Hej alle sammen! I denne artikel vil jeg fortælle om, hvordan luftfarts gas turbine motorer (GTM) fungerer. Jeg vil prøve at gøre det så simpelt og forståeligt som muligt.
Luftfarts GTM kan opdeles i:
- turbojetmotorer (TJ)
- dobbeltkontur turbojetmotorer (DCTJ)
- Turboventilmotorer (TVM)
- Turbinemotorer (TM)
Bemærk, at TJ og DCTJ kan have en efterforbrændingskammer; i så fald vil de være TJF og DCTJF henholdsvis. I denne artikel vil vi ikke behandle dem.
Lad os begynde med turbojetmotorerne.
Turbojetmotorer
Denne type motorer blev udviklet i første halvdel af det 20. århundrede og begyndte at finde bred anvendelse ved slutningen af Anden Verdenskrig. Den første serielle turbojetfly i verden var den tyske Me.262. TJ var populære indtil 60'erne, hvorefter de blev udfaset af DCTJ.
Moderne foto af Me-262 taget i 2016
Den enkleste turbojetmotor består af følgende elementer:
- Indtagsanordning
- Kompressor
- Forbrændingskammer
- Turbine
- Rocketdyse (herefter blot dyse)
Man kan sige, at dette er minimumsudstyret for normal drift af motoren.
Lad os nu se på, hvad der er nødvendigt, og hvorfor.
Indtagsanordningen er et udvidende* rør, hvor luften ledes til kompressoren og forbehandles. I det omdannes den kinetiske energi af den indkommende luft delvist til tryk.
*her og fremad vil vi tale om subsoniske hastigheder. Ved oversoundhastigheder ændrer fysikken sig, og det er helt anderledes.
Kompressoren er en enhed, hvor lufttrykket øges. Kompressoren kan karakteriseres ved en størrelse kendt som trykforholdet. I moderne motorer begynder dette allerede at overstige 40 enheder. Derudover øges temperaturen (måske op til 400 grader Celsius).
Forbrændingskammeret er en enhed, hvor varme fra brændstofforbrænding tilføres til den komprimerede luft (efter kompressoren). Temperaturen i forbrændingskammeret er meget høj og kan nå op til 2000 grader Celsius. Du kunne tro, at gastrykket i kammeret også stiger kraftigt, men det er ikke tilfældet. Teoretisk set anses det for, at varmeoverførslen sker ved konstant tryk. I virkeligheden falder trykket lidt på grund af tab (et problem med designets ufuldkommenhed).
Turbinen er en enhed, der omdanner en del af den energi, som gassen efter forbrændingskammeret besidder, til mekanisk energi til drivkraften af kompressoren. Da turbiner ikke kun bruges i luftfarten, kan man give en mere generel definition: det er en enhed, der omdanner den indre energi af arbejdsmidlet (i vores tilfælde er arbejdsmidlet gassen) til mekanisk arbejde på akslen. Som du kan forstå, er turbinen og kompressoren på samme aksel og er stift forbundet med hinanden. Hvis der sker et trykforøgelse i kompressoren, er det omvendt i turbinen, hvor trykket falder, dvs. gassen udvider sig.
Dysen er en indsnævret kanal, hvor den potentielle energi af gassen omdannes til kinetisk energi (den resterende energi efter turbinen). Som i turbinen sker der også en udvidelse af gassen i dysen. Der dannes en stråle, der bevæger flyet, når den strømmer ud af dysen.
Vi har nu gennemgået de grundlæggende elementer. Men er det stadig ikke helt klart, hvordan det fungerer? Lad os så gennemgå det igen kort.
Luft fra atmosfæren kommer ind i indretningen, hvor den komprimeres lidt, og derefter ledes til kompressoren. I kompressoren stiger lufttrykket yderligere, og temperaturen stiger. Efter kompressoren kommer luften ind i forbrændingskammeret, hvor den blandes med brændstof og antændes, hvilket fører til en kraftig temperaturstigning ved, man kan sige, konstant tryk. Efter forbrændingskammeret kommer den varme komprimerede gas ind i turbinen. En del af gassens energi bruges til at drive kompressoren ved hjælp af turbinen (så den kan udføre sin funktion, som beskrevet ovenfor), mens en anden del af energien bruges til den bevægelse, vi har brug for, af flyet, da gassen, efter at have passeret turbinen, omdannes til en jetstråle i dysen og siver ud i atmosfæren. Hermed afsluttes cyklussen. Selvfølgelig forløber alle processer i cyklussen kontinuerligt i virkeligheden.
