включают такие компоненты, как насосы для смазочного масла двигателя и топливного масла.

5. Двигатели:
   
1. Два основных типа, используемых в ВМС США:
   
1. Одновальный двигатель:
Одновальный двигатель имеет один вал, который проходит по всему двигателю.На этом валу установлены все вращающиеся части двигателя. Продолжение того же вала, коробка отбора мощности, приводит в движение нагрузку. В основном этот тип двигателя используется там, где требуется постоянная скорость, например, для выработки электроэнергии. Для этого используется двигатель Allison 501-K17.

Рис.7: Ротор турбины


2. Двигатель с разъемным валом:
Двигатель разделен на две основные секции: газогенератор и секцию силовой турбины. Секция газогенератора состоит из компрессора, камеры сгорания и турбины высокого давления (ВД).Назначение газогенератора — производить горячий расширяющийся газ для использования в силовой турбине. Силовая турбина аэродинамически связана с газогенератором, но два вала механически не связаны. Силовая турбина преобразует тепловую энергию газогенератора в механическую энергию для привода нагрузки.

1. Выходная скорость изменяется путем управления скоростью газогенератора, который определяет количество выхлопных газов, отправляемых в силовую турбину.
   
2. Газотурбинные двигатели с разъемным валом, такие как LM2500, подходят для главных силовых установок.Преимущества в этом приложении:
   
1. Газогенератор более чувствителен к требованиям нагрузки, поскольку работа компрессора не ограничивается нагрузкой на силовую турбину.
   
2. Секция газогенератора и секция силовой турбины работают почти со своими наиболее эффективными скоростями во всем диапазоне требований нагрузки.
   
2. Система воздухозаборника газовой турбины:


1. Сборка высокого шляпа:


1. Конструкция:
Наружная конструкция, которая поддерживает сепараторы влаги и вмещает дверцы для выдувания .

2. Влагоотделители (жалюзи и сетчатые экраны):
Влагоотделители удаляют капли воды и грязь из всасываемого воздуха, чтобы предотвратить эрозию компонентов компрессора. Электрические ленточные нагреватели предотвращают образование льда на жалюзи.

3. Двери продувки:
Двери продувки установлены для предотвращения недостатка воздуха в двигателе при загрязнении влагоотделителей.

1. Эти двери открываются автоматически при увеличении перепада давления воздуха на влагоотделителях.
   
2. В открытом состоянии всасываемый воздух обходит забитые влагоотделители и подает нефильтрованный воздух в двигатель, чтобы предотвратить воздушное голодание двигателя.
   

Рис.8: Сборка High Hat


2. Впускной канал:


1. Назначение:
Впускной канал подает воздух для горения для двигателя и охлаждающий воздух для модуля.

2. Система охлаждения модуля:
Система охлаждения модуля направляет часть всасываемого воздуха в кожух двигателя для вентиляции модуля и внешнего охлаждения двигателя.Охлаждающий воздух модуля кружится вокруг двигателя, отводя тепло и вентилируя модуль, прежде чем выйти через небольшой воздушный зазор вокруг заднего конца силовой турбины. Выхлоп работающего двигателя вызывает эффект эдуктора, втягивающий охлаждающий воздух модуля в выхлопной канал.


Рис.9: Воздуховод GTM


3. Коллектор для защиты от обледенения:


1. Назначение:
Коллектор для защиты от обледенения предназначен для нагнетания горячего отбираемого воздуха во впускной ствол под воздуховодом охлаждения модуля для предотвращения образования льда.

2. Обледенение:
Обледенение может возникнуть во впускном канале, когда температура наружного воздуха упадет до 38 ^o F. Сигнализация обледенения загорится при температуре 41 ^o F и влажности 70%, чтобы предупредить оператора об образовании льда. во впуске.

3. Последствия:
Обледенение на входе компрессора может ограничить воздушный поток, вызывая остановку двигателя, а также представляет опасность серьезного повреждения двигателя посторонними предметами (FOD).

4. Датчики:
Датчик детектора льда, расположенный во впускной камере, генерирует аварийный сигнал, предупреждающий оператора о возможности образования льда в воздухозаборнике.

5. Контроль:
Воздушная система защиты от обледенения активируется вручную с помощью часового стенда и контролируется для предотвращения образования льда.

4. Глушители:


1. Расположение:
Глушители на впуске расположены на полпути вниз по воздуховоду, чтобы уменьшить воздушный шум.

2. Конструкция:
Глушители состоят из вертикальных лопаток из звукопоглощающего материала, заключенных в перфорированные листы из нержавеющей стали.

3. Канал охлаждающего воздуха модуля:
Канал охлаждающего воздуха модуля содержит один глушитель в форме пули, чтобы заглушить шум, создаваемый охлаждающим воздухом.

5. Компенсатор
: Компенсатор представляет собой резиновый чехол, соединяющий впускной канал с впускной камерой модуля. Это предотвращает передачу шума модуля на корпус корабля.

3. Узел (модуль) базового корпуса газовой турбины LM2500:


1. Описание:
Узел основного корпуса состоит из модуля корпуса (26 футов x 8 футов x 9 дюймов) на противоударном основании.

1. Основание модуля:
Основание представляет собой сварную стальную раму с двутавровой балкой с креплениями для крепления двигателя.

2. Проникновения:
Сервисные соединения проникают в основание для всех сервисов двигателя, таких как электричество, воздух, масло, топливо, CO ₂ или Галон .

3. Защита:
Кожух термически и акустически изолирован, чтобы обеспечить двигателю контролируемую среду.
1. Впускная камера: передняя часть модуля отделена от кожуха двигателя перегородкой.Впускная камера считается чистой секцией модуля. Экран FOD на входе газовой турбины устанавливается в этой области в передней части двигателя, чтобы предотвратить попадание крупных посторонних предметов в компрессор.
   

