Руководство пилота по аэронавтике » Глава 6. Системы самолета

Глава 6. Системы самолета

Chapter 6. Aircraft Systems

Введение

Introduction

В этой главе вы узнаете об основных системах, имеющихся в большинстве самолетах, такие как двигатель, пропеллер, система подачи топлива, система зажигания, а также включает само топливо, смазку, охлаждение, электрику, шасси и системы контроля окружающей среды.

Тhis chapter covers the primary systems found on most aircraft. These include the engine, propeller, induction, ignition, as well as the fuel, lubrication, cooling, electrical, landing gear, and environmental control systems.

Силовая установка

Powerplant

Авиадвигатель или силовая установка, создает  тягу по продольной оси, двигающую самолет. Поршневые и турбовинтовые двигатели в комбинации с пропеллером создают тягу, чтобы произвести осевое давление. Турбореактивные и турбовентиляторные двигатели тягу, увеличивая скорость воздуха, проходящего через двигатель. Все эти силовые установки также приводят в действие различные системы, которые поддерживают эксплуатацию самолета.

An aircraft engine, or powerplant, produces thrust to propel an aircraft. Reciprocating engines and turboprop engines work in combination with a propeller to produce thrust. Turbojet and turbofan engines produce thrust by increasing the velocity of air flowing through the engine. All of these powerplants also drive the various systems that support the operation of an aircraft.

Регулятор состава смеси

Mixture Control

Карбюраторы обычно калибруются при нормальных условиях (давление на уровне моря), где правильное соотношение количества топлива и воздуха в их смеси получается при положении указателя регулятора состава смеси отметке ПОЛНОЕ ОБОГОЩЕНИЕ (FULL RICH). Однако, с увеличением высоты, уменьшается плотность воздуха, попадающего в карбюратор, в то время как плотность топлива остается тем же. Это создает более насыщенную топливом смесь, которая может привести к “залитию” двигателя и заметной потере мощности. Сбои обычно происходят из-за загрязняющихся от чрезмерного нагара свечей зажигания. Нарост нагара происходит из-за того, что переобогащенная смесь понижает температуру в цилиндре, препятствуя полному сгоранию топлива. Это может произойти во время предвзлетной гонке двигателя на аэродромах, находящихся на возвышении, а также во время набора высоты или крейсерского полета на больших высотах. Чтобы поддержать правильное соотношение топлива и воздуха, необходимо обеднить смесь, используя регулятор состава смеси. Для обеднения смеси можно уменьшить поток топлива, чтобы компенсировать снижение плотности воздуха.

Во время снижения с большой высоты, смесь наоборот должна быть более обогощенной, иначе двигатель может перегреться, потерять мощность или вовсе заглохнуть. Лучший способ поддержать надлежащее отношение топлива и воздуха в смеси состоит в том, чтобы контролировать температуру двигателя и обогащать смесь по необходимости. Надлежащее регулирование состава смеси и лучшая экономия топлива для некоторых инжекторных двигателей могут быть достигнуты при помощи контроля датчика температуры выхлопных газов (exhaust gas temperaturе, EGT). Так как процесс насыщения смеси может различаться для разных самолетов, необходимо обратиться к руководству летной эксплуатации (РЛЭ) или руководству пилота, чтобы определить конкретные процедуры смесеобразования для конкретного самолета.

Carburetors are normally calibrated at sea-level pressure, where the correct fuel-to-air mixture ratio is established with the mixture control set in the FULL RICH position. However, as altitude increases, the density of air entering the carburetor decreases, while the density of the fuel remains the same. This creates a progressively richer mixture, which can result in engine roughness and an appreciable loss of power. The roughness normally is due to spark plug fouling from excessive carbon buildup on the plugs. Carbon buildup occurs because the rich mixture lowers the temperature inside the cylinder, inhibiting complete combustion of the fuel. This condition may occur during the pretakeoff runup at high-elevation airports and during climbs or cruise flight at high altitudes. To maintain the correct fuel/air mixture, the mixture must be leaned using the mixture control. Leaning the mixture decreases fuel flow, which compensates for the decreased air density at high altitude.

During a descent from high altitude, the mixture must be enriched, or it may become too lean. An overly lean mixture causes detonation, which may result in rough engine operation, overheating, and a loss of power. The best way to maintain the proper mixture is to monitor the engine temperature and enrich the mixture as needed. Proper mixture control and better fuel economy for fuel-injected engines can be achieved by use of an exhaust gas temperature (EGT) gauge. Since the process of adjusting the mixture can vary from one aircraft to another, it is important to refer to the airplane flight manual (AFM) or the pilot’s operating handbook (POH) to determine the specific procedures for a given aircraft.

Винт с фиксированным шагом

Fixed-Pitch Propeller

Винт у которого угол наклона лопасти (шаг винта) невозможно изменить называется винтом с фиксированным шагом (ВФШ). Шаг такого винта устанавливается изотовителем и его невозможно изменить. Винт фиксированного шага достигает максимальной эффективности только при определенной комбинации скорости полёта и частоты вращения двигателя, и она не идеальна ни для полета в крейсерском режиме, ни для набора высоты. Винт с фиксированным шагом используется, когда необходимо добиться мылого веса конструкции, простоты и низкой цены.

Есть два типа ВФШ: для взлета и крейсерский. Выбор типа определяется целью использования. У ВФШ подъема угол установки небольшой, следовательно и сопротивление воздуха, создаваемое лопастью меньше. Снижение сопротивление увеличивает КПД двигателя, что улучшает взлетные характеристики самолета, но ухудшает рабочие характеристики во время крейсерского полета.

У крейсерского ВФШ угол установки больше, поэтому сопротивление воздуха на лопасти выше. Увеличенное сопротивление приводит к уменьшению частоты вращения двигателя, что ухудшает КПД двигателя при взлете и наборе высоты, но увеличивает эффективность во время крейсерского полета.

Винт обычно устанавливается на вале, который может быть непосредственным продолжением коленвала двигателя. В этом случае частота оборотов двигателя будет совпадат с частотой вращения винта. На некоторых самолетах вал винта свзян с коленвалом двигател через передаточный механизм. В этом случае частота вращения коленвала двигателя отличается от частоты вращения винта .

В случае винта с фиксированным шагом тахометр отражает непосредственную частоту вращения вала двигателя. [Рисунок 6-8] Обычно, тахометр откалиброван в сотнях оборотов в минуту и показывает частоту вращения винта и двигателя. Тахометр имеет цветную маркировку, зеленая дуга обозначает нормальный диапазон для длительной работы двигателя. У некоторых тахометров есть дополнительные маркировки, отражающие ограничения работы винта и/или двигателя. Вы должны обратиться к руководтству производителя, для уточнения всех нюансов цветной маркировки тахометра.

Рисунок 6-8. Обозначение частоты вращения на тахометре.

Частота вращения двигателя регулируется дросселем, который управляет количеством смеси топлива и воздуха, которое попадет в двигатель. При постоянной высоте, чем больше показания тахометра, тем выше выходная мощность двигателя.

Когда высота полета увеличивается, тахометр может показывать неправильную выходную мощность двигателя. Например при, 2,300 оборотов в минуту на высоте 5,000 футов двигатель производит меньше мощности, чем при тех же 2,300 оборотов в минуту но на высоте уровня моря, потому что выходная мощность зависит от плотности окружающего воздуха. С ростом высоты, плотность воздуха уменьшается, что влечет снижение выходной мощности двигателя. При изменении высоты для поддержания постоянной частоты вращения двигателя необходимо изменить положение дросселя. При увеличении высоты необходимо сильнее открыть заслонку дросселя, чтобы обеспечить постоянство оборотов двигателя.

A propeller with fixed blade angles is a fixed-pitch propeller. The pitch of this propeller is set by the manufacturer and cannot be changed. Since a fixed-pitch propeller achieves the best efficiency only at a given combination of airspeed and rpm, the pitch setting is ideal for neither cruise nor climb. Thus, the aircraft suffers a bit in each performance category. The fixed-pitch propeller is used when low weight, simplicity, and low cost are needed.

There are two types of fixed-pitch propellers: climb and cruise. Whether the airplane has a climb or cruise propeller installed depends upon its intended use. The climb propeller has a lower pitch, therefore less drag. Less drag results in higher rpm and more horsepower capability, which increases performance during takeoffs and climbs, but decreases performance during cruising flight.

The cruise propeller has a higher pitch, therefore more drag. More drag results in lower rpm and less horsepower capability, which decreases performance during takeoffs and climbs, but increases efficiency during cruising flight.

The propeller is usually mounted on a shaft, which may be an extension of the engine crankshaft. In this case, the rpm of the propeller would be the same as the crankshaft rpm. On some engines, the propeller is mounted on a shaft geared to the engine crankshaft. In this type, the rpm of the propeller is different than that of the engine.

In a fixed-pitch propeller, the tachometer is the indicator of engine power. [Figure 6-8] A tachometer is calibrated in hundreds of rpm and gives a direct indication of the engine and propeller rpm. The instrument is color coded, with a green arc denoting the maximum continuous operating rpm. Some tachometers have additional markings to reflect engine and/or propeller limitations. The manufacturer’s recommendations should be used as a reference to clarify any misunderstanding of tachometer markings.

Figure 6-8. Engine rpm is indicated on the tachometer.

The rpm is regulated by the throttle, which controls the fuel/air flow to the engine. At a given altitude, the higher the tachometer reading, the higher the power output of the engine.

When operating altitude increases, the tachometer may not show correct power output of the engine. For example, 2,300 rpm at 5,000 feet produces less horsepower than 2,300 rpm at sea level because power output depends on air density. Air density decreases as altitude increases and a decrease in air density (higher density altitude) decreases the power output of the engine. As altitude changes, the position of the throttle must be changed to maintain the same rpm. As altitude is increased, the throttle must be opened further to indicate the same rpm as at a lower altitude.

Поршневые двигатели

Reciprocating Engines

Большинство малых самолетов оснащены поршневыми двигателями. Такое название двагаель получил от поршней, которые совершают возвратно-поступательные движения и производят механическую работу.

За последние два десятилетия промышленность стремительно развивалась и с применением новых материалов, а также с улучшением строения двигателя эффективность поршневых двигателей внутреннего сгораня (ДВС) в авиации общего назначения (АОН) заметно увеличилась. Внедрение компьютеризированных систем управления двигателем увеличила экономию топлива, снизила количество выхлопных газов и уменьшила нагрузку на пилота.