En sådan cyklus kaldes Brayton-cyklussen eller den termodynamiske cyklus med konstant tryk og kontinuerlig varmeoverførsel. Alle gasturbiner arbejder efter sådan en cyklus.
Brayton-cyklussen i P-V koordinater
N-V — kompressionsprocessen i indretningen
V-K — kompressionsprocessen i kompressoren
K-G — isobarisk varmeoverførsel
G-T — ekspansionsprocessen af gassen i turbinen
G-S — ekspansionsprocessen af gassen i dysen
S-N — isobarisk varmeafledning til atmosfæren
Skitsemæssig konstruktion af en turbojetmotor, hvor 0-0 — motorakslen
En turbojetmotor kan også have to aksler. I så fald består kompressoren af en lavtrykskompressor (LPC) og en højtrykskompressor (HPC), mens arbejdet leveres af lavtryksturbinen (LPT) og højtryksturbinen (HPT) henholdsvis. Denne ordning er mere fordelagtig gasdynamisk.
En virkelig motor af denne art i tværsnit
Vi har gennemgået princippet for arbejdet i det simpelste skema for en luftfarts gasturbine-motor. Naturligvis installeres der i moderne "Airbus" og "Boeing" turbofanmotorer, hvis konstruktion er betydeligt mere kompleks, men de fungerer alle efter de samme love. Lad os se på dem.
Dobbeltstrøms turbojetmotor
TRDD adskiller sig først og fremmest fra TRD ved at have to kredsløb: et ydre og et indre. Det indre kredsløb indeholder det samme som TRD: kompressor (opdelt i KND og KVD), forbrændingskammer, turbine (opdelt i TVD og TND) og dyse. Det ydre kredsløb er en kanal med en dyse i enden. Der er hverken forbrændingskammer eller turbine i det. For begge kredsløb (lige efter motorens indtag) er der en kompressortrin, der arbejder på begge kredsløb.
Det er ikke en særlig klar fremstilling, er det? Lad os se nærmere på, hvordan det fungerer.
Schematic konstruktion af en todelt, to kredsløbs turbojetmotor
Luften, der går ind i motoren, opdeles i to strømme efter at have passeret gennem den første trin af lavtryk kompressoren. Den ene del af luften går gennem det indre kredsløb, hvor de samme processer finder sted, som vi beskrev, da vi kiggede på TRD. Den anden del af luften går ind i det ydre kredsløb, hvor den får energi fra det første trin af KND (den, der arbejder på begge kredsløb). I det ydre kredsløb bruges luften kun til at overvinde hydrauliske tab (på grund af friktion). Til sidst når denne luft den ydre dyse og skaber en enorm fremdrift. Fremdriften skabt af det ydre kredsløb kan udgøre 80 % af den samlede fremdrift for motoren.
En af de vigtigste egenskaber ved TRDD er graden af to kredsløb. Graden af to kredsløb er forholdet mellem luftstrømmen i det ydre kredsløb til luftstrømmen i det indre kredsløb. Dette tal kan være både større og mindre end én. På moderne motorer overstiger dette tal 12 enheder.
Motorer, der har en grad af to kredsløb større end to, kaldes typisk turboventilatorer, og den første trin af kompressoren (den, der arbejder på begge kredsløb) kaldes ventilator.
TRDD på Boeing 757-200. I forgrunden kan man se indtagssystemet og ventilatoren
På nogle motorer drives ventilatoren af en separat turbine, der placeres nærmest dysen for det indre kredsløb. Så bliver motoren en tre-akslet. For eksempel er motorerne Rolls Royce RB211 (brugt på L1011, B747, B757, B767), D-18T (An-124), D-36 (Yak-42) udført efter denne ordning.
D-18T i tværsnit fra indersiden
Den største fordel ved TRED er muligheden for at skabe stor træk og god brændstofeffektivitet i forhold til TRD.
