В авиационной технике общая степень сжатия или общая степень сжатия — это отношение давления застоя , измеренное спереди и сзади компрессора газотурбинного двигателя . Термины степень сжатия и степень давления используются взаимозаменяемо. [1] Общая степень сжатия также означает общую степень сжатия цикла , которая включает впускной коллектор. [2]
Ранние реактивные двигатели имели ограниченные степени сжатия из-за неточностей конструкции компрессоров и различных ограничений по материалам. Например, Junkers Jumo 004 времен Второй мировой войны имел общую степень сжатия 3,14:1. Snecma Atar, выпущенная сразу после войны, немного улучшила ее до 5,2:1. Улучшения в материалах, лопатках компрессора и, в особенности, внедрение многокаскадных двигателей с несколькими различными скоростями вращения привели к гораздо более высоким степеням сжатия, распространенным сегодня.
Современные гражданские двигатели обычно работают между 40 и 55:1. Самый высокий из находящихся в эксплуатации — General Electric GEnx -1B/75 с OPR 58 в конце подъема на крейсерскую высоту (Top of Climb) и 47 для взлета на уровне моря . [3]
В общем, более высокий общий коэффициент давления подразумевает более высокую эффективность, но двигатель обычно будет весить больше, поэтому есть компромисс. Высокий общий коэффициент давления позволяет установить на реактивном двигателе сопло с большим коэффициентом площади. Это означает, что больше тепловой энергии преобразуется в скорость струи, и энергетическая эффективность улучшается. Это отражается в улучшении удельного расхода топлива двигателя .
У GE Catalyst OPR составляет 16:1, а его тепловой КПД составляет 40%, у Pratt & Whitney GTF 32:1 — тепловой КПД 50%, а у GEnx 58:1 — тепловой КПД 58%. [4]
Одним из основных ограничивающих факторов степени сжатия в современных конструкциях является нагревание воздуха при сжатии. По мере прохождения воздуха через ступени компрессора он может достигать температур, которые представляют риск разрушения материала для лопаток компрессора. Это особенно касается последней ступени компрессора, и температура на выходе из этой ступени является общепринятым показателем качества для конструкций двигателей.
Военные двигатели часто вынуждены работать в условиях, которые максимизируют тепловую нагрузку. Например, General Dynamics F-111 Aardvark должен был работать на скорости 1,1 Маха на уровне моря . Как побочный эффект этих широких рабочих условий и, как правило, более старых технологий в большинстве случаев, военные двигатели обычно имеют более низкие общие степени давления. Pratt & Whitney TF30, используемый на F-111, имел степень давления около 20:1, в то время как более новые двигатели, такие как General Electric F110 и Pratt & Whitney F135, улучшили ее до около 30:1.
Дополнительным беспокойством является вес. Более высокая степень сжатия подразумевает более тяжелый двигатель, что в свою очередь требует больше топлива для переноски. Таким образом, для конкретной технологии строительства и набора планов полета можно определить оптимальную общую степень давления.
Термин не следует путать с более знакомым термином степень сжатия , применяемым к поршневым двигателям . Степень сжатия — это отношение объемов. В случае поршневого двигателя с циклом Отто максимальное расширение заряда ограничено механическим движением поршней (или ротора), и поэтому сжатие можно измерить, просто сравнив объем цилиндра с поршнем в верхней и нижней точке его движения. Этого нельзя сказать о газовой турбине с «открытым концом», где ограничивающими факторами являются эксплуатационные и структурные соображения. Тем не менее, эти два термина схожи в том, что оба предлагают быстрый способ определения общей эффективности относительно других двигателей того же класса.
Коэффициент повышения давления в двигателе (EPR) отличается от OPR тем, что OPR сравнивает давление на впуске с давлением воздуха на выходе из компрессора и всегда больше 1 (часто намного больше), тогда как EPR сравнивает давление на впуске с давлением в выхлопной трубе двигателя (т. е. после того, как воздух был использован для сгорания и отдал энергию турбинному колесу(ам) двигателя) и часто меньше 1 при низких настройках мощности.
В целом эквивалентной мерой эффективности ракетного двигателя является отношение давления в камере к давлению на выходе, и для главного двигателя космического челнока это отношение может превышать 2000 .