Рис.10: Узел модуля GTM


2. Кожух двигателя: кожух содержит собственно двигатель и выпускной патрубок и принимает воздух из охлаждающего канала модуля. Доступ к двигателю осуществляется через боковую дверь и верхний люк.
   
2. Система обнаружения и тушения пожара:
Система обнаружения и тушения пожара обеспечивает автоматическую противопожарную защиту газотурбинного двигателя и модуля.

Рис.11: Основание модуля в сборе


1. Компоненты системы обнаружения пожара включают:


1. Ультрафиолетовые датчики пламени, которые ищут пламя в зоне камеры сгорания.
   
2. Датчики температуры, которые установлены на 400 ^o F для обнаружения возгораний вне зоны обзора УФ-детекторов.
   
3. Ручная кнопка «ПОЖАР», которая может использоваться дежурным для активации пожарной системы.
   
2. Компоненты системы пожаротушения включают:


1. Банк первичного CO ₂ баллонов для быстрого затопления модуля.
   
2. Банк вторичного CO ₂ для поддержания инертной атмосферы в модуле, если это необходимо.
   
3. A CO ₂ Переключатель блокировки разблокировки, расположенный на пультах управления.Этот переключатель позволяет оператору остановить автоматический ввод первичного CO ₂ в модуль в случае ложной тревоги или присутствия персонала в модуле.
   
4. Электронный сигнал пожарной остановки, используемый для остановки двигателя при обнаружении пожара ультрафиолетовыми датчиками пламени, переключателями температуры или ручной кнопкой пожарной сигнализации. Этот сигнал активирует последовательность остановки огня. Остановка огня инициирует следующие действия:
   
1. «ПОЖАРНАЯ» сигнализация на пультах управления.
   
2. Обеспечивает подачу топлива к двигателю.
   
3. Останавливает вентилятор охлаждения модуля и закрывает вентиляционную заслонку.
   
4. Выпускает CO ₂ после 20-секундной задержки.
   

Примечание по безопасности: входя в модуль, убедитесь, что система пожаротушения отключена, а на модуле и пультах управления размещены знаки, предупреждающие о том, что в модуле находится персонал.

Примечание: FFG, оборудованные системами галона.


4. Система выхлопных каналов:


1. Функция:
Отводит выхлопные газы двигателя в атмосферу, снижая при этом тепло и шум выхлопа.

2. Выхлопной коллектор:
Выхлопной патрубок направляет выхлопные газы в воздухозаборник. Зазор между выпускным коленом и воздухозаборником корабля вызывает эффект эдуктора, втягивающий охлаждающий воздух модуля в воздухозаборник.

3. Всасывающий воздуховод:
Воздухозаборный воздуховод изолирован для контроля тепла и шума при выходе выхлопных газов в атмосферу.

4. Глушитель:
Глушитель пластинчатого типа расположен в центре воздуховода. Эти глушители такие же, как и во впускном воздуховоде, но стационарно смонтированы.

5. Выхлопные патрубки:
Вытяжные патрубки расположены на самом верхнем конце вытяжного канала. Выхлопные эжекторы охлаждают выхлопные газы, смешиваясь с холодным окружающим воздухом, чтобы уменьшить инфракрасную сигнатуру корабля.

6. Система подавления инфракрасного излучения пограничного слоя (BLISS):
Колпачки Bliss устанавливаются в верхней части каждой смесительной трубы для дальнейшего охлаждения отработанного воздуха путем смешивания его со слоями окружающего воздуха.Это достигается за счет использования нескольких жалюзи, расположенных под углом для создания эдукторного эффекта. Это позволяет холодному окружающему воздуху смешиваться с горячими выхлопными газами.


Рис.12: Выхлопная система GTM


5. Система промывки водой:


1. Назначение:
Используется для удаления отложений грязи и соли с лопастей компрессора.

2. Компоненты:
Состоит из резервуара емкостью 40 галлонов и стационарного трубопровода для направления водного промывочного раствора на вход компрессора.

3. Порядок действий:
В соответствии с PMS компрессор необходимо промыть для поддержания эффективности и предотвращения остановок компрессора.


Рис.13: Система промывки водой


6. Отборный воздух:


1. Источники:
Отборный воздух потребителя отбирается из последней ступени компрессора на газотурбинных генераторах (ГТГ) и магистрали газовой турбины (ГТМ)

2. Пользователи отбираемого воздуха: (СПАМ):
   
1. Запуск или приведение в действие других газовых турбин.
   
2. Воздух прерий для маскировки шума гребного винта.
   
3. Воздух для защиты от обледенения для предотвращения обледенения воздухозаборника.
   
4. Маскирующий воздух для маскировки шума корпуса главной силовой установки.
   

Рис.14: Основные вращающиеся детали LM2500


7. Газотурбинный двигатель LM2500 в сборе:


1. Компоненты газогенератора:


1. Секция компрессора:
LM2500 имеет 16-ступенчатый компрессор с осевым потоком, состоящий из следующих компонентов: Ротор компрессора: 16 ступеней подвижных лопаток, приводимых в движение турбиной высокого давления.

2. Статор компрессора: корпус компрессора, содержащий одну ступень входных направляющих лопаток (IGV), шесть ступеней регулируемых лопаток статора (VSV) и 10 ступеней неподвижных лопаток статора.
   
1. IGV и лопатки статора 1-6 являются переменными, то есть имеют изменяемую геометрию. Угол атаки лопастей можно изменить, чтобы предотвратить остановку компрессора.
   
2. Отборный воздух отбирается из компрессора для использования в судовой системе отбираемого воздуха и для внутреннего использования в двигателе.
   
2. Камера сгорания:


1. Камера сгорания кольцевого типа с 30 топливными форсунками и 2 искровыми воспламенителями.
   
2. Около 30% воздуха из компрессора смешивается с топливом для поддержания горения. Остальные 70% используются для охлаждения и центрирования пламени внутри гильзы сгорания.
   
3. Система зажигания создает искру высокой интенсивности для воспламенения топливно-воздушной смеси во время запуска. После запуска двигателя воспламенители больше не нужны и будут обесточены.
   