Принцип действия поршневых двигатели основаны на преобразовании химической энергии топлива в механическую энергию. Это преобразование происходит в цилиндрах двигателя путем сжигания топлива. Существует два основных типа поршневых двигателей – с принудительным зажиганием топлива искровыми свечами и с воспламенением за счет сжатия топлива. Поршневой двигатель искрового зажигания был широко распространен в течение многих лет. Для снижения эксплуатационных расходов, упрощения конструкции и увеличения надежности, последнее время многие производители смотрят в сторону двигателей с зажиганием от сжатия как на более жизнеспособную альтернативу. Часто называемый поршневым двигателем реактивного топлива, у двигателей зажигания сжатия есть дополнительное преимущество, он использует более дешевый и более распространенный вид топлива – дизельное топливо, или реактивное топливо.

Главные механические компоненты у двигателя искрового зажигания и двигателя зажигания сжатия одинаковы. Оба используют цилиндрические камеры сгорания и поршни, которые двигаются внутри цилиндра, преобразуя поступательное движение во вращательное движение коленчатого вала. Основное различие между искровым зажиганием и зажиганием сжатия – способ воспламенения топлива. Двигатели искрового зажигания используют свечу зажигания, чтобы зажечь заранее перемешанную смесь топлива и воздуха. (Число отношения топлива/воздуха – отношение "веса" топлива к "весу" воздуха в смеси, которая будет сожжена). Двигатель с воспламенение от сжатия сначала сжимает воздух в цилиндре, поднимая его температуру, до необходимой для автоматического зажигания, когда топливо уже введено в цилиндр.

Такие типы двигателей также могут быть классифицированы по следующим признакам:

  1. По расположению цилиндров относительно коленчатого вала – радиальный, рядный, v-образный или оппозитный.
  2. По способу осуществления рабочего цикла – четырехтактные и двухтактные.
  3. По методу охлаждения – жидкостсной или воздушный.

Звездообразные двигатели широко использовались во время Второй мировой войны, и многие используются и по сей день. В таких двигателях цилиндры расположены вокруг коленвала в радиальных направлених. Главное преимущество звездообразного двигателя – наилучшее отношение мощности к весу двигателя. [Рисунок 6-1]

Рисунок 6-1. Звездообразный двигатель.

У рядных двигателей есть преимущество – сравнительно небольшая передняя (фронтальная) площади поверхности, но их отношение мощности к весу невелико. Кроме того, в однорядных двигателях с воздушным охлажденем, дальние цилиндры охлаждаются немного хуже, поэтому такие двигатели обычно ограничиваются четырьмя или шестью цилиндрами. V-образные двигатели развивают большую мощность чем однорядные двигатели и при этом имеют сравнительно небольшую площадь передней поверхности.

Со временем строение двигателей совершенствовалось и стали развиваться оппозитные даигатели. На сегодняшний день оппозитные двигатели являются самыми распространенными поршневыми двигателями применямыми на малых воздушных суднах (ВС) АОН. У таких двигателей всегда четное число цилиндров, так как каждый цилиндр имеет противопоставленную пару с другой стороны вала. [Рисунок 6-2] Большинство оппозитных двигателей имеют воздушное охлаждение, и на ВС с крылом постоянной стреловидности обычно устанавливается в горизонтальном положении. Оппозитные двигатели имеют большое отношение выходной мощности к весу двигателя, потому что он  имеют сравнительно небольшой, легкий картер. Кроме того, компактное расположение цилиндров уменьшает лобовую область двигателя и позволяет использовать обтекаемый кожух, который минимизирует аэродинамическое сопротивление.

Рисунок 6-2. Горизонтально-оппозитный двигатель.

В зависимости от производителя двигателя, его компановка разрабатывается для использования искрового зажигания или зажигание сжатия, а также в зависимости от тактности двух- или четырехтактный цикл.

В двухтактном двигателе преобразование химической энергии в механическую происходит по рабочему циклу, состоящему из двух шагов. Впуск, сжатие, рабочий ход и выброс выхлопа происходят за два хода поршня, а не за четыре как в более распространенных четырехтактных двигателях. Поскольку в двухтактном двигателе рабочий ход поршшня происходит при каждом обороте коленвала, то такой двигатель имеет лучшее соотношение мощности к весу чем аналогичный четырехтактный двигатель. Из-за присущей неэффективности и большого выбороса выхлопных газов, ранние модели двухтактных двигателей было ограничено в авиации.

Последние достижения в конструкции и используемых материалах позволили уменьшить многие отрицательные факторы, приписываемые двухтактным двигателям. Современные двухтактные двигатели часто используют обычные масляные поддоны, масляные насосы и систему подачи смазки под давлением. Использование системы непосредственного впрыска и сжатого воздуха, делает двухтактные двигатели зажигания сжатия жизнеспособной альтернативой распространенным четырехтактным двигателям искрового зажигания. [Рисунок 6-3]

Рисунок 6-3. Двухтактное зажигание от сжатия.

Сегодня четырехтактные двигатели искрового зажигания остаются наиболее распространенной конструкцией двигателя, используемого в гражданской авиации. [Рисунок 6-4] Главными частями ДВС искрового зажигания являются цилиндры, картер двигателя и дополнительный кожух. Впускные/выпускные клапаны, свечи зажигания и поршни расположены в цилиндрах. Коленчатый вал и шатуны расположены в картере. Магнето обычно располагаются в дополнительном кожухе двигателя.

Рисунок 6-4. Основные компоненты ДВС искрового зажигания.

В четырехтактном двигателе рабочий процесс преобразование химической энергии в механическую энергию происходит за четыре такта. Впуск, сжатие, сгорание и процессы выхлопа происходят в четыре отдельных ходах поршня.

  1. Вспуск топлива происходит, когда поршень начинает движение вниз. Впускной клапан открывается, и топлиоввоздушная смесь попадает в цилиндр.
  2. Процесс сжатия начинается, когда поршень поднимается к вершине цилиндра. Эта фаза цикла используется, чтобы получить наибольшую выходную мощность при воспламенении топливовоздушной смеси.
  3. Как только смесь воспламеняется, то вследствие сильного раширения горящей смеси внутри цилиндра создается огромное давление, которе с силой толкает поршень вниз, создавая вращение коленвала.
  4. Четвертый такт используется для удаления продуктов горения из цилиндра. Как только поршень начинает движение вверх открывается выпускной клапан.

Даже при работе двигателя на малых оборотах, весь цикл происходит несколько сотен раз в минуту. [Рисунок 6-5] В двигателе с четырьмя цилиндрами, в один момент времени каждый цилиндр  выполняет один из четырех тактов. Непрерывное вращение коленчатого вала поддерживается точным выбором момента воспламенения топлива в каждом цилиндре. Непрерывность работы двигателя зависит от слаженной работы вспомогательных систем, таких как система подачи топлива, система зажигания, охлаждения и система выпуска отработанных газов.

Рисунок 6-5. Стрелки на этой иллюстрации указывают на направление движения коленчатого вала и поршня во время четырехтактного цикла.

Последние достижения в развитии поршневых двигателей в середине 1960-х были внедрены Франком Телертом, который искал ответы у автомобильных производителей на вопросы о применении дизельных двигателей в авиации. Преимущество дизельного топлива в подобии его физических свойств с керосином. Самолет, оборудованный дизельным двигателем, работает на стандартном авиационном керосине, который обеспечивает больше независимости, более высокую надежность, более низкий расход топлива, как следствие снижение эксплуатационной стоимости.

В 1999 Телерт организовал компанию Thielert Aircraft Engines (TAE), которая будет проектировать, разрабатывать, сертифицировать и производить совершенно новый реактивный дизельный двигатель (также известный как реактивный поршневой двигатель) для АОН. К марту 2001 первый опытный образец прошел успешную сертификацию как реактивный дизельный двигатель со времен Второй мировой войны. TAE продолжает проектировать и развивать дизельные двигатели, и другие производители, такие как Société de Motorisations Aéronautiques (SMA) теперь также предлагают реактивные поршневые двигатели. Двигатели TAE могут быть найдены на одномоторном Diamond DA40  и двухмоторном DA42 Twin Star. Это первые дизельные двигатели которые вошли в сертификат типа самолета.

Эти двигатели также получили на рынке модификаций с дополнительным свидетельством типа (STC) после чего ими переоснастили модели Cessna 172  и Piper PA-28. Технологии поршневых двигатели на реактивном топливе продолжили прогрессировать и электронно-цифровая система управления двигателем (FADEC, будет рассмотрена ниже), становится стандартным оснащением на самолете которай минимизирует сложность управления двигателем. К 2007 на самолете с поршневым двигателем на реактивном топливе зарегистрировано более чем 600,000 часов общего налета.

Most small aircraft are designed with reciprocating engines. The name is derived from the back-and-forth, or reciprocating, movement of the pistons which produces the mechanical energy necessary to accomplish work.

Driven by a revitalization of the general aviation (GA) industry and advances in both material and engine design, reciprocating engine technology has improved dramatically over the past two decades. The integration of computerized engine management systems has improved fuel efficiency, decreased emissions, and reduced pilot workload.

Reciprocating engines operate on the basic principle of converting chemical energy (fuel) into mechanical energy. This conversion occurs within the cylinders of the engine through the process of combustion. The two primary reciprocating engine designs are the spark ignition and the compression ignition. The spark ignition reciprocating engine has served as the powerplant of choice for many years. In an effort to reduce operating costs, simplify design, and improve reliability, several engine manufacturers are turning to compression ignition as a viable alternative. Often referred to as jet fuel piston engines, compression ignition engines have the added advantage of utilizing readily available and lower cost diesel or jet fuel.

The main mechanical components of the spark ignition and the compression ignition engine are essentially the same. Both use cylindrical combustion chambers and pistons that travel the length of the cylinders to convert linear motion into the rotary motion of the crankshaft. The main difference between spark ignition and compression ignition is the process of igniting the fuel. Spark ignition engines use a spark plug to ignite a pre-mixed fuel/air mixture. (Fuel/air mixture is the ratio of the “weight” of fuel to the “weight” of air in the mixture to be burned.) A compression ignition engine first compresses the air in the cylinder, raising its temperature to a degree necessary for automatic ignition when fuel is injected into the cylinder.

