Fundamentals of Gas Turbines Engines

FUNDAMENTALS OF GAS TURBINE ENGINES


INTRODUCTION
The gas turbine is an internal combustion engine that uses air as the working fluid.The engine extracts chemical energy from fuel and converts it to mechanical energy using the gaseous energy of the working fluid (air) to drive the engine and propeller,which, in turn, propel the airplane.

THE GAS TURBINE CYCLE
The basic principle of the airplane turbine engine is identical to any and all engines that extract energy from chemical fuel.  The basic 4 steps for any internal combustion engine are:
1.    Intake of air (and possibly fuel).2.    Compression of the air (and possibly fuel).3.    Combustion, where fuel is injected (if it was not drawn in with the intake air) and burned to convert the stored energy.4.    Expansion and exhaust, where the converted energy is put to use.
In the case of a piston engine, such as the engine in a car or reciprocating airplane engine, the intake, compression, combustion, and exhaust steps occur in the same place (cylinder head) at different times as the piston goes up and down.In the turbine engine, however, These same four steps occur at the same time but in different places. As a result of this fundamental difference, the turbine has engine sections called:
1.    The inlet section2.    The compressor section3.    The combustion section (the combustor)4.    The turbine (and exhaust) section.
The turbine section of the gas turbine engine has the task of producing usable output shaft power to drive the propeller.  In addition, it must also provide power to drive the compressor   and   all   engine   accessories. It   does   this   by   expanding   the   high temperature,  pressure,  and  velocity  gas  and  converting  the  gaseous  energy  to mechanical energy in the form of shaft power.
A large mass of air must be supplied to the turbine in order to produce the necessary power.   This mass of air is supplied by the compressor, which draws the air into the engine and squeezes it to provide high-pressure air to the turbine.   The compressor does this by converting mechanical energy from the turbine to gaseous energy in the form of pressure and temperature.
If the compressor and the turbine were 100% efficient, the compressor would supply all  the  air  needed  by  the  turbine.   At  the  same  time,  the  turbine  would  supply  the necessary power to drive the compressor.   In this case, a perpetual motion machine would exist.   However, frictional losses and mechanical system inefficiencies do not allow a perpetual motion machine to operate.  Additional energy must be added to theair to accommodate for these losses.   Power output is also desired from the engine (beyond simply driving the compressor); thus, even more energy must be added to the air to produce this excess power.   Energy addition to the system is accomplished in the combustor.   Chemical energy from fuel as it is burned is converted to gaseous energy in the form of high temperatures and high velocity as the air passes throughthe combustor.   The gaseous energy is converted back to mechanical energy in the turbine, providing power to drive the compressor and the output shaft.
SOME BASIC PRINCIPLES
As air passes through a gas turbine engine, aerodynamic and energy requirements demand changes in the air’s velocity and pressure.  During compression, a rise in the air pressure is required, but not an increase in its velocity.   After compression and combustion have heated the air, an increase in the velocity of gases is necessary in order for the turbine rotors to develop power.  The size and shape of the ducts throughwhich the air flows affect these various changes.  Where a conversion from velocity to pressure is required, the passages are divergent.   Conversely, if a conversion from pressure to velocity is needed, a convergent duct is used.
Before further discussion, an explanation of convergent ducts, divergent ducts, and the behavior of air within these ducts should be made.  An understanding of the difference between  static  pressure  (Ps),  impact  pressure,  (Pi),  and  total  pressure  (Pt)  is  also needed.
The  difference  between  static,  impact,  and  total  pressures  is  as  follows. Static pressure is the force per unit area exerted on the walls of a container by a stationary fluid.   An example is the air pressure within a car tire.   Impact pressure, on the other hand,  is  the  force  per  unit  area  exerted  by  fluids  in  motion.   Impact  pressure  is  a function of the velocity of the fluid.   An example of impact pressure is the pressureexerted on one's hand held outside a moving car’s window.  Total pressure is the sum of static and impact pressures.