3. Секция турбины высокого давления:


1. Турбина высокого давления извлекает достаточно энергии из горячих расширяющихся газов для привода компрессора и вспомогательного привода.
   
2. Турбина высокого давления представляет собой двухступенчатую турбину с осевым потоком, которая механически связана с ротором компрессора.
   
3. Турбина высокого давления использует примерно 65% тепловой энергии камеры сгорания для привода компрессора и дополнительных устройств, установленных на двигателе.
   
4. Дополнительный привод в сборе:


1. Приводится через вал ротора компрессора через впускной редуктор, радиальный приводной вал и раздаточную коробку.
   
2. Дополнительный редуктор обеспечивает монтаж топливного насоса, насоса смазочного масла, воздухо-масляного сепаратора и пневматического стартера.
   
8. Силовая турбина:


1. Конструкция:
Силовая турбина представляет собой шестиступенчатую турбину осевого типа. Силовая турбина забирает оставшиеся 35% полезной энергии и использует ее для привода главного редуктора. Силовая турбина приводит в движение редуктор через высокоскоростной гибкий вал муфты и муфту в сборе.Гибкая высокоскоростная муфта компенсирует радиальное и осевое смещение между GTM и главным редуктором.


Рис.15: Вид компонентов LM2500

3 авиационных газотурбинных двигателя | Исследование силовых установок и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода

будущее. Кроме того, общий коэффициент давлений ² газовых турбин со временем увеличился, чтобы улучшить термодинамический КПД.В то же время, однако, размер компрессора высокого давления, камеры сгорания и турбины уменьшился, что усугубило проблемы меньшего размера.

По мере повышения эффективности самолета и двигателя для полета требуется меньше мощности, поэтому объем двигателя и мощность, требуемые при неизменных характеристиках самолета, в будущем уменьшатся.

Возможность улучшения

С тех пор, как в конце 1940-х годов были построены первые авиационные газовые турбины, общий КПД — от расхода топлива до движущей силы — повысился примерно с 10 процентов до текущего значения, приближаясь к 40 процентам (см. Рисунок 3.2). Вероятно, что скорость улучшения этих двигателей может продолжаться примерно на 7 процентов в десятилетие в течение следующих нескольких десятилетий при условии достаточных инвестиций в технологии. Потенциал общего улучшения лучше всего рассматривать с точки зрения составляющих КПД: термодинамической эффективности двигателя и тягового КПД движителя.

Как отмечалось выше, неясно, насколько близко к теоретическим пределам может быть возможно создание газовой турбины для коммерческого самолета, учитывая важные ограничения авиации в отношении безопасности, веса, надежности и стоимости.Несколько авторов рассмотрели вопрос о практических пределах для газовых турбин простого цикла с учетом потенциала новых материалов, архитектур двигателей и технологий компонентов. Их оценки индивидуальных пределов термодинамического и пропульсивного КПД несколько различаются (и могут по-разному разделить потери между термодинамическим и пропульсивным КПД), но они согласны с тем, что улучшение общего КПД на 30-35 процентов по сравнению с лучшими двигателями сегодня может быть достигнуто.Как показано на Рисунке 3.7, термодинамический КПД двигателя может составлять 65-70 процентов, а тяговый КПД — 90-95 процентов.

Газотурбинные двигатели

нуждаются в значительном улучшении, при этом общий КПД повышается на 30 или более процентов по сравнению с лучшими двигателями, находящимися в эксплуатации на сегодняшний день. Улучшения будут происходить за счет множества относительно небольших приращений, а не одной прорывной технологии.

Некоторые исследования показывают, что улучшение характеристик турбомашин и снижение потерь на охлаждение может улучшить термодинамический КПД на 19 процентов и 6 процентов соответственно. ³ Такой значительный выигрыш не достигается простым внедрением новой технологии в существующие двигатели. Скорее, это требует оптимизации цикла с учетом конкретных уровней рабочих характеристик компонентов, температурных возможностей и охлаждения. Практические циклы с промежуточным охлаждением или рекуперацией могут повысить эффективность еще на 4. ⁴ Усовершенствованные вентиляторы и гребные винты также могут повысить эффективность тяги на 10 процентов. ⁵ Конечно, практические ограничения тягового КПД не могут быть рассмотрены только на уровне двигателя без ссылки на конфигурацию самолета и интеграцию силовой установки, как обсуждалось в главе 2.

Подводя итог, можно сказать, что авиационные газотурбинные двигатели имеют значительные возможности для усовершенствования, с потенциалом повышения общего КПД на 30 или более процентов по сравнению с лучшими двигателями, находящимися в эксплуатации на сегодняшний день, при этом потенциал улучшения пропульсивного КПД примерно вдвое превышает термодинамический КПД. Этот уровень производительности потребует множества технологических усовершенствований и будет происходить в виде ряда относительно небольших приращений, несколько процентов или меньше, а не за счет одной прорывной технологии.В следующем разделе обсуждаются многие из этих технологий.

___________________

² Общий коэффициент давления — это отношение давления на выходе компрессора к давлению на входе компрессора.

³ D.K. Холл, 2011 г., «Пределы производительности осевых ступеней турбомашин», М.С. диссертация, Массачусетский технологический институт, Кембридж, Массачусетс,

⁴ Дж. Уурр, 2013, «Будущие архитектуры и технологии гражданских авиадвигателей», представленный на 10-й Европейской конференции по турбомашинному оборудованию, http: // www.etc10.eu/mat/Whurr.pdf.

⁵ Д. Карлсон, 2009, «Возрождение двигателей: новые циклы, новые архитектуры и возможности для развития рабочей силы», представленный на 19-й конференции ISABE Международного общества дыхательных двигателей, Монреаль, Канада.

Газотурбинный двигатель | Британника

Полная статья

Газотурбинный двигатель , любой двигатель внутреннего сгорания, использующий газ в качестве рабочего тела, используемого для вращения турбины.Термин также обычно используется для описания полного двигателя внутреннего сгорания, состоящего, по меньшей мере, из компрессора, камеры сгорания и турбины.