These two engine designs can be further classified as:

  1. Cylinder arrangement with respect to the crankshaft— radial, in-line, v-type, or opposed.
  2. Operating cycle—two or four.
  3. Method of cooling—liquid or air.

Radial engines were widely used during World War II and many are still in service today. With these engines, a row or rows of cylinders are arranged in a circular pattern around the crankcase. The main advantage of a radial engine is the favorable power-to-weight ratio. [Figure 6-1]

Figure 6-1. Radial engine.

In-line engines have a comparatively small frontal area, but their power-to-weight ratios are relatively low. In addition, the rearmost cylinders of an air-cooled, in-line engine receive very little cooling air, so these engines are normally limited to four or six cylinders. V-type engines provide more horsepower than in-line engines and still retain a small frontal area.

Continued improvements in engine design led to the development of the horizontally-opposed engine which remains the most popular reciprocating engines used on smaller aircraft. These engines always have an even number of cylinders, since a cylinder on one side of the crankcase “opposes” a cylinder on the other side. [Figure 6-2] The majority of these engines are air cooled and usually are mounted in a horizontal position when installed on fixed-wing airplanes. Opposed-type engines have high power-to-weight ratios because they have a comparatively small, lightweight crankcase. In addition, the compact cylinder arrangement reduces the engine’s frontal area and allows a streamlined installation that minimizes aerodynamic drag.

Figure 6-2. Horizontally opposed engine.

Depending on the engine manufacturer, all of these arrangements can be designed to utilize spark or compression ignition, and operate on either a two- or four-stroke cycle.

In a two-stroke engine, the conversion of chemical energy into mechanical energy occurs over a two-stroke operating cycle. The intake, compression, power, and exhaust processes occur in only two strokes of the piston rather than the more common four strokes. Because a two-stroke engine has a power stroke each revolution of the crankshaft, it typically has higher power-to-weight ratio than a comparable four-stroke engine. Due to the inherent inefficiency and disproportionate emissions of the earliest designs, use of the two-stroke engine has been limited in aviation.

Recent advances in material and engine design have reduced many of the negative characteristics associated with two-stroke engines. Modern two-stroke engines often use conventional oil sumps, oil pumps and full pressure fed lubrication systems. The use of direct fuel injection and pressurized air, characteristic of advanced compression ignition engines, make two-stroke compression ignition engines a viable alternative to the more common four-stroke spark ignition designs. [Figure 6-3]

Figure 6-3. Two-stroke compression ignition.

Spark ignition four-stroke engines remain the most common design used in general aviation today. [Figure 6-4] The main parts of a spark ignition reciprocating engine include the cylinders, crankcase, and accessory housing. The intake/ exhaust valves, spark plugs, and pistons are located in the cylinders. The crankshaft and connecting rods are located in the crankcase. The magnetos are normally located on the engine accessory housing.

Figure 6-4. Main components of a spark ignition reciprocating engine.

In a four-stroke engine the conversion of chemical energy into mechanical energy occurs over a four stroke operating cycle. The intake, compression, power, and exhaust processes occur in four separate strokes of the piston.

  1. The intake stroke begins as the piston starts its downward travel. When this happens, the intake valve opens and the fuel/air mixture is drawn into the cylinder.
  2. The compression stroke begins when the intake valve closes and the piston starts moving back to the top of the cylinder. This phase of the cycle is used to obtain a much greater power output from the fuel/air mixture once it is ignited.
  3. The power stroke begins when the fuel/air mixture is ignited. This causes a tremendous pressure increase in the cylinder, and forces the piston downward away from the cylinder head, creating the power that turns the crankshaft.
  4. The exhaust stroke is used to purge the cylinder of burned gases. It begins when the exhaust valve opens and the piston starts to move toward the cylinder head once again.

Even when the engine is operated at a fairly low speed, the four-stroke cycle takes place several hundred times each minute. [Figure 6-5] In a four-cylinder engine, each cylinder operates on a different stroke. Continuous rotation of a crankshaft is maintained by the precise timing of the power strokes in each cylinder. Continuous operation of the engine depends on the simultaneous function of auxiliary systems, including the induction, ignition, fuel, oil, cooling, and exhaust systems.

Figure 6-5. The arrows in this illustration indicate the direction of motion of the crankshaft and piston during the four-stroke cycle.

The latest advance in aircraft reciprocating engines was pioneered in the mid-1960s by Frank Thielert, who looked to the automotive industry for answers on how to integrate diesel technology into an aircraft engine. The advantage of a diesel-fueled reciprocating engine lies in the physical similarity of diesel and kerosene. Aircraft equipped with a diesel piston engine runs on standard aviation fuel kerosene which provides more independence, higher reliability, lower consumption, and operational cost saving.

In 1999, Thielert formed Thielert Aircraft Engines (TAE) to design, develop, certify, and manufacture a brand-new Jet-A-burning diesel cycle engine (also known as jet-fueled piston engine) for the GA industry. By March 2001, the first prototype engine became the first certified diesel engine since World War II. TAE continues to design and develop diesel cycle engines and other engine manufacturers such as Société de Motorisations Aéronautiques (SMA) now offer jet-fueled piston engines as well. TAE engines can be found on the Diamond DA40 single and the DA42 Twin Star, the first diesel engine to be part of the type certificate of a new original equipment manufacturer (OEM) aircraft.

These engines have also gained a toehold in the retrofit market with a supplemental type certificate (STC) to re- engine the Cessna 172 models and the Piper PA-28 family. The jet-fueled piston engines technology has continued to progress and a full authority digital engine control (FADEC, discussed more fully later in the chapter) is standard on such equipped aircraft which minimizes complication of engine control. By 2007, various jet-fueled piston aircraft had logged well over 600,000 hours of service.

Обледенение карбюратора

Carburetor Icing

Как было упомянуто ранее, поплавковый карбюратор имеет один существенный недостаток – свойственная склонность к обледенению. Лед в карбюраторе образуется из-за испарения топлива и уменьшения давления воздуха в трубке Вентури, которая вызывает резкое снижение температуры. Лед может образоваться на внутренних поверхностях карбюратора и на дроссельнлй заслонке когда водяной пар, содержащийся в воздухе конденсируется на поверхностях охлажденных до температуры ниже нулевой. [Рисунок 6-11]

Рисунок 6-11. Образование льда в карбюраторе может уменьшить или перекрыть поток топливовоздушной смеси к двигателю.

Снижение давление воздуха, так же как и испарение топлива, способствует снижению температуры в карбюраторе. Лед может образоваться около дроссельной заслонки и в сужении трубки Вентури, это приведет к еще большому сужению трубки Вентури и создаст помехи потоку топливовоздушной смеси, что приведет к падению мощности. Если льда образуется так много, что трубка вовсе закупорится, то двигатель заглохнет. Обледенение карбюратора, наиболее вероятно, при температуре ниже 21 градуса Цельсия (°C) или 70 градусов по Фаренгейту (°F), и относительной влажности выше 80%. Из-за резкого охлаждения, которое происходит в карбюраторе, обледенение может произойти как и при более высоких температурах, например 38 °C (100 °F), так и при достаточно низкой влажности 50%. Падение температуры может быть на 60-70 °F (15-21 °C), поэтому, при температуре окружающего воздуха 38 °C (100 °F), снижение температуры до 21 °C (70 °F) приводит к установлению в карбюраторе отрицательной температуры -1 °C (30 °F). [Рисунок 6-12]

Рисунок 6-12. Не смотря на то, что образование льда в карбюраторе наиболее вероятно, когда температура и влажность будут в указанных диапазонах, тем не менее он может образовываться и при условиях не изображенных на данном рисунке.

Первый признак обледенения карбюратора в самолете с винтом постоянного шага – падение оборотов двигателя, а также изменение звука работающего двигателя на более резкий с металлическим оттенком. В самолете с винтом постоянных оборотов обледенение карбюратора обычно можно наблюдать по уменьшению давления во впускном коллекторе, а не сокращением частоты вращения двигателя, вследствие того, что изменения угла установки лопастей автоматически нивелирует падение мощности. Хотя лед в карбюраторе может образовываться во время любой фазы полета, особенно опасно, когда он образуется во время уменьшения тяги при снижении. При определенных условиях лед в карбюраторе может образоваться незаметно пока не будет увеличена тяга двигателя. Для борьбы с эффектом обледенения карбюратора, в двигателях с карбюраторами поплавкового типа используют систему подогрева карбюратора.

As mentioned earlier, one disadvantage of the float-type carburetor is its icing tendency. Carburetor ice occurs due to the effect of fuel vaporization and the decrease in air pressure in the venturi, which causes a sharp temperature drop in the carburetor. If water vapor in the air condenses when the carburetor temperature is at or below freezing, ice may form on internal surfaces of the carburetor, including the throttle valve. [Figure 6-11]

Figure 6-11. The formation of carburetor ice may reduce or block fuel/air flow to the engine.

The reduced air pressure, as well as the vaporization of fuel, contributes to the temperature decrease in the carburetor. Ice generally forms in the vicinity of the throttle valve and in the venturi throat. This restricts the flow of the fuel/air mixture and reduces power. If enough ice builds up, the engine may cease to operate. Carburetor ice is most likely to occur when temperatures are below 70 degrees Fahrenheit (°F) or 21 degrees Celsius (°C) and the relative humidity is above 80 percent. Due to the sudden cooling that takes place in the carburetor, icing can occur even with temperatures as high as 100 °F (38 °C) and humidity as low as 50 percent. This temperature drop can be as much as 60 to 70 °F (15 to 21 °C). Therefore, at an outside air temperature of 100 °F (37 °C), a temperature drop of 70 °F (21 °C) results in an air temperature in the carburetor of 30 °F (-1 °C). [Figure 6-12]

Figure 6-12. Although carburetor ice is most likely to form when the temperature and humidity are in ranges indicated by this chart, carburetor ice is possible under conditions not depicted.

