Видно, что температура ТГТ составляет порядка 600°С ( Каков нормальный диапазон ТГВ реактивного двигателя? ) для авиационных турбин и почти такая же для стационарных турбин. Почему нельзя дополнительно использовать высокотемпературные выхлопные газы, например, добавить еще одну ступень в секцию турбины, которая извлекает больше энергии?
В авиационных турбинах мы не можем просто добавить еще одну ступень турбины, как еще одну турбину низкого давления, установленную на другом золотнике? Для наземных газовых турбин мы можем частично использовать эти высокотемпературные выхлопные газы в комбинированном цикле, но как насчет авиационных двигателей?
Это можно сделать, но лучший удельный расход топлива не компенсирует лишний вес. Все мы знаем, что авиадвигатели должны быть как можно легче. На суше стационарные установки, где вес имеет мало значения, регенерация, промежуточное охлаждение и даже комбинированный цикл (например, при выработке электроэнергии с использованием газовой турбины, которая приводит в действие генератор переменного тока, но с выхлопными газами, образующими пар для парового турбогенератора). ..). КПД очень и очень высокий, но вес и габариты тоже немалые...
Но пробовали: https://airandspace.si.edu/collection-objects/allison-t78-2-turboprop-engine
https://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1963/1963%20-%201880.html
( Источник )
Разве мы не можем просто добавить еще одну ступень турбины?
В турбореактивном двигателе замедление выхлопа (за счет добавления дополнительных ступеней турбины) противоречит цели реактивного двигателя.
И если вы хотите использовать всю энергию активной зоны для запуска вентилятора в ТРДД, то внешний байпасный поток будет расходиться в зону низкого давления, вызывая сопротивление, и даже может вызвать реверсирование потока, т. е. воздух будет подсасываться из ТРДД. назад - вызывая всплеск.
Кроме того, при максимальной мощности вентилятор в турбовентиляторе уже работает на своей наиболее эффективной скорости, если увеличить скорость, выигрыш обернется потерями.
Фриман