Общие характеристики

Полезная работа или тяга может быть получена от газотурбинного двигателя. Он может приводить в действие генератор, насос или воздушный винт или, в случае чисто реактивного авиационного двигателя, развивать тягу, ускоряя поток выхлопных газов турбины через сопло. Такой двигатель, который при той же мощности намного меньше и легче поршневого двигателя внутреннего сгорания, может производить большую мощность.Поршневые двигатели зависят от движения поршня вверх и вниз, которое затем должно быть преобразовано во вращательное движение с помощью механизма коленчатого вала, в то время как газовая турбина передает мощность вращающегося вала напрямую. Хотя концептуально газотурбинный двигатель представляет собой простое устройство, компоненты для эффективного агрегата должны быть тщательно спроектированы и изготовлены из дорогостоящих материалов из-за высоких температур и напряжений, возникающих во время работы. Таким образом, установки газотурбинных двигателей обычно ограничиваются крупными установками, где они становятся рентабельными.

Циклы газотурбинного двигателя

Большинство газовых турбин работают в открытом цикле, в котором воздух забирается из атмосферы, сжимается в центробежном или осевом компрессоре, а затем подается в камеру сгорания. Здесь топливо добавляется и сжигается при практически постоянном давлении с частью воздуха. Дополнительный сжатый воздух, который обходится вокруг секции горения и затем смешивается с очень горячими газами сгорания, необходим для поддержания температуры на выходе из камеры сгорания (фактически, на входе в турбину) на достаточно низком уровне, чтобы турбина могла работать непрерывно.Если установка должна производить мощность на валу, продукты сгорания (в основном воздух) расширяются в турбине до атмосферного давления. Большая часть мощности турбины требуется для работы компрессора; только остальная часть доступна для обеспечения работы вала генератора, насоса или другого устройства. В реактивном двигателе турбина предназначена для обеспечения мощности, достаточной для привода компрессора и вспомогательных устройств. Затем поток газа выходит из турбины с промежуточным давлением (выше местного атмосферного давления) и проходит через сопло для создания тяги.

В первую очередь рассматривается идеализированный газотурбинный двигатель, работающий без потерь по этому простому циклу Брайтона. Если, например, воздух поступает в компрессор при 15 ° C и атмосферном давлении и сжимается до одного мегапаскаль, он затем поглощает тепло от топлива при постоянном давлении до тех пор, пока температура не достигнет 1100 ° C, прежде чем расширится через турбину обратно до атмосферного. давление. Этот идеализированный блок потребует выходной мощности турбины 1,68 киловатт на каждый киловатт полезной мощности с 0.68 киловатт потребляется для работы компрессора. Тепловой КПД установки (чистая произведенная работа, разделенная на энергию, добавленную через топливо) составит 48 процентов.

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

Фактическая производительность в простом разомкнутом цикле

Если для агрегата, работающего в пределах одного и того же давления и температуры, компрессор и турбина имеют КПД только на 80 процентов (, то есть , работа идеального компрессора равна 0.В 8 раз больше фактической работы, в то время как фактическая мощность турбины в 0,8 раза больше идеальной мощности), ситуация кардинально меняется, даже если все остальные компоненты остаются идеальными. На каждый киловатт производимой полезной мощности турбина теперь должна производить 2,71 киловатт, а работа компрессора становится 1,71 киловатт. Тепловой КПД снижается до 25,9 процента. Это демонстрирует важность высокоэффективных компрессоров и турбин. Исторически сложность разработки эффективных компрессоров, даже более эффективных, чем эффективные турбины, задерживала разработку газотурбинного двигателя.Современные агрегаты могут иметь КПД компрессора 86–88 процентов и КПД турбины 88–90 процентов при проектных условиях.

КПД и выходную мощность можно увеличить за счет повышения температуры на входе в турбину. Однако все материалы теряют прочность при очень высоких температурах, а поскольку лопатки турбины движутся с высокой скоростью и подвергаются серьезным центробежным напряжениям, температура на входе в турбину выше 1100 ° C требует специального охлаждения лопаток. Можно показать, что для каждой максимальной температуры на входе в турбину существует также оптимальное соотношение давлений.Современные авиационные газовые турбины с охлаждением лопаток работают при температурах на входе в турбину выше 1370 ° C и при соотношении давлений около 30: 1.

Промежуточное охлаждение, повторный нагрев и регенерация

В авиационных газотурбинных двигателях необходимо обращать внимание на вес и диаметр. Это не позволяет добавлять дополнительное оборудование для повышения производительности. Соответственно, двигатели коммерческих самолетов работают по простому циклу Брайтона, идеализированному выше. Эти ограничения не применяются к стационарным газовым турбинам, в которые могут быть добавлены компоненты для повышения эффективности.Усовершенствования могут включать (1) уменьшение работы сжатия за счет промежуточного охлаждения, (2) увеличение мощности турбины за счет повторного нагрева после частичного расширения или (3) уменьшение расхода топлива за счет регенерации.

Первое усовершенствование будет включать сжатие воздуха при почти постоянной температуре. Хотя это не может быть достигнуто на практике, это можно приблизить с помощью промежуточного охлаждения (, т.е. путем сжатия воздуха в два или более этапов и его водяного охлаждения между этапами до его начальной температуры).Охлаждение уменьшает объем обрабатываемого воздуха и, соответственно, необходимую работу по сжатию.

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 улучшение.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 со значительным увеличением начальной стоимости и будет экономичным только для агрегатов, которые работают почти непрерывно.

Основы турбокомпрессора

Основы турбокомпрессора

Ханну Яэскеляйнен, Магди К.Хаир

Это предварительный просмотр статьи, ограниченный некоторым исходным содержанием. Для полного доступа требуется подписка DieselNet.
Пожалуйста, войдите в систему , чтобы просмотреть полную версию этого документа.