Figure 2-1 illustrates the methods used to measure pressures.  Part (a) illustrates the measurement of static pressure.  Static pressure will not take into account the velocity of the air.   Part (b) illustrates the measurement of total pressure, which accounts for both static pressure and the pressure due to the moving fluid (impact pressure).   In order to obtain impact pressure, the value of the static pressure is subtracted from the value of total pressure.

Figure 2-2 shows the principle of divergent ducts, where energy is neither being added or  taken  away,  but  where  the  gaseous  energy  is  being  converted  from  velocity  to pressure and temperature.  There is a velocity decrease as air flows from a small inlet to a larger outlet.  As velocity decreases, impact pressure (Pi) also decreases.  Since no  energy  is  added  or  subtracted  from  the  system,  total  pressure  (Pt)  for  the  air remains constant and static pressure (Ps) increases.   One way of viewing this is that the impact pressure is converted to static pressure; thus, a static pressure rise is seen as air flows through a divergent duct and is compressed.   A temperature rise is also noticed since compression is a heating process.The  convergent  duct  operates  exactly  in  reverse  of  the  divergent  duct.   

Figure 2-3 shows the principle of convergent ducts, where energy is neither being added or taken away,   but   where   the   gaseous   energy   is   being   converted   from   pressure   and temperature to velocity.  There is a velocity increase as air flows from a large inlet to a smaller  outlet. As  velocity  increases,  impact  pressure  also  increases.      Since  no energy is added or subtracted from the system, total pressure remains constant and static  pressure  decreases.     One  way  of  viewing  this  is  that  the  static  pressure  is converted to impact pressure; thus, a static pressure decrease is seen as air flows through  a  convergent  duct  and  goes  through  expansion.               A  temperature  drop  is associated with any expansion process.
NOTE:  Even though the static and impact pressures are changing as fluids flow through either convergent or divergent ducts, the total pressure does not change.  This is true if fluid friction is neglected and energy is not added or taken away from the fluid flow.   In actuality, there will be a slight decrease in total pressure because of fluid frictional losses.
PERFORMANCE AND EFFICIENCY
The  type  of  operation  for  which  the  engine  is  designed  dictates  the  performance requirement  of  a  gas  turbine  engine. The  performance  requirement  is  mainly determined by the amount of shaft horsepower (s.h.p.) the engine develops for a given set of conditions.   The majority of aircraft gas turbine engines are rated at standard day conditions of 59F and 29.92 inches Hg.   This provides a baseline to which gas turbine engines of all types can be compared.
The need for high efficiency in the engine becomes more important as fuels become more costly.   Engine efficiency is primarily defined by the specific fuel consumption (s.f.c.) of the engine at a given set of conditions.
Many factors affect both the efficiency and the performance of the engine.  The mass flow rate of air through the engine will dictate engine performance.   Any restrictions acting  against  the  smooth  flow  of  air  through  the  engine  will  limit  the  engine's performance.  The   pressure   ratio   of   the   compressor,   the   engine   operating temperatures (turbine inlet temperature), and the individual component efficiencies will also influence both the performance and the efficiency of the overall engine.  All these factors are considered during the design of the engine.   An optimum pressure ratio, turbine inlet temperature, and air mass flow rate are selected to obtain the required performance in the most efficient manner.   In addition, individual engine components are designed to minimize flow losses to maximize component efficiencies.
The following graphic shows the typical temperature and pressure rise through the gas flow path.

Engine Temperature and Pressure Flow

ENGINE SECTIONS
Inlet
The air inlet duct must provide clean and unrestricted airflow to the engine.  Clean and undisturbed  inlet  airflow  extends  engine  life  by  preventing  erosion,  corrosion,  and foreign object damage (FOD).
Consideration of atmospheric conditions such as dust, salt, industrial pollution, foreign objects (birds, nuts and bolts), and temperature (icing conditions) must be made when designing the inlet system.   Fairings should be installed between the engine air inlet housing and the inlet duct to ensure minimum airflow losses to the engine at all airflow conditions.
The inlet duct assembly is usually designed and produced as a separate system rather than as part of the design and production of the engine.

