Насколько я знаю из принципа работы реактивных двигателей, сжатый воздух в камере сгорания (или в адсорбере) смешивается с топливом. Воспламененная смесь расширяется назад, чтобы вращать роторы турбины и увековечивать рабочий цикл. В конце концов, оставшийся горячий газ создает тягу.
Хотя нагретый газ расширяется в пространстве во всех направлениях, почему газ сгорания расширяется только в одном направлении, к турбине?
На самом деле не так просто обеспечить правильную скорость газа в газовой турбине. В компрессоре вы хотите ограничить скорость потока через лопатки компрессора до высокого дозвукового диапазона, поэтому вход должен замедлять поток до прибл. 0,4 - 0,5 Маха. Меньше будет означать меньшую пропускную способность и, следовательно, меньшую тягу.
Однако эта скорость слишком высока для воспламенения. Топливу нужно некоторое время, чтобы смешаться со сжатым воздухом , и если скорость потока высока, ваша камера сгорания становится очень длинной, и двигатель становится тяжелее, чем необходимо. Поэтому поперечное сечение, ведущее от компрессора к камере сгорания, тщательно расширяется, чтобы замедлить воздушный поток без разделения (см. Раздел ниже, названный «диффузор»). Вокруг топливных форсунок вы найдете самую низкую скорость газа во всем двигателе. Теперь горение нагревает газ и заставляет его расширяться. Самое высокое давление во всем двигателе находится прямо на последней ступени компрессора - отсюда давление падает только по мере продвижения. Это гарантирует, что обратный поток в компрессор невозможен. Однако, когда компрессор глохнетс (это очень похоже на остановку крыла - лопатки компрессора маленькие крылья и имеют те же ограничения), он не может поддерживать высокое давление, и вы получаете обратный поток. Это называется всплеск .
На приведенном ниже графике показаны типичные значения скорости потока, температуры и давления в реактивном двигателе. Сделать это правильно — задача конструктора двигателя.
График параметров потока двигателя по длине ТРД (рисунок взят из этой публикации)
Задняя часть двигателя должна блокировать поток расширяющегося газа в меньшей степени, чем передняя часть, чтобы он продолжал течь в правильном направлении. Поддерживая поперечное сечение камеры сгорания постоянным, конструктор двигателя гарантирует, что расширяющийся газ будет ускоряться, преобразовывая тепловую энергию в кинетическую, без потери давления (небольшой перепад давления в камере сгорания вызван трением и эффектом Рэлея ). Теперь ускоренный поток попадает на турбину, и давление газа в каждой ее ступени падает, что опять же обеспечивает отсутствие обратного потока. Турбина должна получать от потока столько энергии, сколько необходимо для работы компрессора и подключенных к нему насосов и генераторов, не блокируя слишком сильно поток.
Оставшееся давление снова преобразуется в скорость в форсунке . Теперь газ все еще намного горячее окружающего воздуха, и хотя поток на конце сопла в современных авиалайнерах все еще дозвуковой, фактическая скорость потока намного выше, чем скорость полета. Разница скоростей между скоростью полета и скоростью выхода газа из сопла создает тягу .
Истребительные двигатели обычно имеют сверхзвуковой поток на конце сопла, что требует тщательной профилировки и регулировки контура сопла. Обо всем этом читайте здесь .
Воздух в компрессоре сжимается и движется вниз по потоку к секции сгорания. Сгорание не создает достаточного давления, чтобы преодолеть все это, и давление снижается, поскольку воздух расширяется через секции турбины.
Когда давление в секции компрессора падает слишком сильно, пламя сгорания расширяется в обоих направлениях. Это называется " помпаж компрессора ".
Отказ от ответственности: я, возможно, провел несколько часов в Википедии в какой-то момент, пытаясь ответить на этот вопрос для себя!
Реактивные двигатели используют цикл Брайтона, который представляет собой «изобарический» процесс во время сгорания, что означает, что он поддерживает постоянное давление в этой фазе. Это контрастирует с циклом Отто типичного четырехтактного поршневого двигателя, который является «изохорным» во время сгорания, что означает, что в этой фазе объем остается постоянным.
Цикл Брайтона состоит из 3-х частей, из которых сгорание происходит в середине
Так как же работает это «постоянное давление»? На мгновение отнеситесь к камере сгорания как к ящику. Независимо от того, происходит ли горение или нет, обычно внутри коробки будет постоянное давление. Компрессор нагнетает в него воздух с определенной скоростью и давлением. Если турбина в конце камеры может «утилизировать» воздух с достаточно высокой скоростью, она может поддерживать давление в дальнем конце камеры равным давлению в переднем конце.
Так как же это «постоянное давление» на самом деле удерживает фронт пламени от продвижения вперед? Хитрость заключается в том, что фронт пламени пытается продвигаться вперед, но скорость воздуха в камере соответствует скорости фронта пламени, удерживая его в постоянном месте в камере. Это динамический процесс, поэтому нам понадобится динамика. Их ключевая деталь заключается в том, что турбина и компрессор находятся на одной оси, поэтому то, что происходит с одним, влияет на другое.
Рассмотрим три случая, которые сравнивают скорость воздушного потока с топливом:
Один из выводов из этой модели заключается в том, что реактивные двигатели не могут быстро изменять тягу. Если вы быстро добавляете топливо, увеличивая дроссельную заслонку, вы задушите двигатель, поэтому вы не получите много дополнительной мощности, пока турбина и компрессор не смогут раскрутиться, чтобы уравнять двигатель.
Я наткнулся на этот вопрос и подумал, что могу добавить немного информации, так как сразу узнал силовую установку.
Это не еще один полный ответ, а только ответ @albin и @PeterKampf относительно модели двигателя. Я пока не могу добавлять комментарии, поэтому отредактируйте это по мере необходимости.
Изображение двигателя, которое вы использовали в своем ответе, представляет собой силовую часть серии Allison 501, которая использовалась в нескольких гражданских и военных самолетах. Редуктор и гребной винт были исключены из этого изображения (по какой-то причине). Это упущение сбивает с толку, пожалуйста, посмотрите на мое изображение ниже, чтобы увидеть всю картину того, что происходит в этой силовой установке. Обычно устанавливался пропеллер Aeroproducts или Hamilton-Standard.
@PeterKampf, вы были на правильном пути - после того, как турбина извлекла ее, для реактивной тяги осталось мало энергии, потому что большая часть энергии нужна для привода RGB и пропеллера. Очень типичная для турбовинтовой (или турбовальной, для вертолетов) конструкция - остаточная реактивная тяга малопригодна. В этом случае при определенных атмосферных условиях и скорости вращения (13 820 об/мин) турбина может извлекать из газового потока примерно 10 000 лошадиных сил. Для привода компрессора требуется ~ 6000 л.с., что оставляет около 4000 л.с. на валу для RGB и пропеллера.
Convair 580 использует 2 таких силовых установки, Lockheed C-130 Hercules использует 4.
Если бы это была конструкция с турбореактивным двигателем, двигатель, вероятно, имел бы только 2 ступени турбины вместо 4. Это извлекало бы только достаточно энергии для приведения в действие компрессора (и, таким образом, самоподдерживающего двигателя), с большим количеством тяги, оставшейся для использования.
хмахольм ушел за Монику
MSalters
пользователь3528438
Хью Перкинс
альбин
Хью Перкинс