Abstract : Турбокомпрессоры — это центробежные компрессоры, приводимые в действие турбиной выхлопного газа и используемые в двигателях для повышения давления наддувочного воздуха. Производительность турбокомпрессора влияет на все важные параметры двигателя, такие как экономия топлива, мощность и выбросы. Прежде чем переходить к более подробному обсуждению специфики турбокомпрессора, важно понять ряд фундаментальных концепций.

Конструкция турбокомпрессора

Турбокомпрессор состоит из колеса компрессора и колеса турбины выхлопного газа, соединенных сплошным валом и используемого для повышения давления всасываемого воздуха двигателя внутреннего сгорания. Турбина выхлопного газа извлекает энергию из выхлопного газа и использует ее для привода компрессора и преодоления трения. В большинстве автомобильных применений и компрессор, и турбинное колесо являются радиальными. В некоторых приложениях, таких как средне- и низкооборотные дизельные двигатели, можно использовать колесо турбины с осевым потоком вместо турбины с радиальным потоком.Поток газов через типичный турбокомпрессор с радиальным компрессором и турбинными колесами показан на Рисунке 1 [482] .

Рисунок 1 . Конструкция турбокомпрессора и расход газов

(Источник: Schwitzer)

Центральный корпус. Общий вал турбина-компрессор поддерживается системой подшипников в центральном корпусе (корпусе подшипника), расположенном между компрессором и турбиной (Рисунок 2). Узел колеса вала (SWA) относится к валу с прикрепленными колесами компрессора и турбины, т.е.е., вращающийся узел. Узел вращения центрального корпуса (CHRA) относится к SWA, установленному в центральном корпусе, но без корпусов компрессора и турбины. Центральный корпус обычно отлит из серого чугуна, но в некоторых случаях может использоваться и алюминий. Уплотнения предотвращают попадание масла в компрессор и турбину. Турбокомпрессоры для систем с высокой температурой выхлопных газов, таких как двигатели с искровым зажиганием, также могут иметь охлаждающие каналы в центральном корпусе.

Рисунок 2 . Турбокомпрессор в разрезе

Вид в разрезе турбонагнетателя отработавших газов бензинового двигателя, показывающий колесо компрессора (слева) и колесо турбины (справа). Подшипниковая система состоит из упорного подшипника и двух полностью плавающих опорных подшипников. Обратите внимание на охлаждающие каналы.

(Источник: BorgWarner)

Подшипники турбокомпрессора

Подшипники. Система подшипников турбонагнетателя выглядит простой по конструкции, но она играет ключевую роль в ряде важных функций.К наиболее важным из них относятся: контроль радиального и осевого движения вала и колес и минимизация потерь на трение в подшипниковой системе. Подшипниковым системам уделяется значительное внимание из-за их влияния на трение турбокомпрессора и его влияние на топливную экономичность двигателя.

За исключением некоторых крупных турбонагнетателей для тихоходных двигателей, подшипники, поддерживающие вал, обычно расположены между колесами в выступе. Эта гибкая конструкция ротора гарантирует, что турбокомпрессор будет работать выше своей первой и, возможно, второй критических скоростей, и, следовательно, может подвергаться динамическим условиям ротора, таким как завихрение и синхронная вибрация.

Уплотнения. Уплотнения расположены на обоих концах корпуса подшипника. Эти уплотнения представляют собой сложную конструктивную проблему из-за необходимости поддерживать низкие потери на трение, относительно больших перемещений вала из-за зазора в подшипниках и неблагоприятных градиентов давления в некоторых условиях.

Эти уплотнения в первую очередь служат для предотвращения попадания всасываемого воздуха и выхлопных газов в центральный корпус. Давление во впускной и выпускной системах обычно выше, чем в центральном корпусе турбокомпрессора, который обычно находится на уровне давления в картере двигателя.По существу, они в первую очередь предназначены для уплотнения центрального корпуса, когда давление в центральном корпусе ниже, чем во впускной и выпускной системах. Эти уплотнения не предназначены для использования в качестве основного средства предотвращения утечки масла из центрального корпуса в выхлопную и воздушную системы. Попадание масла в контакт с этими уплотнениями обычно предотвращается другими средствами, такими как масляные дефлекторы и вращающиеся пальцы.

Уплотнения турбокомпрессора отличаются от мягких манжетных уплотнений, которые обычно используются во вращающемся оборудовании, работающем при гораздо более низких скоростях и температурах.Уплотнение с поршневым кольцом — это один из наиболее часто используемых типов уплотнений. Он состоит из металлического кольца, внешне похожего на поршневое кольцо. Уплотнение остается неподвижным при вращении вала. Иногда используются уплотнения лабиринтного типа. Обычно уплотнения вала турбонагнетателя не предотвращают утечку масла, если перепад давления меняется на противоположный, так что давление в центральном корпусе выше, чем во впускной или выпускной системах.

###

Турбины — обзор | Темы ScienceDirect

Компрессоры и турбины

Компоненты турбины и компрессора соединены валом, поскольку первый приводит в движение второй.Одновальная газовая турбина имеет только один вал, соединяющий компоненты компрессора и турбины. Двухконтурная газовая турбина имеет два концентрических вала, более длинный соединяет компрессор низкого давления с турбиной низкого давления (низкий золотник), которая вращается внутри более короткого вала большего диаметра (например, см. Рисунок 6 ( б) и 6 (в) ). Последний соединяет турбину высокого давления с компрессором более высокого давления (высокий золотник), который вращается с более высокими скоростями, чем нижний золотник.Двигатель с тремя золотниками будет иметь третий золотник компрессора и турбины среднего давления.

Компрессоры газовых турбин могут быть центробежными, осевыми или их комбинацией. Центробежные компрессоры (радиальный отток) надежны, обычно дешевле и ограничены соотношением давлений 6 или 7: 1. Они используются в первых газовых турбинах или в современных газовых турбинах меньшего размера.