The first indication of carburetor icing in an aircraft with a fixed-pitch propeller is a decrease in engine rpm, which may be followed by engine roughness. In an aircraft with a constant-speed propeller, carburetor icing is usually indicated by a decrease in manifold pressure, but no reduction in rpm. Propeller pitch is automatically adjusted to compensate for loss of power. Thus, a constant rpm is maintained. Although carburetor ice can occur during any phase of flight, it is particularly dangerous when using reduced power during a descent. Under certain conditions, carburetor ice could build unnoticed until power is added. To combat the effects of carburetor ice, engines with float-type carburetors employ a carburetor heat system.

Винт изменяемого шага

Adjustable-Pitch Propeller

Винт изменяемого шага (ВИШ) был предшественником винта с постоянным числом оборотов. Такой винт имеет лопасти угол установки которых можно было регулировать, но только на земле и с выключенным двигателем. Они также называются винтами, регулируемыми на земле. В 1930-х годах авиационные изобретатели начали разработку автоматических механизмов для изменения шага винта в полете, которые иногда относится к современному термину винта постоянного числа оборота, угол лопастей которого регулируются в полете.

Первые системы регулируемого шага винта позволяли устанавливать пропеллер только в двух положениях: затяжеленное (лопасти установлены на большой угол) и облегченное (лопасти установлены на малый угол). Современные системы изменения шага винта позволяют регулировать угол установки в рамках определенного диапазона.

Винт постоянного числа оборотов – это винт изменяемого шага, угол установки лопастей которого изменяется автоматически специальным регулятором таким образом, чтобы поддерживать постоянную частоту вращения винта вне зависимости от давления воздуха. Это наиболее распространенный тип ВИШ. Главное преимущество винта постоянно числа оборотов в том, что он преобразует большой процент выходной мощности двигателя (мощность на валу) в тяговую мощность в широком диапазоне комбинаций скоростей полета и частоты вращения двигателя. Винт постоянного числа оборотов (ВПО) более эффективен чем другие винты, потому что он позволяет подобрать наиболее эффективную частоту вращения двигателя для конкретных условий полета.

У самолета с ВПО есть два средства управления: дроссель и контроллер шага винта. Дроссель управляет выходной мощностью двигателя, а контроллер угла установки лопастей регулирует частоту вращения винта. Эта частота вращения и отображается на тахометре.

Как только выбрана определнная частота вращения, регулятор автоматически устанавливает угол наклона лопасти по мере необходимости, чтобы поддержать заданную частоту вращения. Например, после установки желаемой частоты вращения во время крейсерского полета, увеличение скорости полёта или снижение нагрузки на винт заставит изменить угол установки лопсатей таким образом, чтобы поддержать заданную частоту вращения. Сокращение скорости полёта или увеличение нагрузки на винт приведет к уменьшению угла наклона лопасти.

Диапазон постояного числа оборотов, обуславливется максимальным и минимальным шагом винта и определяет максимальный и минимальный угл установки лопастей для поддержания постоянства оборотов. Пока угол наклона лопасти винта находится в пределах диапазона, будет поддерживаться постоянна частота вращения. Если лопасти винта достигнут своего минимального или максимального угла установки, то частота вращения будет увеличиваться или уменьшаться в соответствии с изменениями в нагрузке на лопасти и скорости полёта. Например, как только определенная частота была задана, и скорость самолета уменьшается, то при достижении предельного угла установки лопасти дальнейшее уменьшение скорости приведет к снижению частоты вращения винта, и винт будет работать так же как и ВФШ. То же самое верно и для случая с увеличением скорости самолета, когда самолет, оборудованный ВПО набирает скорость. Поскольку самолет ускоряется, угол установки лопасти винта увеличивается, чтобы поддержать заданную частоту вращения винта вплоть до тех пор, пока не будет достигнут предельный максимальный угол установки. Как только это произойдет, угол умтановки лопасти больше не может увеличиваться и это повлечет увеличение частоты вращения двигателя.

На самолете, оборудованном ВПО, выходной мощностью управляет дроссель, а показания давления во впускном коллекторе отображаются на соответствующем приборе. Датчик измеряет абсолютное давление смеси топлива/воздуха во впускном коллекторе, или, что вернее, абсолютное давление во впускном коллекторе (manifold absolute pressure, MAP). При фиксированной частоте вращения и фиксированной высоте количество произведенной двигателем мощности пропорционально потоку топливовоздушной смеси, поставляемой в камеры сгорания. Если заслонка дросселя открыавается, то поток смеси увеличивается, что приводит к увеличению абсолютного давления во впускном коллекторе. Когда двигатель остановлен, датчик давления указывает на давление окружающего воздуха (то есть, 29.92 дюймов ртутного столба (29.92 "Hg)). Когда двигатель будет запущен, давления во впускном коллекторе упадет (например в режиме малого газа, 12 "Hg). Отказ двигателя или потеря мощности отобразятся на приборе датчика давления MAP как увеличение давления во всасывающем коллекторе до значения, соответствующего атмосферному давлению на той высоте, где произошла неисправность. [Рисунок 6-9]

Рисунок 6-9. Выходная мощность двигателя отображается на приборе датчика давления во впускном коллекторе.

Датчик давления во впускном коллекторе имеет цветовую маркировку диапазонов работы двигателя. Зеленой дугой на приборе маркирован нормальный рабочий диапазон, а красная риска указывает на максимальный предел давления во впускном коллекторе.

Для каждого значения частоты вращения двигателя существует определенное значение давления, которое не должно быть превышено. Если давление во впускном коллекторе превышает максимальное установленной для заданной частоты вращения, то давление внутри цилиндра также будет выше нормы что может привести ускоренному износу цилиндров. Если это это часто повторяется, износ цилиндров может привести в конечном счете к отказу двигателя. Как правило значение давление во всасывающем коллекторе (в дюймах) должно быть меньше чем значение оборотов в минуту.

Пилот может избежать условий, которые приводят к износу цилиндров, имея информацию о частоте вращения, особенно при увеличении давления во впускном коллекторе. Соблюдайте рекомендации производителя по режимам работы двигателя, чтобы поддерживать надлежащие отношение между давлением во впускно коллекторе и частотой вращения двигателя.

При необходимости одновременного изменения и давление в коллекторе и частоты вращения, избежать увеличенной нагрузки на двигатель можно, действия по следующему порядку:

  • Когда необходимо уменьшить выходную мощность двигателя необходимо убавить давление во впускном коллекторе прежде чем частоту вращения двигателя. При снижении частоты вращения двигателя, давление в коллекторе автоматически вырастет и без его понижения может превысить лимит, установленный производителем.
  • Когда необходимо увеличить частоту вращения, то порядок действий обратный - сначала необходимо выставить частоту вращения, а затем давление во впускном коллекторе.
  • Чтобы предотвратить повреждение звездообразных двигателей, минимизируйте время работы двигателя при максимальных оборотах и максимальном давлении во впускном коллекторе а также максимальных оборотах и низком давлении во впускном коллекторе.

Соблюдайте рекомендации производителя для предотвращения сильного износа и повреждений высокоэффективных двигателей внутреннего сгорания.

The adjustable-pitch propeller was the forerunner of the constant-speed propeller. It is a propeller with blades whose pitch can be adjusted on the ground with the engine not running, but which cannot be adjusted in flight. It is also referred to as a ground adjustable propeller. By the 1930s, pioneer aviation inventors were laying the ground work for automatic pitch-change mechanisms, which is why the term sometimes refers to modern constant-speed propellers that are adjustable in flight.

The first adjustable-pitch propeller systems provided only two pitch settings: low and high. Today, most adjustable-pitch propeller systems are capable of a range of pitch settings.

A constant-speed propeller is a controllable-pitch propeller whose pitch is automatically varied in flight by a governor maintaining constant rpm despite varying air loads. It is the most common type of adjustable-pitch propeller. The main advantage of a constant-speed propeller is that it converts a high percentage of brake horsepower (BHP) into thrust horsepower (THP) over a wide range of rpm and airspeed combinations. A constant-speed propeller is more efficient than other propellers because it allows selection of the most efficient engine rpm for the given conditions.

An aircraft with a constant-speed propeller has two controls: the throttle and the propeller control. The throttle controls power output and the propeller control regulates engine rpm. This in turn regulates propeller rpm which is registered on the tachometer.

Once a specific rpm is selected, a governor automatically adjusts the propeller blade angle as necessary to maintain the selected rpm. For example, after setting the desired rpm during cruising flight, an increase in airspeed or decrease in propeller load will cause the propeller blade angle to increase as necessary to maintain the selected rpm. A reduction in airspeed or increase in propeller load will cause the propeller blade angle to decrease.

The propeller’s constant-speed range, defined by the high and low pitch stops, is the range of possible blade angles for a constant-speed propeller. As long as the propeller blade angle is within the constant-speed range and not against either pitch stop, a constant engine rpm will be maintained. If the propeller blades contact a pitch stop, the engine rpm will increase or decrease as appropriate, with changes in airspeed and propeller load. For example, once a specific rpm has been selected, if aircraft speed decreases enough to rotate the propeller blades until they contact the low pitch stop, any further decrease in airspeed will cause engine rpm to decrease the same way as if a fixed-pitch propeller were installed. The same holds true when an aircraft equipped with a constant-speed propeller accelerates to a faster airspeed. As the aircraft accelerates, the propeller blade angle increases to maintain the selected rpm until the high pitch stop is reached. Once this occurs, the blade angle cannot increase any further and engine rpm increases.

On aircraft equipped with a constant-speed propeller, power output is controlled by the throttle and indicated by a manifold pressure gauge. The gauge measures the absolute pressure of the fuel/air mixture inside the intake manifold and is more correctly a measure of manifold absolute pressure (MAP). At a constant rpm and altitude, the amount of power produced is directly related to the fuel/air flow being delivered to the combustion chamber. As the throttle setting is increased, more fuel and air flows to the engine and MAP increases. When the engine is not running, the manifold pressure gauge indicates ambient air pressure (i.e., 29.92 inches mercury (29.92 "Hg)). When the engine is started, the manifold pressure indication will decrease to a value less than ambient pressure (i.e., idle at 12 "Hg). Engine failure or power loss is indicated on the manifold gauge as an increase in manifold pressure to a value corresponding to the ambient air pressure at the altitude where the failure occurred. [Figure 6-9]

Figure 6-9. Engine power output is indicated on the manifold pressure gauge.

The manifold pressure gauge is color coded to indicate the engine’s operating range. The face of the manifold pressure gauge contains a green arc to show the normal operating range, and a red radial line to indicate the upper limit of manifold pressure.