Compressor
The compressor is responsible for providing the turbine with all the air it needs in an efficient  manner.   In  addition,  it  must  supply  this  air  at  high  static  pressures.   The example of a large turboprop axial flow compressor will be used.   The compressor is assumed  to  contain  fourteen  stages  of  rotor  blades  and  stator  vanes.   The  overall pressure ratio (pressure at the back of the compressor compared to pressure at the front of the compressor) is approximately 9.5:1.  At 100% (>13,000) RPM, the engine compresses  approximately  433  cubic  feet  of  air  per  second.       At  standard  day  air conditions, this equals approximately 33 pounds of air per second.   The compressor also raises the temperature of the air by about 550F as the air is compressed and moved rearward.   The power required to drive a compressor of this size at maximum rated power is approximately 7000 horsepower. In an axial flow compressor, each stage incrementally boosts the pressure from the previous  stage. A  single  stage  of  compression  consists  of  a  set  of  rotor  blades attached to a rotating disk, followed by stator vanes attached to a stationary ring.  The flow area between the compressor blades is slightly divergent.   Flow area between compressor vanes is also divergent, but more so than for the blades.
In  general  terms,  the  compressor  rotor  blades  convert  mechanical  energy  into gaseous energy.  This energy conversion greatly increases total pressure (Pt).  Most of the increase is in the form of velocity (Pi), with a small increase in static pressure (Ps) due to the divergence of the blade flow paths.
The stator vanes slow the air by means of their divergent duct shape, converting 'the accelerated velocity (Pi) to higher static pressure (Ps).  The vanes are positioned at an angle such that the exiting air is directed into the rotor blades of the next stage at the most efficient angle.  This process is repeated fourteen times as the air flows from the first  stage  through  the  fourteenth  stage.  Figure  2-4  shows  one  stage  of  the compressor and a graph of the pressure characteristics as the air flows through the stage.

In  addition  to  the  fourteen  stages  of  blades  and  vanes,  the  compressor  also incorporates the inlet guide vanes and the outlet guide vanes.   These vanes, located at the inlet and the outlet of the compressor, are neither divergent nor convergent. The  inlet  guide  vanes  direct  air  to  the  first  stage  compressor  blades  at  the  "best" angle.   The outlet guide vanes "straighten" the air to provide the combustor with theproper airflow direction.
The  efficiency  of  a  compressor  is  primarily  determined  by  the  smoothness  of  the airflow.   During design, every effort is made to keep the air flowing smoothly through the compressor to minimize airflow losses due to friction and turbulence.  This task is a difficult one, since the air is forced to flow into ever-higher pressure zones.
Air has the natural tendency to flow toward low-pressure zones.  If air were allowed to flow "backward" into the lower pressure zones, the efficiency of the compressor would decrease tremendously as the energy used to increase the pressure of the air was wasted.   To prevent this from occurring, seals are incorporated at the base of each row of vanes to prevent air leakage.   In addition, the tip clearances of the rotating blades are also kept at a minimum by the use of coating on the inner surface of the compressor case. All components used in the flow path of the compressor are shaped in the form of airfoils to maintain the smoothest airflow possible.  Just as is the case for the wings of an  airplane,  the  angle  at  which  the  air  flows  across  the  airfoils  is  critical  to performance.  The blades and vanes of the compressor are positioned at the optimumangles to achieve the most efficient airflow at the compressor’s maximum rated speed.
Any  deviation  from  the  maximum  rated  speed  changes  the  characteristics  of  the airflow within the compressor.  The blades and vanes are no longer positioned at their optimum angles.  Many engines use bleed valves to unload the force of excess air in the compressor when it operates at less than optimum speed.   The example engine incorporates four bleed valves at each of the fifth and tenth compressor stages.  They are  open  until  13,000  RPM  (~94%  maximum)  is  reached,  and  allow  some  of  the compressed air to flow out to the atmosphere.  This results in higher air velocities over the blade and vane airfoils, improving the airfoil angles.  The potential for airfoil stalling is reduced, and compressor acceleration can be accomplished without surge.
Diffuser
Air  leaves  the  compressor  through  exit  guide  vanes,  which  convert  the  radial component of the air flow out of the compressor to straight-line flow.   The air then enters the diffuser section of the engine, which is a very divergent duct.  The primary function of the diffuser structure is aerodynamic.   The divergent duct shape converts most of the air’s velocity (Pi) into static pressure (PS).   As a result, the highest static pressure and lowest velocity in the entire engine is at the point of diffuser discharge and combustor inlet.   Other aerodynamic design considerations that are important in the diffuser section arise from the need for a short flow path, uniform flow distribution, and low drag loss.
In addition to critical aerodynamic functions, the diffuser also provides:

•           Engine structural support, including engine mounting to the nacelle

•             Support for the rear compressor bearings and seals

•             Bleed air ports, which provide pressurized air for:

•             airframe "customer" requirements (air conditioning, etc.)

•             engine inlet anti-icing

•             control of acceleration bleed air valves

•             Pressure and scavenge oil passages for the rear compressor and front turbine bearings.

•          Mounting for the fuel nozzles.

Combustor
Once the air flows through the diffuser, it enters the combustion section, also called the combustor.  The combustion section has the difficult task of controlling the burning of large amounts of fuel and air.   It must release the heat in a manner that the air is expanded and accelerated to give a smooth and stable stream of uniformly-heated gas at all starting and operating conditions.  This task must be accomplished with minimumpressure  loss  and  maximum  heat  release.   In  addition,  the  combustion  liners  must position and control the fire to prevent flame contact with any metal parts.
The engine in this example uses a can-annular combustion section.   Six combustion liners (cans) are positioned within an annulus created by inner and outer combustion cases.   Combustion  takes  place  in  the  forward  end  or  primary  zone  of  the  cans. Primary air (amounting to about one fourth of the total engine’s total airflow) is used to support  the  combustion  process.      The  remaining  air,  referred  to  as  secondary  or dilution  air,  is  admitted  into  the  liners  in  a  controlled  manner.The  secondary  air controls the flame pattern, cools the liner walls, dilutes the temperature of the core gasses, and provides mass.   This cooling air is critical, as the flame temperature is above 1930C (3500'F), which is higher than the metals in the engine can endure.  It is important that the fuel nozzles and combustion liners control the burning and mixing of fuel and air under all conditions to avoid excess temperatures reaching the turbine or combustion  cases. Maximum  combustion  section  outlet  temperature  (turbine  inlet temperature) in this engine is about 1070C (>1950F).
The rear third of the combustion liners is the transition section.  The transition section has  a  very  convergent  duct  shape,  which  begins  accelerating  the  gas  stream  and reducing the static pressure in preparation for entrance to the turbine section.
Turbine
This  example  engine  has  a  four-stage  turbine.      The  turbine  converts  the  gaseous energy of the air/burned fuel mixture out of the combustor into mechanical energy to drive the compressor, driven accessories, and, through a reduction gear, the propeller. The turbine converts gaseous energy into mechanical energy by expanding the hot, high-pressure gases to a lower temperature and pressure. Each stage of the turbine consists of a row of stationary vanes followed by a row of rotating blades.  This is the reverse of the order in the compressor.  In the compressor, energy is added to the gas by the rotor blades, then converted to static pressure by the stator vanes.   In the turbine, the stator vanes increase gas velocity, and then the rotor blades extract energy.
The vanes and blades are airfoils that provide for a smooth flow of the gases.  As the airstream  enters  the  turbine  section  from  the  combustion  section,  it  is  accelerated through  the  first  stage  stator  vanes.            The  stator  vanes  (also  called  nozzles)  form convergent  ducts  that  convert  the  gaseous  heat  and  pressure  energy  into  higher velocity gas flow (Pi).  In addition to accelerating the gas, the vanes "turn" the flow to direct it into the rotor blades at the optimum angle.
As the mass of the high velocity gas flows across the turbine blades, the gaseous energy is converted to mechanical energy.  Velocity, temperature, and pressure of the gas are sacrificed in order to rotate the turbine to generate shaft power.   Figure 2-5 represents one stage of the turbine and the characteristics of the gases as it flows through the stage.