Более эффективный осевой компрессор с большей производительностью используется на большинстве газовых турбин (например, , рисунки 2, и , 3, ).Осевой компрессор состоит из ряда ступеней, каждая из которых состоит из ряда вращающихся лопастей (аэродинамических профилей) и ряда неподвижных лопаток (называемых статорами), сконфигурированных таким образом, чтобы поток газа сжимался (неблагоприятный или неблагоприятный градиент давления), как он проходит через каждую стадию. Было сказано, что работа компрессора может остановиться на метафорической скале, и эта скала называется стойлом. При работе и конструкции компрессора необходимо соблюдать осторожность, чтобы избежать условий, которые приводят к остановке лопастей или разделению потока.Коллективное разделение лопаток может привести к остановке компрессора или помпажу, что проявляется в нестабильности потока газа через всю газовую турбину.

Турбины, как правило, легче проектировать и эксплуатировать, чем компрессоры, поскольку поток расширяется с общим благоприятным градиентом давления. Турбины с осевым потоком (, рис. 2, и , 3, ) потребуют меньшего количества ступеней, чем осевой компрессор, при той же величине изменения давления. Есть несколько газовых турбин меньшего размера, в которых используются центробежные турбины (радиальный приток), но в большинстве используются осевые турбины (например.г., Фигуры 2 и 3 ).

Конструкция и изготовление турбины осложняются необходимостью обеспечить долговечность компонентов турбины в потоке горячего газа. Проблема обеспечения долговечности особенно важна на первой ступени турбины, где температура наиболее высока. Необходимо использовать специальные материалы и сложные схемы охлаждения, чтобы профили турбины из металлических сплавов, которые размягчались или плавились при 1800–2000 ° F (982–1093 ° C), могли выжить в потоках газа с температурами до T ₃ = 3600 ° F (1982 ° C), на военных реактивных двигателях.

Двигатели

Что такое аэронавтика? | Динамика полета | Самолеты | Двигатели | История полета | Какие такое UEET?
Словарь | Веселье и игры | Образовательные ссылки | Урок ланы | Индекс сайта | Дом

Двигатели

Как работает реактивный двигатель?

---

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 бывает? Ответ прост. Это двигатели. Позвольте Терезе Бенио из NASA Glenn Research Center объяснить подробнее … Как показано на НАСА Пункт назначения завтра.

---

Реактивные двигатели перемещают самолет вперед с большой силой, создаваемой огромная тяга и заставляет самолет лететь очень быстро.

Все реактивные двигатели, которые еще называют газовые турбины, работают по тому же принципу. Двигатель всасывает воздух спереди с помощью вентилятора. Компрессор повышает давление воздуха. Компрессор сделан с множеством лезвий, прикрепленных к валу. Лезвия вращаются на высокой скорости и сжимают или сжимают воздух. Сжатый затем воздух распыляется с топливом, и электрическая искра зажигает смесь. В горящие газы расширяются и выбрасываются через сопло в задней части двигателя.Когда струи газа летят назад, двигатель и самолет движутся вперед. Когда горячий воздух попадает в сопло, он проходит через другую группу лопастей. называется турбина. Турбина прикреплена к тому же валу, что и компрессор. Вращение турбины вызывает вращение компрессора.

На изображении ниже показано, как воздух проходит через двигатель. Воздух проходит ядро двигателя, а также вокруг ядра.Это вызывает некоторую часть воздуха чтобы было очень жарко, а некоторым было прохладнее. Затем более холодный воздух смешивается с горячим воздух на выходе из двигателя.

Это изображение того, как воздух проходит через двигатель

Что такое тяга?

Тяга это передовая сила, которая толкает двигатель и, следовательно, самолет вперед. Сэр Исаак Ньютон обнаружил, что «каждому действию соответствует и противоположная реакция ». Двигатель использует этот принцип. Двигатель принимает в большом объеме воздуха. Воздух нагревается, сжимается и замедляется. Воздух проходит через множество вращающихся лопастей. Смешивая этот воздух со струей топлива, температура воздуха может достигать трех тысяч градусов. В мощность воздуха используется для вращения турбины. Наконец, когда воздух уходит, он выталкивает назад из двигателя.Это заставляет самолет двигаться вперед.

Детали реактивного двигателя

Поклонник — Вентилятор — это первый компонент в ТРДД. Большой вращающийся вентилятор всасывает большое количество воздуха. Большинство лезвий Вентиляторы изготовлены из титана. Затем он ускоряет этот воздух и разбивает его на две части. Одна часть продолжается через «ядро» или центр двигателя, где на него действуют другие компоненты двигателя.

Вторая часть «в обход» ядра двигателя. Проходит через воздуховод который окружает ядро ​​к задней части двигателя, где он производит большую часть сила, которая толкает самолет вперед. Этот более прохладный воздух помогает успокоить двигатель, а также добавление тяги к двигателю.

Компрессор — Компрессор первый компонент в ядре двигателя. Компрессор состоит из вентиляторов с множеством лопастей. и прикреплен к валу.Компрессор сжимает попадающий в него воздух в постепенно уменьшаются площади, что приводит к увеличению давления воздуха. Этот приводит к увеличению энергетического потенциала воздуха. Сдавленный воздух попадает в камеру сгорания.

Камера сгорания — В камере сгорания воздух перемешивается с топливом, а затем воспламеняется. Имеется до 20 форсунок для впрыска топлива. воздушный поток. Смесь воздуха и топлива загорается.Это обеспечивает высокий температура, высокоэнергетический воздушный поток. Топливо горит вместе с кислородом в сжатом состоянии. воздух, производящий горячие расширяющиеся газы. Внутри камеры сгорания часто делают из керамических материалов для создания термостойкой камеры. Жара может достигать 2700 °.