For any given rpm, there is a manifold pressure that should not be exceeded. If manifold pressure is excessive for a given rpm, the pressure within the cylinders could be exceeded, placing undue stress on the cylinders. If repeated too frequently, this stress can weaken the cylinder components and eventually cause engine failure. As a general rule, manifold pressure (inches) should be less than the rpm.

A pilot can avoid conditions that overstress the cylinders by being constantly aware of the rpm, especially when increasing the manifold pressure. Conform to the manufacturer’s recommendations for power settings of a particular engine to maintain the proper relationship between manifold pressure and rpm.

When both manifold pressure and rpm need to be changed, avoid engine overstress by making power adjustments in the proper order:

  • When power settings are being decreased, reduce manifold pressure before reducing rpm. If rpm is reduced before manifold pressure, manifold pressure will automatically increase, possibly exceeding the manufacturer’s tolerances.

  • When power settings are being increased, reverse the order—increase rpm first, then manifold pressure.

  • To prevent damage to radial engines, minimize operating time at maximum rpm and manifold pressure, and avoid operation at maximum rpm and low manifold pressure.

The engine and/or airframe manufacturer’s recommendations should be followed to prevent severe wear, fatigue, and damage to high-performance reciprocating engines.

Воздушный винт

Propeller

Воздушный винт – вращающееся крыло обладающее аэродинамическим сопротивлением, срывом потока и другими аэродинамическими свойствами, характерные для любого крыла. Он обеспечивает необходимую силу тяги, чтобы тянуть самолет через воздух или отталкивать самолет от воздуха. Энергия двигателя используется, чтобы вращать винт, который в свою очередь производит продольное осевое давление, по тому же принципу, по которому крыло генерирует подъемную силу. Величина произведенного осевого давления зависит от формы крыла, угла атаки лопасти пропеллера и частоты оборотов двигателя. Сама лопасть имеет крутку вдоль продольной оси, таким образом угол наклона лопасти (угол атаки или угол установки лопасти) изменяется от втулки к кончику лопасти. Наибольший угол установки или шаг винта около втулки, в то время как самый маленький угол на кончике. [Рисунок 6-6]

Крутка лопастей винта позволяет создавать одинаковую тягу по всей длине лопасти. Так как лопасть совершает вращательное движение, то линейная скорость движения части лопасти у основания меньше, чем скорость движения законцовки, поскольку в один момент времени законцовка проходит большее расстояние, чем часть лопасти около втулки. [Рисунок 6-7], поэтому угол наклона лопасти уменьшается от втулки к законцовке. Лопасть винта, имеющее фиксированый угол установки вдоль лопасти (без крутки) не столь эффективна тем же самым углом падения, потому что, поскольку скорость полёта увеличивается в полете, у части около втулки был бы отрицательный угол нападения, в то время как конец лопасти будет остановлен.

Рисунок 6-6. Изменение угла наклона лопасти винта от втулки до законцовки.

Малые самолеты оборудованы одним из двух типов винтов – с изменяемым и фиксированным шагом.

Рисунок 6-7. Соотношение расстояний, проходимых различными частями лопасти.

The propeller is a rotating airfoil, subject to induced drag, stalls, and other aerodynamic principles that apply to any airfoil. It provides the necessary thrust to pull, or in some cases push, the aircraft through the air. The engine power is used to rotate the propeller, which in turn generates thrust very similar to the manner in which a wing produces lift. The amount of thrust produced depends on the shape of the airfoil, the angle of attack of the propeller blade, and the revolutions per minute (rpm) of the engine. The propeller itself is twisted so the blade angle changes from hub to tip. The greatest angle of incidence, or the highest pitch, is at the hub while the smallest angle of incidence or smallest pitch is at the tip. [Figure 6-6]

The reason for the twist is to produce uniform lift from the hub to the tip. As the blade rotates, there is a difference in the actual speed of the various portions of the blade. The tip of the blade travels faster than the part near the hub, because the tip travels a greater distance than the hub in the same length of time. [Figure 6-7] Changing the angle of incidence (pitch) from the hub to the tip to correspond with the speed produces uniform lift throughout the length of the blade. A propeller blade designed with the same angle of incidence throughout its entire length would be inefficient because as airspeed increases in flight, the portion near the hub would have a negative angle of attack while the blade tip would be stalled.

Figure 6-6. Changes in propeller blade angle from hub to tip.

Small aircraft are equipped with either one of two types of propellers. One is the fixed pitch, and the other is the adjustable pitch.

Figure 6-7. Relationship of travel distance and speed of various portions of propeller blade.

Винт с фиксированным шагом

Fixed-Pitch Propeller

Винт у которого угол наклона лопасти (шаг винта) невозможно изменить называется винтом с фиксированным шагом (ВФШ). Шаг такого винта устанавливается изотовителем и его невозможно изменить. Винт фиксированного шага достигает максимальной эффективности только при определенной комбинации скорости полёта и частоты вращения двигателя, и она не идеальна ни для полета в крейсерском режиме, ни для набора высоты. Винт с фиксированным шагом используется, когда необходимо добиться мылого веса конструкции, простоты и низкой цены.

Есть два типа ВФШ: для взлета и крейсерский. Выбор типа определяется целью использования. У ВФШ подъема угол установки небольшой, следовательно и сопротивление воздуха, создаваемое лопастью меньше. Снижение сопротивление увеличивает КПД двигателя, что улучшает взлетные характеристики самолета, но ухудшает рабочие характеристики во время крейсерского полета.

У крейсерского ВФШ угол установки больше, поэтому сопротивление воздуха на лопасти выше. Увеличенное сопротивление приводит к уменьшению частоты вращения двигателя, что ухудшает КПД двигателя при взлете и наборе высоты, но увеличивает эффективность во время крейсерского полета.

Винт обычно устанавливается на вале, который может быть непосредственным продолжением коленвала двигателя. В этом случае частота оборотов двигателя будет совпадат с частотой вращения винта. На некоторых самолетах вал винта свзян с коленвалом двигател через передаточный механизм. В этом случае частота вращения коленвала двигателя отличается от частоты вращения винта .

В случае винта с фиксированным шагом тахометр отражает непосредственную частоту вращения вала двигателя. [Рисунок 6-8] Обычно, тахометр откалиброван в сотнях оборотов в минуту и показывает частоту вращения винта и двигателя. Тахометр имеет цветную маркировку, зеленая дуга обозначает нормальный диапазон для длительной работы двигателя. У некоторых тахометров есть дополнительные маркировки, отражающие ограничения работы винта и/или двигателя. Вы должны обратиться к руководтству производителя, для уточнения всех нюансов цветной маркировки тахометра.

Рисунок 6-8. Обозначение частоты вращения на тахометре.

Частота вращения двигателя регулируется дросселем, который управляет количеством смеси топлива и воздуха, которое попадет в двигатель. При постоянной высоте, чем больше показания тахометра, тем выше выходная мощность двигателя.

Когда высота полета увеличивается, тахометр может показывать неправильную выходную мощность двигателя. Например при, 2,300 оборотов в минуту на высоте 5,000 футов двигатель производит меньше мощности, чем при тех же 2,300 оборотов в минуту но на высоте уровня моря, потому что выходная мощность зависит от плотности окружающего воздуха. С ростом высоты, плотность воздуха уменьшается, что влечет снижение выходной мощности двигателя. При изменении высоты для поддержания постоянной частоты вращения двигателя необходимо изменить положение дросселя. При увеличении высоты необходимо сильнее открыть заслонку дросселя, чтобы обеспечить постоянство оборотов двигателя.

A propeller with fixed blade angles is a fixed-pitch propeller. The pitch of this propeller is set by the manufacturer and cannot be changed. Since a fixed-pitch propeller achieves the best efficiency only at a given combination of airspeed and rpm, the pitch setting is ideal for neither cruise nor climb. Thus, the aircraft suffers a bit in each performance category. The fixed-pitch propeller is used when low weight, simplicity, and low cost are needed.

There are two types of fixed-pitch propellers: climb and cruise. Whether the airplane has a climb or cruise propeller installed depends upon its intended use. The climb propeller has a lower pitch, therefore less drag. Less drag results in higher rpm and more horsepower capability, which increases performance during takeoffs and climbs, but decreases performance during cruising flight.

The cruise propeller has a higher pitch, therefore more drag. More drag results in lower rpm and less horsepower capability, which decreases performance during takeoffs and climbs, but increases efficiency during cruising flight.

The propeller is usually mounted on a shaft, which may be an extension of the engine crankshaft. In this case, the rpm of the propeller would be the same as the crankshaft rpm. On some engines, the propeller is mounted on a shaft geared to the engine crankshaft. In this type, the rpm of the propeller is different than that of the engine.

In a fixed-pitch propeller, the tachometer is the indicator of engine power. [Figure 6-8] A tachometer is calibrated in hundreds of rpm and gives a direct indication of the engine and propeller rpm. The instrument is color coded, with a green arc denoting the maximum continuous operating rpm. Some tachometers have additional markings to reflect engine and/or propeller limitations. The manufacturer’s recommendations should be used as a reference to clarify any misunderstanding of tachometer markings.

Figure 6-8. Engine rpm is indicated on the tachometer.

The rpm is regulated by the throttle, which controls the fuel/air flow to the engine. At a given altitude, the higher the tachometer reading, the higher the power output of the engine.

When operating altitude increases, the tachometer may not show correct power output of the engine. For example, 2,300 rpm at 5,000 feet produces less horsepower than 2,300 rpm at sea level because power output depends on air density. Air density decreases as altitude increases and a decrease in air density (higher density altitude) decreases the power output of the engine. As altitude changes, the position of the throttle must be changed to maintain the same rpm. As altitude is increased, the throttle must be opened further to indicate the same rpm as at a lower altitude.

Винт изменяемого шага

Adjustable-Pitch Propeller

Винт изменяемого шага (ВИШ) был предшественником винта с постоянным числом оборотов. Такой винт имеет лопасти угол установки которых можно было регулировать, но только на земле и с выключенным двигателем. Они также называются винтами, регулируемыми на земле. В 1930-х годах авиационные изобретатели начали разработку автоматических механизмов для изменения шага винта в полете, которые иногда относится к современному термину винта постоянного числа оборота, угол лопастей которого регулируются в полете.