The efficiency of the turbine is determined by how well it extracts mechanical energy from the hot, high-velocity gasses.  Since air flows from a high-pressure zone to a low- pressure zone, this task is accomplished fairly easily.  The use of properly positioned airfoils allows a smooth flow and expansion of gases through the blades and vanes of the turbine.
All the air must flow across the airfoils to achieve maximum efficiency in the turbine.  In order to ensure this, seals are used at the base of the vanes to minimize gas flow around the vanes instead of through the intended gas path.  In addition, the first three stages of the turbine blades have tip shrouds to minimize gas flow around the blade tips.
Exhaust
After the gas has passed through the turbine, it is discharged through the exhaust. Though most of the gaseous energy is converted to mechanical energy by the turbine, a  significant  amount  of  power  remains  in  the  exhaust  gas.This  gas  energy  is accelerated through the convergent duct shape of the exhaust to make it more useful as jet thrust - the principle of equal and opposite reaction means that the force of the exhausted air drives the airplane forward.

EFFECTS OF TURBINE TEMPERATURE
The materials used in the turbine section of the engine limit the maximum temperature at which a gas turbine engine can operate.   The first metal the hot gases from the combustion section strike is the turbine inlet.   The temperature of the gas stream is carefully monitored to ensure that overtemperature does not occur.

Sample Engine Pressure, Temperature, and Velocity


Compromises are made in turbine design to achieve the optimum balance of power, efficiency, cost, engine life, and other factors.  As an example, our sample engine can operate at a higher turbine inlet temperature than previous models due to improved materials  and  design. The  higher  temperature  allows  for  increased  power  and improved efficiency while adding higher cost for the direct cooling of the first turbine stage airfoils and other components.

EFFECTS OF ATMOSPHERIC CONDITIONS
The performance of the gas turbine engine is dependent on the mass of air entering the engine.  At a constant speed, the compressor pumps a constant volume of air into the engine with no regard for air mass or density.  If the density of the air decreases, the same volume of air will contain less mass, so less power is produced.  If air density increases, power output also increases as the air mass flow increases for the same volume of air.
Atmospheric conditions affect the performance of the engine since the density of the air will be different under different conditions.  On a cold day, the air density is high, so the  mass  of  the  air  entering  the  compressor  is  increased.          As  a  result,  higher horsepower is produced.   In contrast, on a hot day, or at high altitude, air density is decreased, resulting in a decrease of output shaft power.