Турбина — Приближается высокоэнергетический воздушный поток из камеры сгорания попадает в турбину, в результате чего лопатки турбины вращаются. Турбины соединены валом для вращения лопаток в компрессоре и для вращения впускного вентилятора спереди.Это вращение забирает некоторую энергию из поток высокой энергии, который используется для привода вентилятора и компрессора. Газы вырабатываемые в камере сгорания движутся через турбину и раскручивают ее лопатки. Турбины реактивного самолета вращаются тысячи раз. Они закреплены на валах между которыми установлено несколько комплектов шарикоподшипников.

Сопло — Форсунка — вытяжной канал двигатель. Это часть двигателя, которая на самом деле создает тягу для самолет.Поток воздуха с пониженным энергопотреблением, который проходил через турбину, в дополнение к более холодный воздух, проходящий мимо сердечника двигателя, создает силу при выходе из сопло, которое толкает двигатель и, следовательно, самолет вперед. Комбинация горячего и холодного воздуха выбрасывается и производит выхлоп, который вызывает прямую тягу. Соплу может предшествовать смеситель , который сочетает в себе высокотемпературный воздух, исходящий из сердечника двигателя, с более низкая температура воздуха, обводимого вентилятором.Миксер помогает сделать двигатель тише.

Первый реактивный двигатель — А Краткая история первых двигателей

Сэр Исаак Ньютон в 18 веке был первым предположил, что взрыв, направленный назад, может привести в движение машину вперед с большой скоростью. Эта теория была основана на его третьем законе движение. Когда горячий воздух проходит через сопло назад, самолет движется вперед.

Анри Жиффар построил дирижабль, который приводился в движение первым авиадвигателем — паровым двигателем мощностью три лошадиные силы. Это было очень тяжелый, слишком тяжелый, чтобы летать.

В 1874 году Феликс де Темпл построил моноплан. который пролетел всего лишь короткий прыжок с холма с помощью угольного парового двигателя.

Отто Даймлер , в конце 1800-х изобрел первый бензиновый двигатель.

В 1894 году американец Хирам Максим пытался привести свой трехместный биплан в движение двумя угольными паровыми двигателями.Это только пролетел несколько секунд.

Первые паровые машины приводились в действие нагретым углем и, как правило, слишком тяжелый для полета.

Американец Сэмюэл Лэнгли сделал модель самолетов которые приводились в действие паровыми двигателями. В 1896 году он успешно пилотировал беспилотный самолет с паровым двигателем, получивший название Aerodrome . Он пролетел около 1 мили, прежде чем выдохся. Затем он попытался построить полную размерный самолет Aerodrome A, с газовым двигателем.В 1903 г. разбился сразу после спуска с плавучего дома.

В 1903 году братья Райт летал, Flyer , с бензиновым двигателем мощностью 12 лошадиных сил. двигатель.

С 1903 года, года первого полета братьев Райт, до конца 1930-х гг. газовый поршневой двигатель внутреннего сгорания с воздушным винтом был единственное средство, используемое для приведения в движение самолетов.

Это был Фрэнк Уиттл , британский пилот, который разработал и запатентовал первый турбореактивный двигатель в 1930 году.Двигатель Уиттла впервые успешно полетел в мае 1941 года. Этот двигатель имел многоступенчатый компрессор и систему внутреннего сгорания. камера, одноступенчатая турбина и сопло.

В то время, когда Уиттл работал в Англии, Ганс фон Охайн работал над подобным дизайном в Германии. Первый самолет, который успешно использовать газотурбинный двигатель был немецкий 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 . Опытный самолет ХР-59А впервые поднялся в воздух в октябре 1942 года.

Типы реактивных двигателей

Турбореактивные двигатели

Основная идея турбореактивный двигатель это просто.Воздух забирается из отверстия в передней части двигателя сжимается до 3-12 раз от исходного давления в компрессоре. Топливо добавляется в воздух и сжигается в камере сгорания, чтобы повысить температуру жидкой смеси примерно до 1100-1300 ° F. Образующийся горячий воздух проходит через турбину, которая приводит в действие компрессор. Если турбина и компрессор эффективны, давление на выходе из турбины будет почти вдвое выше атмосферного давления, и это избыточное давление отправляется к соплу для создания высокоскоростного потока газа, создающего тягу.Существенного увеличения тяги можно добиться, используя форсаж. Это вторая камера сгорания, расположенная после турбины и перед сопло. Форсажная камера увеличивает температуру газа перед соплом. Результатом этого повышения температуры является повышение температуры примерно на 40 процентов. по тяге на взлете и гораздо больший процент на высоких скоростях, когда самолет в воздухе.

Турбореактивный двигатель — реактивный двигатель.В реактивном двигателе 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 отскочить назад и выстрелить из задней части выхлопной трубы, толкая самолет вперед.

Изображение турбореактивного двигателя

Турбовинтовые

А турбовинтовой двигатель представляет собой реактивный двигатель, прикрепленный к пропеллеру.Турбина на спина поворачивается горячими газами, и это вращает вал, который приводит в движение пропеллер. Некоторые небольшие авиалайнеры и транспортные самолеты оснащены турбовинтовыми двигателями.

Как и турбореактивный, турбовинтовой двигатель состоит из компрессора, камеры и турбины, давление воздуха и газа используется для запуска турбины, которая затем создает мощность для привода компрессора. По сравнению с турбореактивным двигателем, турбовинтовой двигатель имеет лучшую тяговую эффективность на скоростях полета ниже примерно 500 миль в час.Современные турбовинтовые двигатели оснащены гребными винтами, которые иметь меньший диаметр, но большее количество лопастей для эффективной работы на гораздо более высоких скоростях полета. Чтобы приспособиться к более высоким скоростям полета, лопасти имеют форму ятагана со стреловидными передними кромками на концах лопастей. Двигатели с такими винтами называются пропеллеры , пропеллеры .