Первые системы регулируемого шага винта позволяли устанавливать пропеллер только в двух положениях: затяжеленное (лопасти установлены на большой угол) и облегченное (лопасти установлены на малый угол). Современные системы изменения шага винта позволяют регулировать угол установки в рамках определенного диапазона.

Винт постоянного числа оборотов – это винт изменяемого шага, угол установки лопастей которого изменяется автоматически специальным регулятором таким образом, чтобы поддерживать постоянную частоту вращения винта вне зависимости от давления воздуха. Это наиболее распространенный тип ВИШ. Главное преимущество винта постоянно числа оборотов в том, что он преобразует большой процент выходной мощности двигателя (мощность на валу) в тяговую мощность в широком диапазоне комбинаций скоростей полета и частоты вращения двигателя. Винт постоянного числа оборотов (ВПО) более эффективен чем другие винты, потому что он позволяет подобрать наиболее эффективную частоту вращения двигателя для конкретных условий полета.

У самолета с ВПО есть два средства управления: дроссель и контроллер шага винта. Дроссель управляет выходной мощностью двигателя, а контроллер угла установки лопастей регулирует частоту вращения винта. Эта частота вращения и отображается на тахометре.

Как только выбрана определнная частота вращения, регулятор автоматически устанавливает угол наклона лопасти по мере необходимости, чтобы поддержать заданную частоту вращения. Например, после установки желаемой частоты вращения во время крейсерского полета, увеличение скорости полёта или снижение нагрузки на винт заставит изменить угол установки лопсатей таким образом, чтобы поддержать заданную частоту вращения. Сокращение скорости полёта или увеличение нагрузки на винт приведет к уменьшению угла наклона лопасти.

Диапазон постояного числа оборотов, обуславливется максимальным и минимальным шагом винта и определяет максимальный и минимальный угл установки лопастей для поддержания постоянства оборотов. Пока угол наклона лопасти винта находится в пределах диапазона, будет поддерживаться постоянна частота вращения. Если лопасти винта достигнут своего минимального или максимального угла установки, то частота вращения будет увеличиваться или уменьшаться в соответствии с изменениями в нагрузке на лопасти и скорости полёта. Например, как только определенная частота была задана, и скорость самолета уменьшается, то при достижении предельного угла установки лопасти дальнейшее уменьшение скорости приведет к снижению частоты вращения винта, и винт будет работать так же как и ВФШ. То же самое верно и для случая с увеличением скорости самолета, когда самолет, оборудованный ВПО набирает скорость. Поскольку самолет ускоряется, угол установки лопасти винта увеличивается, чтобы поддержать заданную частоту вращения винта вплоть до тех пор, пока не будет достигнут предельный максимальный угол установки. Как только это произойдет, угол умтановки лопасти больше не может увеличиваться и это повлечет увеличение частоты вращения двигателя.

На самолете, оборудованном ВПО, выходной мощностью управляет дроссель, а показания давления во впускном коллекторе отображаются на соответствующем приборе. Датчик измеряет абсолютное давление смеси топлива/воздуха во впускном коллекторе, или, что вернее, абсолютное давление во впускном коллекторе (manifold absolute pressure, MAP). При фиксированной частоте вращения и фиксированной высоте количество произведенной двигателем мощности пропорционально потоку топливовоздушной смеси, поставляемой в камеры сгорания. Если заслонка дросселя открыавается, то поток смеси увеличивается, что приводит к увеличению абсолютного давления во впускном коллекторе. Когда двигатель остановлен, датчик давления указывает на давление окружающего воздуха (то есть, 29.92 дюймов ртутного столба (29.92 "Hg)). Когда двигатель будет запущен, давления во впускном коллекторе упадет (например в режиме малого газа, 12 "Hg). Отказ двигателя или потеря мощности отобразятся на приборе датчика давления MAP как увеличение давления во всасывающем коллекторе до значения, соответствующего атмосферному давлению на той высоте, где произошла неисправность. [Рисунок 6-9]

Рисунок 6-9. Выходная мощность двигателя отображается на приборе датчика давления во впускном коллекторе.

Датчик давления во впускном коллекторе имеет цветовую маркировку диапазонов работы двигателя. Зеленой дугой на приборе маркирован нормальный рабочий диапазон, а красная риска указывает на максимальный предел давления во впускном коллекторе.

Для каждого значения частоты вращения двигателя существует определенное значение давления, которое не должно быть превышено. Если давление во впускном коллекторе превышает максимальное установленной для заданной частоты вращения, то давление внутри цилиндра также будет выше нормы что может привести ускоренному износу цилиндров. Если это это часто повторяется, износ цилиндров может привести в конечном счете к отказу двигателя. Как правило значение давление во всасывающем коллекторе (в дюймах) должно быть меньше чем значение оборотов в минуту.

Пилот может избежать условий, которые приводят к износу цилиндров, имея информацию о частоте вращения, особенно при увеличении давления во впускном коллекторе. Соблюдайте рекомендации производителя по режимам работы двигателя, чтобы поддерживать надлежащие отношение между давлением во впускно коллекторе и частотой вращения двигателя.

При необходимости одновременного изменения и давление в коллекторе и частоты вращения, избежать увеличенной нагрузки на двигатель можно, действия по следующему порядку:

  • Когда необходимо уменьшить выходную мощность двигателя необходимо убавить давление во впускном коллекторе прежде чем частоту вращения двигателя. При снижении частоты вращения двигателя, давление в коллекторе автоматически вырастет и без его понижения может превысить лимит, установленный производителем.
  • Когда необходимо увеличить частоту вращения, то порядок действий обратный - сначала необходимо выставить частоту вращения, а затем давление во впускном коллекторе.
  • Чтобы предотвратить повреждение звездообразных двигателей, минимизируйте время работы двигателя при максимальных оборотах и максимальном давлении во впускном коллекторе а также максимальных оборотах и низком давлении во впускном коллекторе.

Соблюдайте рекомендации производителя для предотвращения сильного износа и повреждений высокоэффективных двигателей внутреннего сгорания.

The adjustable-pitch propeller was the forerunner of the constant-speed propeller. It is a propeller with blades whose pitch can be adjusted on the ground with the engine not running, but which cannot be adjusted in flight. It is also referred to as a ground adjustable propeller. By the 1930s, pioneer aviation inventors were laying the ground work for automatic pitch-change mechanisms, which is why the term sometimes refers to modern constant-speed propellers that are adjustable in flight.

The first adjustable-pitch propeller systems provided only two pitch settings: low and high. Today, most adjustable-pitch propeller systems are capable of a range of pitch settings.

A constant-speed propeller is a controllable-pitch propeller whose pitch is automatically varied in flight by a governor maintaining constant rpm despite varying air loads. It is the most common type of adjustable-pitch propeller. The main advantage of a constant-speed propeller is that it converts a high percentage of brake horsepower (BHP) into thrust horsepower (THP) over a wide range of rpm and airspeed combinations. A constant-speed propeller is more efficient than other propellers because it allows selection of the most efficient engine rpm for the given conditions.

An aircraft with a constant-speed propeller has two controls: the throttle and the propeller control. The throttle controls power output and the propeller control regulates engine rpm. This in turn regulates propeller rpm which is registered on the tachometer.

Once a specific rpm is selected, a governor automatically adjusts the propeller blade angle as necessary to maintain the selected rpm. For example, after setting the desired rpm during cruising flight, an increase in airspeed or decrease in propeller load will cause the propeller blade angle to increase as necessary to maintain the selected rpm. A reduction in airspeed or increase in propeller load will cause the propeller blade angle to decrease.

The propeller’s constant-speed range, defined by the high and low pitch stops, is the range of possible blade angles for a constant-speed propeller. As long as the propeller blade angle is within the constant-speed range and not against either pitch stop, a constant engine rpm will be maintained. If the propeller blades contact a pitch stop, the engine rpm will increase or decrease as appropriate, with changes in airspeed and propeller load. For example, once a specific rpm has been selected, if aircraft speed decreases enough to rotate the propeller blades until they contact the low pitch stop, any further decrease in airspeed will cause engine rpm to decrease the same way as if a fixed-pitch propeller were installed. The same holds true when an aircraft equipped with a constant-speed propeller accelerates to a faster airspeed. As the aircraft accelerates, the propeller blade angle increases to maintain the selected rpm until the high pitch stop is reached. Once this occurs, the blade angle cannot increase any further and engine rpm increases.

On aircraft equipped with a constant-speed propeller, power output is controlled by the throttle and indicated by a manifold pressure gauge. The gauge measures the absolute pressure of the fuel/air mixture inside the intake manifold and is more correctly a measure of manifold absolute pressure (MAP). At a constant rpm and altitude, the amount of power produced is directly related to the fuel/air flow being delivered to the combustion chamber. As the throttle setting is increased, more fuel and air flows to the engine and MAP increases. When the engine is not running, the manifold pressure gauge indicates ambient air pressure (i.e., 29.92 inches mercury (29.92 "Hg)). When the engine is started, the manifold pressure indication will decrease to a value less than ambient pressure (i.e., idle at 12 "Hg). Engine failure or power loss is indicated on the manifold gauge as an increase in manifold pressure to a value corresponding to the ambient air pressure at the altitude where the failure occurred. [Figure 6-9]

Figure 6-9. Engine power output is indicated on the manifold pressure gauge.

The manifold pressure gauge is color coded to indicate the engine’s operating range. The face of the manifold pressure gauge contains a green arc to show the normal operating range, and a red radial line to indicate the upper limit of manifold pressure.

For any given rpm, there is a manifold pressure that should not be exceeded. If manifold pressure is excessive for a given rpm, the pressure within the cylinders could be exceeded, placing undue stress on the cylinders. If repeated too frequently, this stress can weaken the cylinder components and eventually cause engine failure. As a general rule, manifold pressure (inches) should be less than the rpm.

A pilot can avoid conditions that overstress the cylinders by being constantly aware of the rpm, especially when increasing the manifold pressure. Conform to the manufacturer’s recommendations for power settings of a particular engine to maintain the proper relationship between manifold pressure and rpm.

When both manifold pressure and rpm need to be changed, avoid engine overstress by making power adjustments in the proper order:

  • When power settings are being decreased, reduce manifold pressure before reducing rpm. If rpm is reduced before manifold pressure, manifold pressure will automatically increase, possibly exceeding the manufacturer’s tolerances.

