В авиационной технике общая степень сжатия или общая степень сжатия — это соотношение давления торможения , измеренное в передней и задней части компрессора газотурбинного двигателя . Термины «степень сжатия» и «степень давления» используются как взаимозаменяемые. [1] Общая степень сжатия также означает общую степень сжатия в цикле , включая впускной плунжер. [2]
Ранние реактивные двигатели имели ограниченную степень сжатия из-за неточностей конструкции компрессоров и различных ограничений по материалам. Например, Junkers Jumo 004 времен Второй мировой войны имел коэффициент общего давления 3,14:1. Послевоенная Snecma Atar незначительно улучшила этот показатель до 5,2:1. Улучшения в материалах, лопатках компрессора и особенно внедрение многозолотниковых двигателей с несколькими различными скоростями вращения привели к гораздо более высоким степеням давления, распространенным сегодня.
Современные гражданские двигатели обычно работают в диапазоне от 40 до 55:1. Самый высокий из находящихся в эксплуатации самолетов — General Electric GEnx -1B/75 с OPR 58 в конце набора высоты на крейсерскую высоту (Top of Climb) и 47 при взлете на уровне моря . [3]
Вообще говоря, более высокий общий коэффициент давления подразумевает более высокий КПД, но двигатель обычно весит больше, поэтому существует компромисс. Высокая общая степень давления позволяет установить на реактивный двигатель сопло большей площади. Это означает, что большая часть тепловой энергии преобразуется в скорость струи, и повышается энергетическая эффективность. Это отражается на улучшении удельного расхода топлива двигателем .
GE Catalyst имеет OPR 16:1 и тепловой КПД 40 %, Pratt & Whitney GTF 32:1 имеет тепловой КПД 50 %, а GEnx 58:1 имеет тепловой КПД 58 %. [4]
Одним из основных факторов, ограничивающих степень сжатия в современных конструкциях, является то, что воздух нагревается при сжатии. Когда воздух проходит через ступени компрессора, он может достигать температур, которые создают риск повреждения материала лопаток компрессора. Это особенно справедливо для последней ступени компрессора, а температура на выходе из этой ступени является общепринятым показателем конструкции двигателей.
Военные двигатели часто вынуждены работать в условиях, обеспечивающих максимальную тепловую нагрузку. Например, General Dynamics F-111 Aardvark должен был работать на скорости 1,1 Маха на уровне моря . В качестве побочного эффекта таких широких условий эксплуатации и, как правило, более старых технологий в большинстве случаев военные двигатели обычно имеют более низкую общую степень сжатия. Pratt & Whitney TF30 , использовавшийся на F-111, имел соотношение давлений около 20:1, в то время как более новые двигатели, такие как General Electric F110 и Pratt & Whitney F135, улучшили это соотношение примерно до 30:1.
Дополнительная проблема – вес. Более высокая степень сжатия подразумевает более тяжелый двигатель, что, в свою очередь, требует затрат топлива на перевозку. Таким образом, для конкретной технологии строительства и набора схем полета можно определить оптимальную общую степень сжатия.
Этот термин не следует путать с более знакомым термином « степень сжатия» , применяемым к поршневым двигателям . Степень сжатия – это соотношение объемов. В случае поршневого двигателя с циклом Отто максимальное расширение заряда ограничивается механическим движением поршней (или ротора), поэтому компрессию можно измерить, просто сравнивая объем цилиндра с поршнем в момент верх и низ его движения. Чего нельзя сказать о газовой турбине с открытым концом, где эксплуатационные и структурные соображения являются ограничивающими факторами. Тем не менее, эти два термина схожи в том, что они оба предлагают быстрый способ определения общей эффективности по сравнению с другими двигателями того же класса.
Степень сжатия двигателя (EPR) отличается от OPR тем, что OPR сравнивает давление на впуске с давлением воздуха на выходе из компрессора и всегда больше 1 (часто очень сильно), тогда как EPR сравнивает давление на впуске с давлением в выхлопной трубе двигателя (т. е. после того, как воздух был использован для сгорания и передан энергии турбинному колесу(ам) двигателя) и часто меньше 1 при настройках низкой мощности.
В широком смысле эквивалентной мерой эффективности ракетного двигателя является давление в камере/давление на выходе, и это соотношение может превышать 2000 для главного двигателя космического корабля шаттла .