Изображение турбовинтового двигателя

Турбовентиляторы

А турбовентиляторный двигатель имеет большой вентилятор спереди, который всасывает воздух.Большая часть воздуха обтекает двигатель снаружи, что делает его тише. и дает больше тяги на низких скоростях. Большинство современных авиалайнеров оснащены двигателями турбовентиляторными двигателями. В турбореактивном двигателе весь воздух, поступающий во впускное отверстие, проходит через газогенератор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбина. В турбовентиляторном двигателе только часть поступающего воздуха попадает в камера сгорания. Остальное проходит через вентилятор или компрессор низкого давления, и выбрасывается непосредственно в виде «холодной» струи или смешивается с выхлопом газогенератора. для получения «горячей» струи.Целью такой системы байпаса является увеличение тяга без увеличения расхода топлива. Это достигается за счет увеличения общий массовый расход воздуха и снижение скорости при той же общей подаче энергии.

Изображение турбовентиляторного двигателя

Турбовалы

Это еще одна разновидность газотурбинного двигателя, который работает как турбовинтовой. система.Он не управляет пропеллером. Вместо этого он обеспечивает питание вертолета. ротор. Турбовальный двигатель спроектирован таким образом, чтобы скорость вертолета ротор не зависит от скорости вращения газогенератора. Это позволяет скорость ротора должна оставаться постоянной, даже если скорость генератора варьируется, чтобы регулировать количество производимой мощности.

Изображение турбовального двигателя

ПВРД

г. 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 вращающийся оборудование было опущено. Его применение ограничено тем, что его степень сжатия полностью зависит от скорости движения. ПВРД не развивает статического электричества. тяга и тяга вообще очень маленькая ниже скорости звука. Как следствие, ПВРД требует некоторой формы вспомогательного взлета, например другого самолета. Он использовался в основном в ракетных комплексах.Космические аппараты используют это тип струи.

Изображение ПВРД

Наверх

Что такое аэронавтика? | Динамика полета | Самолеты | Двигатели | История полета | Что такое UEET?
Словарь | Веселье и игры | Образовательные ссылки | Урок Планы | Индекс сайта | Дом

Стационарные газовые турбины и турбины внутреннего сгорания: новые стандарты производительности (NSPS)

На этой странице:

Сводка правил

Стационарные турбины внутреннего сгорания — это двигатель внутреннего сгорания, состоящий из трех основных секций.Первая секция, компрессор, всасывает воздух в двигатель, нагнетает его и подает в камеру сгорания. Топливо смешивается со сжатым воздухом, и смесь сжигается в камере сгорания. При сгорании образуется высокотемпературный газовый поток под высоким давлением, который входит и расширяется через последнюю секцию, секцию турбины. Когда горячий газ сгорания расширяется через секцию турбины, он вращает вращающиеся лопасти, которые вращают вал. Вращающиеся лопасти приводят в действие компрессор для втягивания большего количества сжатого воздуха в секцию сгорания и либо вращают генератор для выработки электричества, либо механический привод (например.г., компрессор).

Выхлопные газы турбины достаточно горячие, несколько сотен градусов, для получения дополнительной полезной мощности. Комбинированные и комбинированные теплоэнергетические установки используют парогенераторы-утилизаторы (HRSG) для производства пара из тепловой энергии в выхлопе турбины. Этот пар можно использовать либо для производства дополнительной электроэнергии, либо для прямого нагрева.

Новые стандарты производительности (NSPS) для стационарных турбин внутреннего сгорания изложены в Своде федеральных нормативных актов в соответствии с 40 CFR Part 60 Subparts GG и KKKK.Подчасть GG охватывает турбинные двигатели, строительство которых началось после 3 октября 1977 г. и до 18 февраля 2005 г. Подраздел KKKK охватывает как газотурбинный двигатель внутреннего сгорания, так и любой связанный с ним парогенератор с рекуперацией тепла для агрегатов, строительство которых началось после 18 февраля 2005 г. Основные загрязнители EPA регулируется из этих источников, включая оксиды азота (NOx) и диоксид серы (SO ₂ ).

История правил

29.08.2012 — Предлагаемое правило (стационарные газовые турбины и стационарные турбины внутреннего сгорания, части GG и KKKK)

20.03.2009 — Прямое окончательное правило (стационарные турбины внутреннего сгорания, подраздел KKKK)

07/06/2006 — Окончательное правило (стационарные турбины внутреннего сгорания, подраздел KKKK)

24.02.2006 — Предлагаемое правило и прямое окончательное правило (стационарные газовые турбины, подраздел GG)

18.02.2005 — Предлагаемое правило (стационарные турбины внутреннего сгорания, подраздел KKKK)

08.07.2004 — Окончательное правило; поправки (Стационарные газовые турбины, подраздел GG)

28.05.2003 — Отмена прямого окончательного правила (стационарные газовые турбины, подраздел GG)

14.04.2003 — Предлагаемое правило и прямое окончательное правило (стационарные газовые турбины, подраздел GG)

05.11.1987 — Окончательное правило; коррекция (Стационарные газовые турбины, подраздел GG)

27.01.1982 — Окончательное правило (стационарные газовые турбины, подраздел GG)

15.04.1981 — Предлагаемое правило (стационарные газовые турбины, подраздел GG)

10.09.1979 — Окончательное правило (стационарные газовые турбины, подраздел GG)

10/03/1977 — Предлагаемое правило (стационарные газовые турбины, подраздел GG)

Дополнительные ресурсы

Ответ на комментарии общественности о предлагаемых стандартах характеристик стационарных газовых турбин (февраль 2006 г.)

Анализ экономического воздействия стационарных турбин внутреннего сгорания NSPS: Заключительный отчет (февраль 2006 г.)

Анализ экономического воздействия предлагаемых стационарных газовых турбин NSPS: окончательный отчет (февраль 2005 г.)

Просмотрите сопроводительные документы в папке списка, чтобы найти дополнительные документы, связанные с правилами.

Связанные правила

Стационарные турбины внутреннего сгорания: национальные стандарты выбросов опасных веществ, загрязняющих воздух (NESHAP)

Документ по альтернативным методам контроля: Выбросы NOx от стационарных газовых турбин

.

No related posts.