Какова рабочая температура турбовентиляторного двигателя и как он поддерживается при этой температуре?

Да, если бы вы могли увеличить температуру сгорания в горячей части газовой турбины, вы могли бы резко повысить эффективность двигателя. Проблема, конечно, состоит в том, чтобы найти материалы, которые могут поддерживать структурную целостность в этих режимах в течение длительного срока службы и при этом содержать горячий газ; в настоящее время мы находимся на пределе тепловых характеристик существующих материалов.

Ключевыми проблемами здесь являются:

Температуры - горячие секции газовой турбины работают при температуре от 1600 ° F (871 ° C / 1144 K) до 2600 ° F (1427 ° C / 1700 K) для высокопроизводительных военных двигателей, чтобы обеспечить высокую тягу или большую полезную работу. на единицу сожженного топлива. Ни один из известных металлов не может выдерживать эти верхние пределы и при этом сохранять высокий предел текучести. Это также вызывает большие проблемы теплового расширения между неоднородными материалами и покрытиями, а также окисление и гальваническую коррозию.

Нагрузки - золотники газовой турбины могут вращаться со скоростью до 40 000 об / мин в случае компрессоров высокого давления и турбин высокого давления. Это создает огромные центростремительные нагрузки на лопасти и другие компоненты, которые они должны выдерживать и не превышать предела текучести материала.

Длительная работа между обслуживанием и надежностью - двигатель должен выдерживать эти нагрузки в течение нескольких сотен циклов в течение нескольких тысяч часов между капитальными ремонтами. Избыточность, а также устойчивость к повреждениям также должны быть встроены в конструкцию. Последствия серьезны; Надежность и надежность двух газотурбинных двигателей — вот все, что отличает успешный полярный перелет из Сиэтла в Москву на 777 и 320 человек, замерзших в Северном Ледовитом океане.

Исторически горячие секции газовых турбин изготавливались из сплавов металлов с высокими температурами плавления и хорошим пределом текучести, таких как никель и кобальт очень высокой чистоты. При этом также начинают использоваться титан и молибден. Дополнительные методы формования, такие как литье монокристалла, используются для удаления кристаллических зерен из материала для повышения его прочности. Лопасти («ковши») турбины высокого давления также отлиты с каналами и имеют тонкие отверстия, просверленные лазером на их поверхности, чтобы принимать воздух, отбираемый от компрессора, и эффективно «омывать» пограничный слой лопатки более холодным воздухом. обернув его в прохладную газовую одеяло, чтобы защитить его от высокотемпературного выхлопа.

Для этого рассматриваются более экзотические материалы и техники. Компании GEAE и P&W изучают возможности использования композитных и керамических лопаток в горячих секциях. Они обеспечивают высокий предел текучести при высоких температурах, но опять же создают проблемы с точки зрения окисления и теплового расширения.

Q1: Если предположить, что под рабочей температурой вы подразумеваете температуру на входе в турбину, в этой статье говорится, что двигатель Pratt & Whitney F135 в F-35 (JSF) имеет TIT 3600 °F (1982 °C / 2255 K), но это самое высокое рабочие характеристики авиационных двигателей не превышают 3000 ° F (1649 ° C / 1922 K), в то время как для неавиационных двигателей температура приближается к 2700 ° F (1482 ° C / 1755 K) или ниже. Точные цифры для современных двигателей вряд ли будут озвучены публично. Маттингли в своей книге «Элементы силовой установки: газовые турбины и ракеты» приводит таблицу (6-2, стр. 363), в которой даны общие рекомендации в зависимости от возраста двигателя. Он говорит:

• 1955-1965 2000 ° R = 1540 ° F (838 ° C / 1111 K)
• 1965-1985 2500 ° R = 2040 ° F (1116 ° C / 1389 K)
• 1985-2005 3200 ° R = 2740 ° F (1504 ° C / 1778 K)
• 2005-2025 3600 ° R = 3140 ° F (1726 ° C / 2000 K)

Утверждается, что газовая турбина GE J79 , впервые запущенная в 1954 году, имеет TIT 1710 ° F (932 ° C / 1205 K), поэтому эти рекомендации выглядят разумными.

Q2: Повышение температуры на входе в турбину позволяет добавить больше топлива, что увеличивает тягу и, следовательно, отношение тяги к весу и удельную тягу (тяга на фунт всасываемого воздуха). Увеличение ТИТ (при той же степени повышения давления) также оказывает некоторое влияние на улучшение удельного расхода топлива. При этом ТИТ улучшается SFC за счет повышения степени сжатия компрессора. На приведенной ниже диаграмме показаны эффекты для конкретного двигателя, конкретные эффекты будут различаться для каждого двигателя в зависимости от степени двухконтурности и т. д.

Q3: Существует три метода охлаждения деталей турбины. Основной подход заключается в отводе части воздуха на выходе из компрессора, который затем обходит сгорание и подается на лопатки и лопатки турбины. На приведенном ниже рисунке также приведены некоторые цифры для % расхода воздуха на выходе из компрессора, который используется.

Другие часто используемые методы включают использование небольших отверстий на лопатках и поверхностях лопаток, через которые выходит охлаждающий поток. Это создает пленку холодного воздуха над деталью и называется пленочным охлаждением (левое изображение). На некоторых более современных двигателях также используются термобарьерные покрытия (правый рисунок). Это керамические покрытия, защищающие основной металл от горячего газа. Обычно TBC добавляют в качестве дополнительного метода, чтобы увеличить срок службы детали. Но иногда TBC необходим для получения базового срока службы, и тогда его называют «основным зависимым» .