  • When power settings are being increased, reverse the order—increase rpm first, then manifold pressure.

  • To prevent damage to radial engines, minimize operating time at maximum rpm and manifold pressure, and avoid operation at maximum rpm and low manifold pressure.

The engine and/or airframe manufacturer’s recommendations should be followed to prevent severe wear, fatigue, and damage to high-performance reciprocating engines.

Подогрев карбюратора

Carburetor Heat

Подогрев карбюратора – противоледная система, которая подогревает воздух, прежде чем он поступит в карбюратор и предназначена она для поддержания температуры рабочей смеси выше температуры замерзания. Подогрев карбюратора также может использоваться, чтобы растопить уже сформировавшийся лед, если его образовалось не слишком много, но все же до этого лучше не доводить, профилактическая мера лучше всего. Кроме того система подогрева воздуха в карбюраторе также может быть использована в качестве дополнительного источника воздуха, когда воздушный фильтр покрылся льдом, при обледенении корпуса самолета. Обогрев карбюратора должен быть проверен во время гонки двигателя на земле. При использовании системы подогрева карбюратора соблюдайте рекомендации производителя.

В полете при условиях, когда возможно обледенение карбюратора необходмо периодически проверять его наличие. Если обнаружено обледенение необходимо незамедлительно включить систему подогрева карбюратора вплоть до полного оттаивания. При наличие обледенения использование неполного подогрева или подогрева в течение короткого отрезка времени может усугубить ситуацию. В крайних случаях обледенения, даже после того, как лед был удален, необходимо продолжить подогрев карбюратора для предотвращения дальнейшего образования льда. Если имеется установленный датчик температуры карбюратора, он будет полезен в определении ситуации, требующей включения подогрева.

Всякий раз, когда дроссель закрыт во время полета, двигатель начинает быстро остывать, и топливное испарение меньше, чем при теплом двигателе. При этом двигатель наиболее восприимчив к обледенению карбюратора. Если есть подозрения на условия обледенения, и предстоит закрытие дросселя, необходимо активировать систему подогрева карбюратора прежде, чем закрыть дроссель, и оставьте ее включенной до тех пор, пока дроссель вновь не будет открыт. Высокая температура поможет увеличить испарение топлива, что поможет предотвратить формирование льда в карбюраторе. Периодически, необходимо открывать дроссель на несколько секунд, в противном случае тепла от подогрева карбюратора может не хватить для предотвращения обледенения.

Использование подогрева карбюратора приводит к уменьшению в мощности двигателя, иногда до 15%, потому что подогретый воздух имеет меньшую плотность, чем окружающий внешний воздух, который попадал в двигатель до подогрева. Воздух меньшей плотности обогощает рабочую смесь. При возникновении обледенения в самолете оснащенным винтом фиксированного шага и включенной системой подогрева будет наблюдаться постепенное увеличение частоты вращения двигателя, поскольку лед будет таять. Двигатель будет работать более стабильно после того как весь лед растаит, при этом обороты будут уменьшатся в процессе таяния, а затем стабилизируются. Если лед отсутствует, то обороты двигателя стабилизируются после некоторого уменьшения. При возникновении обледенения на самолете с винтом изменяемого шага давление во впускном коллекторе будет низким, и при включении подогрева карюратора оно будет постепенно расти. При отсутствии льда в карбраторе, увеличение давления во впуском коллекторе будет не столь очевидным до тех пор, пока включен подогрев карбюратора.

Пилот должен уметь распознавать появление обледенения карбюратора во время полета, иначе может произойти падение тяги двигателя, потеря высоты и/или скорости полета. Кроме того обледенение может сопровождаться вибрацией и нестабильной работой двигателя. Как только вы заметили падение мощности двигатели, вы должны незамедлительно принять меры для устранения уже появившегося льда, а также меры, препятствующие его дальнейшему образованию. Для этого необходимо включить систему подогрева на максимальный режим, которая в свою очередь, вызовет дополнительное падени частоты вращения двигателя и возможно нестабильную работу двигателя, так как растаявший лед попадает в двигатель. Такая ситуация может длиться от 30 секунд до нескольких минут, в зависимости от степени обледенения. Все это время пилот должен не поддаваться искушению уменьшить степень подогрева карбюратора. Максимальный режим подогрева должна сохраняться до тех пор пока частота вращения двигателя не достигнет нормальных значений.

Так как использование системы подогрева снижает выходную мощность двигателя и увеличивает его рабочую температуру, то вы не должны ею пользоваться, когда требуется максимальная мощность от двигателя (например, во время взлета) или при нормальной работе двигателя, за исключением проверки наличия обледенения и удаления льда в карбюраторе.

Carburetor heat is an anti-icing system that preheats the air before it reaches the carburetor, and is intended to keep the fuel/air mixture above the freezing temperature to prevent the formation of carburetor ice. Carburetor heat can be used to melt ice that has already formed in the carburetor if the accumulation is not too great, but using carburetor heat as a preventative measure is the better option. Additionally, the use of carburetor heat as an alternate air source can be used if the intake filter clogs such as in sudden or unexpected airframe icing conditions. The carburetor heat should be checked during the engine runup. When using carburetor heat, follow the manufacturer’s recommendations.

When conditions are conducive to carburetor icing during flight, periodic checks should be made to detect its presence. If detected, full carburetor heat should be applied immediately, and it should be left in the ON position until the pilot is certain all the ice has been removed. If ice is present, applying partial heat or leaving heat on for an insufficient time might aggravate the situation. In extreme cases of carburetor icing, even after the ice has been removed, full carburetor heat should be used to prevent further ice formation. If installed, a carburetor temperature gauge is useful in determining when to use carburetor heat.

Whenever the throttle is closed during flight, the engine cools rapidly and vaporization of the fuel is less complete than if the engine is warm. Also, in this condition, the engine is more susceptible to carburetor icing. If carburetor icing conditions are suspected and closed-throttle operation anticipated, adjust the carburetor heat to the full ON position before closing the throttle and leave it on during the closed-throttle operation. The heat will aid in vaporizing the fuel and help prevent the formation of carburetor ice. Periodically, open the throttle smoothly for a few seconds to keep the engine warm; otherwise, the carburetor heater may not provide enough heat to prevent icing.

The use of carburetor heat causes a decrease in engine power, sometimes up to 15 percent, because the heated air is less dense than the outside air that had been entering the engine. This enriches the mixture. When ice is present in an aircraft with a fixed-pitch propeller and carburetor heat is being used, there is a decrease in rpm, followed by a gradual increase in rpm as the ice melts. The engine also should run more smoothly after the ice has been removed. If ice is not present, the rpm will decrease and then remain constant. When carburetor heat is used on an aircraft with a constant- speed propeller and ice is present, a decrease in the manifold pressure will be noticed, followed by a gradual increase. If carburetor icing is not present, the gradual increase in manifold pressure will not be apparent until the carburetor heat is turned off.

It is imperative for a pilot to recognize carburetor ice when it forms during flight because a loss of power, altitude, and/or airspeed will occur. These symptoms may sometimes be accompanied by vibration or engine roughness. Once a power loss is noticed, immediate action should be taken to eliminate ice already formed in the carburetor, and to prevent further ice formation. This is accomplished by applying full carburetor heat, which will cause a further reduction in power, and possibly engine roughness as melted ice goes through the engine. These symptoms may last from 30 seconds to several minutes, depending on the severity of the icing. During this period, the pilot must resist the temptation to decrease the carburetor heat usage. Carburetor heat must remain in the full-hot position until normal power returns.

Since the use of carburetor heat tends to reduce the output of the engine and to increase the operating temperature, carburetor heat should not be used when full power is required (as during takeoff) or during normal engine operation, except to check for the presence or to remove carburetor ice.

Системы подачи топлива

Induction Systems

Система подачи топлива получает воздух из окружающей атмосферы, смешивает его с топливом и поставляет смесь цилиндру, где происходит сгорание. Из внешней среды в систему воздух попадает через впускной канал, (воздухозаборник) расположенный на передней части обтекателя двигателя. Этот канал обычно содержит воздушный фильтр, который препятствует попаданию внутрь пыли и других инородных частиц. Так как фильтр может засориться, необходимо иметь дополнительный источник притока воздуха. Обычно, дополнительный воздух поступает непосредственно из обтекателя двигателя. Некоторые источники дополнительного воздуха функционируют автоматически, в то время как другие имеют ручное управление.

В маленьких авиадвигателях используется два типа систем подачи топлива:

  1. Карбюраторная система, которая смешивает топливо с воздухом в карбюраторе до его подачи во впускной коллектор.
  2. Система непосредственного впрыска топлива (инжекторная система), которая смешивает топливо и воздух непосредственно перед вводом его в цилиндр или производится впрыск топлива непосредственно в цилиндр.

The induction system brings in air from the outside, mixes it with fuel, and delivers the fuel/air mixture to the cylinder where combustion occurs. Outside air enters the induction system through an intake port on the front of the engine cowling. This port normally contains an air filter that inhibits the entry of dust and other foreign objects. Since the filter may occasionally become clogged, an alternate source of air must be available. Usually, the alternate air comes from inside the engine cowling, where it bypasses a clogged air filter. Some alternate air sources function automatically, while others operate manually.

Two types of induction systems are commonly used in small aircraft engines:

  1. The carburetor system, which mixes the fuel and air in the carburetor before this mixture enters the intake manifold
  2. The fuel injection system, which mixes the fuel and air immediately before entry into each cylinder or injects fuel directly into each cylinder

Датчик температуры воздуха карбюратора

Carburetor Air Temperature Gauge

Некоторые самолеты оборудованы датчиком температуры воздуха карбюратора, который полезен при обнаружении потенциальных условий обледенения.

Обычно, датчик калиброван в градусах Цельсия и имеет желтый сектор, указывающий на температуру воздуха карбюратора, при которой возможно обледенение. Этот сектор, как правило, располагается между -15 °C и +5 °C (5 °F и 41 °F). Если температура и влажность окружающего воздуха таковы, что обледенение карбюратора маловероятно, двигателем можно управлять при нахождении стрелки датчика в желтом диапазоне без последствий. Если атмосферные условия способствуют обледенению карбюратора, вы должны использовать подогрев карбюратора так, чтобы стрелка температуры была вне желтого диапазона.

