thumb|300px|Bonfiguracije plinskih turbin na letalih: (1) turboreaktivni motor, (2) turboprop, (3) turbogredni (in električni generator), (4) visokoobtočni turbofan (turboventilatorski), (5) nizkoobtočni turbofan z dodatnim zgorevanjem Plinska turbina, (ang. gas turbine) je vrsta rotirajočega motorja z notranjim zgorevanjem. Glavni sestavni deli so vstopnik, kompresor, zgorevalna komora, turbina in izpušni del. Termin plinska turbina je malce zavajajoč, ker lahko plinska turbina poleg plina deluje tudi na tekoča goriva - pri obeh je sicer delovni medij v plinskem agregatnem stanju.
Uporabljajo se za generiranje elektrike v elektrarnah, za pogon letal, helikopterjev, vlakov, ladij, tankov in marsikje druge.
Princip delovanja Plinske turbine delujejo po principu Braytonovega cikla. Osnovni princip delovanja je ne glede na mesto uporabe enak: Svež zrak vstopi v kompresor, kjer se stisne na večji tlak. V zgorevalni komori se doda gorivo in zmes se vžge, nastali visokotemperaturni in visokotlačni plini potem ženejo lopatice turbin (pri tem ekspandirajo) in s tem proizvajajo mehansko delo. Del dela, ki ga proizvede turbina se porabi za poganjanje kompresorja.
Izvedbe plinskih turbin so odvisne od namena uporabe: pri reaktivnih letalskih motorjih se prej prekine ekspanzija in izpuh iz turbine ima visoko hitrost, kar poganja letalo naprej. Pri sodobnih reaktivnih turboventilatorskih motorjih sicer turbina proizvede delo na gredi, kar poganja ventilator. Tako letalo poganja ventilator, ki premika hladni zrak in vroči izpuhi iz turbine. Pri sodobnih motorjih se okrog 50% potiska proizvede z ventilatorjem (obtočnim zrakom).
Če se želi mehansko delo za pogon električnih generatorjev, rotorjev helikopterja ali propelerjev turbopropelerskih letal se v turbini proizvede kar se da največ dela v obliki dela na gredi, plini ekspandirajo do skoraj okoljskega tlaka in imajo na izhodu malo kinetične energije.
Razlike od idealnega cikla: izgube pritiska zaradi trenja izgube v ležajih delo potrebno za pogon dodatne opreme razmerja Cp in Cv se zaradi temperature in kemične sestave spreminja 1-2 % kompresorskega zraka se porabi za hlajenje lopatic izgube zaradi nepopolnega zgorevanja
Sestavni deli
Difuzor Pred vstopom v kompresor pri letalskem motorju se nahaja difuzor, katerega naloga je, da upočasni zračni tok in mu s tem poveča tlak. Dizajn difuzorja je zapleten tehnični problem, saj ima zrak naravno tendenco teči proti nizkemu tlaku. Dosti težje je doseči efektivno pospeševanje zraka, kot pa efektivno pojemanje.
Kompresor Naloga kompresorja je, da dovaja čim več visokotlačnega zraka s čim manjšim segrevanjem zraka. Sodobni kompresorji imajo če 90% izkoristek in tlačna razmerja do 50:1. Pri letalskih motorjih pride do t. i. Ram effecta (zrak se pri velikih hitrostih stisne, še preden pride v kompresor), ki dodatno poveča tlačno razmerje. Pretok zraka skozi kompresor znaša čez 160 kilogramov na sekundo pri večjih letalskih motorjih, pri plinskih turbinah pa celo do 500 kilogramov na sekundo. Zrak v aksialnem kompresorju teče vzporedno z osjo vrtenja. Za manjše turbine se uporablja radialni kompresor, ki je bolj robusten in cenejši za izdelavo. Po navadi radialni kompresorji niso uporabljeni za večje motorje, izjema je le turbočrpalka na vesoljskih plovilih, kot so glavni motorja Space Shuttle-a, Buran in podobni. Kompresor porabi približno 50-70 odstotkov vse energije, ki jo proizvede turbina, zato je zelo pomembno dizajnirati kompresor s karseda velikim izkoristkom. Vsak procent boljši izkoristek pri nizkotlačnem kompresorju pomeni 0,75 % boljšo specifično porabo goriva, vsak procent pri visokotlačnemu kompresorju pa približno 0,5 % boljšo specifično porabo goriva. Pri večjih letalskih motorjih se uporablja večgredno izvedbo kompresorja. Isto velja za plinske turbine, ki izhajajo iz letalskih motorjev, pri taki izvedbi poganja visokotlačni kompresor visokotlačna turbina, nizkotlačni kompresor pa nizkotlačna turbina. Pri velikih industrijskih turbinah za električno proizvodnjo pa se po navadi uporabi ena gred. Te turbine so po navadi stacionarne in so lahko zato dosti težje in daljše. Rolls Royce uporablja za svoje