Med dette vil jeg afslutte om TRED og gå videre til den næste type motorer – TWD.
Turboventilmotorer
Turboventilmotoren, ligesom turbojetmotoren, tilhører gas turbine motorerne. Og den fungerer næsten som turbojetmotoren. Den grundlæggende turboventilmotor består af de allerede kendte elementer: kompressor, forbrændingskammer, turbine og dyse. Til disse tilføjes en gearkasse og en propeller.
Driftsprincippet er det samme som for turbojetmotoren, med den forskel at næsten al gasens energi bruges af turbinen til at drive kompressoren og propellen via gearkassen (her er propellen og gearkassen på samme aksel som kompressoren). Propellen skaber den største del af træk. Den resterende del af energien, efter turbinen, ledes til dysen og danner reaktivt træk, men dette er lille, og kan udgøre en tiendedel af det samlede. Gearkassen i dette system er nødvendig for at nedsætte omdrejningerne og overføre momentet, da turbinen kan rotere med meget høj frekvens, for eksempel 10.000 omdrejninger per minut, mens propellen kun har brug for 1.500. Og propellen er ret tung.
Schematic konstruktion af TWD
Men der findes også en anden skema for turboventilmotorer: med fri turbine.
Essensen er, at der bag den almindelige kompressorturbine er en separat turbine, der ikke er mekanisk forbundet med kompressorturbinen. Denne turbine kaldes fri. Forbindelsen mellem kompressorturbinen og den frie turbine er kun gasdynamisk. Fra den frie turbine går der en separat aksel, hvortil gearkassen med propellen monteres. Alt andet fungerer på samme måde som i første tilfælde. De fleste moderne motorer er udført netop efter denne skema. En af fordelene ved denne skema er muligheden for at bruge motoren på jorden som en hjælpekraftanlæg (APU), uden at bevæge propellen.
Schematic konstruktion af TWD med fri turbine
Jeg vil bemærke, at man ikke bør se på turboventilmotorer som en ineffektiv relikvie fra fortiden. Jeg har hørt sådanne udtalelser flere gange, men de er forkerte.
Turboprops har i nogle tilfælde den højeste effektivitet, typisk på fly med ikke alt for høje hastigheder (f.eks. ved 500 km/t), selvom flyet kan være af betydelige størrelser. I sådanne tilfælde kan turbopropmotoren være meget mere økonomisk end den tidligere nævnte turbojetmotor.
Her slutter vi vores gennemgang af turbopropmotorer. Vi er langsomt nået til konceptet turbovalmotor.
Turbovalmotor
Det må være, at de fleste læsere her overhovedet hører dette navn for første gang. Denne type motorer bruges i helikoptere.
Turbovalmotoren ligner meget turbopropmotoren med fri turbine. Den består også af en kompressor, en forbrændingskammer, en kompressorturbine, og derefter følger en fri turbine, der kun er gasdynamisk knyttet til det hele. Men denne motor genererer ikke reaktiv thrust; den har ikke noget reaktionsdyse, kun udstødning. Den frie turbine har sin egen aksel, som forbindes til hovedgearboxen i helikopteren (for rotoren). Ja, alle helikoptere, jeg kender til, har sådan en gearbox, og som regel er den ganske stor. Dette skyldes, at omdrejningerne af rotorbladene i helikopteren er meget lave. Hvis et fly, som jeg nævnte før, kan nå 1500 omdr./min, så har helikopteren, for eksempel Mi-8, kun 193 omdr./min.
Omdrejningerne af motoren i helikopteren er ofte meget høje (på grund af dens små størrelse), og de skal reduceres hundredvis af gange. Der er tilfælde, hvor gearboxen findes både på motoren og på selve helikopteren, som i Mi-2 og dens GTD-350 motor.
Skitsemæssig konstruktion af turbovalmotoren
TV3-117 motoren fra helikopteren Mi-8. Til højre ses udstødningsrøret og drivakslen
Så vi har gennemgået fire typer gas turbine motorer. Jeg håber, min tekst var forståelig og nyttig for dig. Du kan stille alle spørgsmål og bemærkninger i kommentarerne.
Tak for opmærksomheden.
Kilde: habr.com