COMPRESSOR STALL/SURGE
Background information
Compressor stall or surge is not peculiar to any one particular brand or type of engine. It may occur on any turbine engine if conditions are right.  Stall has been encountered on two-stage or turbo-supercharged piston engines, so there is no need to look upon stall as some mysterious product of gas turbine engines.
Any number of mechanical defects, such as bad spark plugs, lean carburetion, poor timing, or sticking valves, can result in reciprocating engines backfiring.   Similarly, for gas turbine engines, maintenance or flight conditions can influence the compressor stall or surge appreciably.   The condition and operation of the bleed valve and fuel system components are of vital importance in maintaining surge-free operation.
Why are engines at risk of surge?   As engines are designed to meet demands for higher power or lower specific fuel consumption, the engines must accommodate:
·         Increased mass airflow.·         Increased pressure (compression) ratio.·         Increased maximum allowable turbine inlet and outlet temperatures.·         Improved efficiency of the compressor and turbine sections.
Quick  engine  starts  and  rapid  accelerations  are  also  desirable. To  provide  higher power  with  low  specific  fuel  consumption  and  acceptable  starting  and  acceleration characteristics, it is necessary to operate as close to the surge region as possible. To prevent compressor stall or surge, fuel flow must be properly metered during the start  and  acceleration  cycle  of  any  gas  turbine  engine. To  accomplish  this,  the example engine incorporates 5th and 10th stage acceleration bleed valves.
In general, there are fewer surge problems on centrifugal compressors than on axial flow compressors.  There are several reasons for the difference; the primary reason is that centrifugal flow compressors operate at somewhat lower pressure ratios than axial flow compressors.
Explanation of stall/surge
A surge from a turbine engine is the result of instability of the engine's operating cycle. As  discussed  earlier,  the  operating  cycle  of  the  turbine  engine  consists  of  intake, compression, combustion, and exhaust, which occur simultaneously in different places in the engine.  The part of the cycle susceptible to instability is the compression phase. Compressor  surge  may  be  caused  by  engine  deterioration,  it  may  be  the  result  of ingestion of birds or ice, or it may be the final sound from a “severe engine damage” type of failure.
In a turbine engine, compression is accomplished aerodynamically as the air passes through the stages of the compressor, rather than by confinement, as is the case in a piston engine.  The air flowing over the compressor airfoils can stall just as the air over the wing of an airplane can.  When this airfoil stall occurs, the passage of air through the compressor becomes unstable and the compressor can no longer compress the incoming air.  The high-pressure air behind the stall further back in the engine escapes forward through the compressor and out the inlet. 
This escape is sudden, rapid and often quite audible as a loud bang.   Engine surge can  be  accompanied  by  visible  flames  forward  out  the  inlet  and  rearward  out  the tailpipe.   Instruments may show high EGT and EPR or rotor speed changes; but, in many  stalls,  the  event  is  over  so  quickly  that  the  instruments  do  not  have  time  to respond.
Once the air from within the engine escapes, the reason (reasons) for the instability may self-correct and the compression process may re-establish itself.  A single surge and recovery will occur quite rapidly, usually within fractions of a second.  Depending on the reason for the cause of the compressor instability, an engine might experience:
1.    A single self-recovering surge2.    Multiple surges prior to self-recovery3.    Multiple surges requiring pilot action in order to recover4.    A non-recoverable surge.
For complete, detailed procedures, flight crews must follow the appropriate checklists and  emergency  procedures  detailed  in  their  specific  Airplane  Flight  Manual. In general, however, during a single self-recovering surge, the cockpit engine indications may  fluctuate  slightly  and  briefly.  The  flight  crew  may  not  notice  the  fluctuation. (Some of the more recent engines may even have fuel-flow logic that helps the engine self-recover  from  a  surge  without  crew  intervention.      The  stall  may  go  completely unnoticed, or it may be annunciated to the crew – for information only – via EICAS messages.)   Alternatively, the engine may surge two or three times before full self- recovery. When  this  happens,  there  is  likely  to  be  cockpit  engine  instrumentation shifts  of  sufficient  magnitude  and  duration  to  be  noticed  by  the  flight  crew. If  the engine does not recover automatically from the surge, it may surge continually until the pilot takes action to stop the process.   The desired pilot action is to retard the power lever until the engine recovers.  The flight crew should then SLOWLY re-advance the power lever.  Occasionally, an engine may surge only once but still not self-recover.
The actual cause for the compressor surge is often complex and may or may not result from severe engine damage.  Rarely does a single compressor surge CAUSE severe engine  damage,  but  sustained  surging  will  eventually  over-heat  the  turbine,  as  too much  fuel  is  being  provided  for  the  volume  of  air  that  is  reaching  the  combustor. Compressor  blades  may  also  be  damaged  and  fail  as  a  result  of  repeated  violent surges; this will rapidly result in an engine which cannot run at any power setting.