motorje RB211 in Trent tri gredi. To sicer pomeni zahtevnejšo izdelavo, vendar je motor lahko lažji in krajši. Za razliko od konkurenčnih dvogrednih GE90 in PW4000, ki poganjata isto letalo Boeing 777 ima trigredni Trent 800 manjšo težo. Ima pa malo večjo porabo goriva kot GE90. Za razliko od dvogrednega CF6 ima RB211 manj spremenljivih vodnikov na lopatice kompresorja. Trigredni motorji imajo manj kompresorskih stopenj, ker se zaradi treh gredi, ki se vrtijo pri različnih hitrostih, lahko bolj optimizira lopatice. Za stopnjo se šteje set statorjev in set rotirajočih lopatic. Po navadi se zraku poveča tlak za 1,1 – 1,2 na stopnjo. Število stopenj je odvisno od željenega izhodnega tlaka. Plinska turbina LMS100 ima tlačno razmerje 42:1. Največji izkoristek kompresorja se doseže tako, da se izenači tlačna razmerja nizko- in visokotlačnega kompresorja. Sodobni kompresor motorja GENX bo imel t. i. bliske – »bladed disk«, namesto vstavljenih lopatic, kot pri današnjih motorjih, bodo lopatice in disk narejene iz enega samega dela. Pri Genx bodo prve tri stopnje uporabljale blisk, ostale pa klasično izvedbo. Poškodovana lopatica pri blisku zahteva zamenjavo celotnega diska, kar je precej drago in zamudno.
Prva stopnja statorskih lopatic kompresorja (Inlet Guide Vanes) je po navadi gibljiva, zato da zrak zadane rotirajoče lopatice pod najbolj optimalnim kotom. Ker so lopatice oblikovane podobno kot krilo, lahko tudi v kompresorju lopatice izgubijo vzgon in nastopi t. i. vrij na kompresorju. Največkrat se pojavi pri nižjih obratih, visokih zunanjih temperaturah ali pa pri hitremu pospeševanju motorja. Stopnja kompresije je odvisna od hitrosti vrtenja kompresorja. Pri nižjih obratih se zrak ne stisne toliko, zato ima večji volumen, kot je potrebno in lahko zato zaduši motor. Ta problem se reši s tem, da odvajamo zrak iz kompresorja in spustimo samo količino, ki je potrebna. Letalski motorji imajo okrog 20% varnost proti vriju na kompresorju, ki lahko tudi povsem uniči motor. Tehnične rešitve za preprečevanja vrija na kompresorju: zmanjšanje vpadnih kotov na sprednjih stopnjah kompresorja odvajanje odvečnega zraku iz kompresorja večgredna izvedba kompresorja, pri katerem se nizkotlačni kompresor bolj upočasni Pri velikih hitrostih leta, se zrak zaradi zastojnega efekta (Ram efffect) stisne in segreje, kar zmanjša kompresijsko razmerje in lahko povzroči "Choke".
Zgorevalna komora Zelo pomemben in tehnično zahteven del motorja. Pri načrtovanju moramo upoštevati probleme s področja termodinamike, mehanike fluidov, metalurgije. Toplotna moč zgorevalnika je do 1000x večja od industrijskih peči. Pri motorju RB211 s potisno silo 60000 lbf znaša okrog 120 MW, pri plinski turbini LMS100 pa čez 210 MW. Glede na izvedbo ločimo obročasto in cevasto obročasto zgorevalno komoro. Obročasta ima en zgorevalni prostor razporejen koncentrično okoli glavne osi. Je najbolj pogosto uporabljen tip pri turboventilatorskem motorju, nekoliko manj pa je uporabljen pri plinskih turbinah. Od cevastoobročastih so lažje, imajo manjšo površino, boljšo porazdelitev temperature na izhodu in daljšo življenjsko dobo. Cevastoobročaste komore pa bolje izkoristijo prostor, ki je na voljo in imajo manjše emisije pri aeroderivativnih plinskih trubinah. Dizajn zgorevalnika zelo vpliva na zmožnost zagona motorja in pospeševanje. Zagotovljen mora biti zagon tudi na veliki višini in vnosu vode v motor. Temperatura plamena dosega tudi 1900 C, kar je dosti preveč za material iz katerega je zgrajena zgorevalna komora. Zato jo je treba hladiti z zrakom iz kompresorja s t. i. filmskim hlajenjem. Na stenah zgorevalnika so luknjice za kompresorski zrak, ki razvije tanek zaščitni plašč in tako prepreči taljenje stene. Le 20-25% zraka, ki vstopi v zgorevalno komoro se uporabi za zgorevanje, ostalih 75-80% je hladni sekundarni in terciarni zrak, ki zniža temperaturo pred vstopom v turbino. Zgorevanje poteka v razmerju 50:1 pri bogati mešanici in 200:1 pri revni mešanici. Turbinski motorji potrebujejo nekajkrat več zraka za isto moč kot batni motorji. Nižje temperature pred vstopom sicer pomenijo manjši izkoristek, vendar bi v nasprotnem primeru uničili motor.
Glavni kriteriji za načrtovanje zgorevalne komore: gorivo mora čim bolj popolno zgoreti, čim manj neizgorelih ogljikovodikov stabilno delovanje pri vseh režimih leta in na vseh višinah majhne izgube pritiska v zgorevalni komori enakomerna porazdelitev toplote čim manj vročih točk (Hot Spots) čimlažji zagon in ponovni zagon v letu v primeru izgube plamena čim manj dima in škodljivih emisij.
Uvodnik na lopatice turbine Usmerja vroče pline na rotorje lopatic. Glede na število vrtljajev se gibljejo in skrbijo, da dotekajo plini pod pravilnim kotom na lopatice. Za idealno delovanje bi moralo biti gibljivih čim več stopenj vendar je zaradi tehničnih težav in zanesljivosti večina stopenj fiksnih. Grajene so z votlo sredico za hlajenje. V prihodnosti se obeta nov način transpiracijskega hlajenja, ki bo dovoljeval višje vstopne temperature in s tem večjo moč. Material naj bi bil sintran z več tisoč majhnimi luknjicami za hlajenje.
Turbina Glavna naloga pri letalskem motorju je poganjanje kompresorja, ventilatorja (pri turbofanu) in dodatne opreme motorja (črpalke za gorivo, hidravlične črpalke, alternatorje). Pri industrijskih pa poleg kompresorja in opreme motorja poganja še pogonsko (gonilno) gred. Pri večjih letalskih motorjih mora pretvoriti več kot 100000 konjiskih sil, pri industrjskih turbinah pa še nekajkrat več. Obremenite na lopatico je pri plinski turbini lahko tudi 300 konjskih sil.
Prav tako kot pri kompresorjih poznamo aksialne in radialne turbine. Slednje se po navadi uporabljajo za manjše moči, npr. pri helikopterjih in turbopropelerskih letalih. V večjih letalskih motorji in plinskih turbinah se vedno uporabljajo aksialne turbine, ki zagotavljajo velik pretok in veliko tlačno razmerje. Za razliko od kompresorskih lopatic, so turbinske lopatice dosti bolj temperaturno obremenjene. Moč motorja je omejena z največjo temperaturo, ki jo lahko vzdrži turbina. Primer: Če povečamo vstopno temperaturo iz 980 stopinj Celzija na 1370 stopinj Celzija, bi pridobili 130% več dela in hkrati manjšo porabo goriva. Zato se za materiale lopatic uporablja najnaprednjše materiale: nikelj, kobalt, titan. Sodobne turbine dosegajo toplotne izkoristke do 46% odstotkov, v prihodnosti bo mogoče z uporabo keramičnih materialov (cermet) dosegati tudi večje izkoristke. Lopatice sodobnih letalskih motorjev morajo za kratek čas med vzletom zdržati temperate do 1833K. Hitrost vrtenja visokotlačne turbine je prilagojena optimalnemu delovanju visokotlačnega kompresorja, hitrost nizkotlačne vrtine pa se lahko s številom lopatic prilagaja glede na to kaj poganjajo. Pri letalih poganjajo ventilator, kjer so možna manjša odstopanja. Za generacijo električnega toka na letalih pa odstopanja vrtilne hitrosti niso primerna zato se uporablja CSD (Countinous Speed Drive), ki se konstantno vrti z enako hitrosti . V primeru, ko plinske turbine direktno ženejo električni generator pa je potrebno nadzirati vrtilno hitrost na 3600 ali 3000 obrat odvisno od želene frekvence (60 ali pa 50 Hz). Pri nekaterih turbinah se lahko spremeni vrtilno hitrost samo s spreminjanjem lopatic, pri nekaterih pa je primeren reduktor.