У определенных датчиков температуры воздуха карбюратора есть красная риска, указывающая на максимальную допустимую температуру воздуха, попадающего в карбюратор, рекомендованную производителем. Если существуют зеленая дуга, то она указывает на нормальный рабочий диапазон.

Some aircraft are equipped with a carburetor air temperature gauge, which is useful in detecting potential icing conditions.

Usually, the face of the gauge is calibrated in degrees Celsius, with a yellow arc indicating the carburetor air temperatures where icing may occur. This yellow arc typically ranges between -15 °C and +5 °C (5 °F and 41 °F). If the air temperature and moisture content of the air are such that carburetor icing is improbable, the engine can be operated with the indicator in the yellow range with no adverse effects. If the atmospheric conditions are conducive to carburetor icing, the indicator must be kept outside the yellow arc by application of carburetor heat.

Certain carburetor air temperature gauges have a red radial, which indicates the maximum permissible carburetor inlet air temperature recommended by the engine manufacturer. If present, a green arc indicates the normal operating range.

Карбюраторные Системы

Carburetor Systems

Карбюраторы классифицируются как поплавковые и компрессорные. Карбюратор поплавкового типа в составе которого имеется система работы в режиме малого газа, жиклер приемистости, регулятор состава смеси, системой остановки при работе на малом газе, и мощной системой обогащения, вероятно является наиболее распространенным из всех типов карбюраторов. Компрессорные карбюраторы на малые самолеты обычно не ставятся. Основное различие между двумя типами карбюраторов в способе подачи топлива. Карбюратор компрессорного типа нагнетает топливо под давлением, создаваемое топливным насосом.

В поплавковом карбюраторе воздух из внешней среды сначала проходит через воздушный фильтр, обычно располагаемый в воздухозаборнике в передней части обтекателя двигателя. Отфильтрованный воздух попадает в карбюратор через трубку Вентури, которая имеет сужение. Когда воздушный поток проходит через трубку Вентури, создается область низкого давления, которая заставляет топливо проходить через главный топливный жиклер, расположенный в сужении. При этом через топливо проходит воздух, смешиваясь с ним. [Рисунок 6-10]

Затем смесь топлива и воздуха втягивается через впускной коллектор в камеры сгорания, где и воспламеняется. Карбюратор поплавкового типа получил свое название от поплавка, который находится на поверхности топлива в поплавковой камере. Игла, прикрепленная к поплавку, открывает и закрывает отверстие у основания топливного резервуара карбюратора. Таким образом дозируется количество топлива, попадающего в карбюратор, в зависимости от положения поплавка, которое зависит от уровня топлива в поплавковой камере. Когда уровень топлива вынуждает поплавок подняться, игольчатый клапан закрывает топливное открытие и прекращает поток топлива к карбюратору. Игольчатый клапан вновь открывается, как только двигателю потребуется топливо. Потоком топливовоздушной смеси к камерам сгорания управляют с помощью дроссельной заслонки, которая управляется ручкой газа из кабины экипажа.

У поплавкового карбюратора есть несколько недостатков. Во-первых, представьте эффект, который создают резкие маневры на работу поплавка. Во-вторых, топливо должно быть выпущено при низком давлении, что приводит к неполному испарению, что осложняет выпуск топлива в некоторых типах систем с наддувом. Однако, главным неудобством поплавкового карбюратора, является его склонность к обледенению. Так как карбюратор должен выпускать топливо в точке разреженного давления, топливный жиклер должен быть расположен в сужении трубки Вентури, а дроссельная заслонка располагается дальше, ближе к двигателю. Это означает, что возможно понижение температуры в пределах трубки Вентури, связанная с испарением топлива. В результате образуется лед в трубке Вентури и на дроссельной заслонке.

Рисунок 6-10. Поплавковый карбюратор.

Карбюратор компрессорного типа смешивает топливо с воздушным потоком под давлением во много больше атмосферного. Это приводит к лучшему испарению и позволяет обогощать топливо воздухом уже за дроссельной заслонкой, со стороны двигателя. Здесь также имеет место падение температуры из-за испарения топлива, но так как жиклер расположен ближе к двигателю уже за дроссельной заслонкой, где высокая температура двигателя компенсирует падение температуры из-за испарения. Таким образом опасность обледенения из-за топливного испарения фактически ликвидируется. Эффекты резких маневров и турбулентного состояния воздуха на карбюраторах компрессорного типа незначительны, так как их топливные отсеки остаются заполненными топливом в любых режимах эксплуатации.

Carburetors are classified as either float type or pressure type. The float type of carburetor, complete with idling, accelerating, mixture control, idle cutoff, and power enrichment systems is probably the most common of all carburetor types. Pressure carburetors are usually not found on small aircraft. The basic difference between a float-type and a pressure-type carburetor is the delivery of fuel. The pressure-type carburetor delivers fuel under pressure by a fuel pump.

In the operation of the float-type carburetor system, the outside air first flows through an air filter, usually located at an air intake in the front part of the engine cowling. This filtered air flows into the carburetor and through a venturi, a narrow throat in the carburetor. When the air flows through the venturi, a low-pressure area is created, which forces the fuel to flow through a main fuel jet located at the throat. The fuel then flows into the airstream where it is mixed with the flowing air. [Figure 6-10]

The fuel/air mixture is then drawn through the intake manifold and into the combustion chambers where it is ignited. The float-type carburetor acquires its name from a float, which rests on fuel within the float chamber. A needle attached to the float opens and closes an opening at the bottom of the carburetor bowl. This meters the correct amount of fuel into the carburetor, depending upon the position of the float, which is controlled by the level of fuel in the float chamber. When the level of the fuel forces the float to rise, the needle valve closes the fuel opening and shuts off the fuel flow to the carburetor. The needle valve opens again when the engine requires additional fuel. The flow of the fuel/air mixture to the combustion chambers is regulated by the throttle valve, which is controlled by the throttle in the flight deck.

The float-type carburetor has several distinct disadvantages. In the first place, imagine the effect that abrupt maneuvers have on the float action. In the second place, the fact that its fuel must be discharged at low pressure leads to incomplete vaporization and difficulty in discharging fuel into some types of supercharged systems. The chief disadvantage of the float carburetor, however, is its icing tendency. Since the float carburetor must discharge fuel at a point of low pressure, the discharge nozzle must be located at the venturi throat, and the throttle valve must be on the engine side of the discharge nozzle. This means the drop in temperature due to fuel vaporization takes place within the venturi. As a result, ice readily forms in the venturi and on the throttle valve.

Figure 6-10. Float-type carburetor.

A pressure-type carburetor discharges fuel into the airstream at a pressure well above atmospheric. This results in better vaporization and permits the discharge of fuel into the airstream on the engine side of the throttle valve. With the discharge nozzle located at this point, the drop in temperature due to fuel vaporization takes place after the air has passed the throttle valve and at a point where engine heat tends to offset it. Thus, the danger of fuel vaporization icing is practically eliminated. The effects of rapid maneuvers and rough air on the pressure-type carburetors are negligible since their fuel chambers remain filled under all operating conditions

Регулятор состава смеси

Mixture Control

Карбюраторы обычно калибруются при нормальных условиях (давление на уровне моря), где правильное соотношение количества топлива и воздуха в их смеси получается при положении указателя регулятора состава смеси отметке ПОЛНОЕ ОБОГОЩЕНИЕ (FULL RICH). Однако, с увеличением высоты, уменьшается плотность воздуха, попадающего в карбюратор, в то время как плотность топлива остается тем же. Это создает более насыщенную топливом смесь, которая может привести к “залитию” двигателя и заметной потере мощности. Сбои обычно происходят из-за загрязняющихся от чрезмерного нагара свечей зажигания. Нарост нагара происходит из-за того, что переобогащенная смесь понижает температуру в цилиндре, препятствуя полному сгоранию топлива. Это может произойти во время предвзлетной гонке двигателя на аэродромах, находящихся на возвышении, а также во время набора высоты или крейсерского полета на больших высотах. Чтобы поддержать правильное соотношение топлива и воздуха, необходимо обеднить смесь, используя регулятор состава смеси. Для обеднения смеси можно уменьшить поток топлива, чтобы компенсировать снижение плотности воздуха.

Во время снижения с большой высоты, смесь наоборот должна быть более обогощенной, иначе двигатель может перегреться, потерять мощность или вовсе заглохнуть. Лучший способ поддержать надлежащее отношение топлива и воздуха в смеси состоит в том, чтобы контролировать температуру двигателя и обогащать смесь по необходимости. Надлежащее регулирование состава смеси и лучшая экономия топлива для некоторых инжекторных двигателей могут быть достигнуты при помощи контроля датчика температуры выхлопных газов (exhaust gas temperaturе, EGT). Так как процесс насыщения смеси может различаться для разных самолетов, необходимо обратиться к руководству летной эксплуатации (РЛЭ) или руководству пилота, чтобы определить конкретные процедуры смесеобразования для конкретного самолета.

Carburetors are normally calibrated at sea-level pressure, where the correct fuel-to-air mixture ratio is established with the mixture control set in the FULL RICH position. However, as altitude increases, the density of air entering the carburetor decreases, while the density of the fuel remains the same. This creates a progressively richer mixture, which can result in engine roughness and an appreciable loss of power. The roughness normally is due to spark plug fouling from excessive carbon buildup on the plugs. Carbon buildup occurs because the rich mixture lowers the temperature inside the cylinder, inhibiting complete combustion of the fuel. This condition may occur during the pretakeoff runup at high-elevation airports and during climbs or cruise flight at high altitudes. To maintain the correct fuel/air mixture, the mixture must be leaned using the mixture control. Leaning the mixture decreases fuel flow, which compensates for the decreased air density at high altitude.

During a descent from high altitude, the mixture must be enriched, or it may become too lean. An overly lean mixture causes detonation, which may result in rough engine operation, overheating, and a loss of power. The best way to maintain the proper mixture is to monitor the engine temperature and enrich the mixture as needed. Proper mixture control and better fuel economy for fuel-injected engines can be achieved by use of an exhaust gas temperature (EGT) gauge. Since the process of adjusting the mixture can vary from one aircraft to another, it is important to refer to the airplane flight manual (AFM) or the pilot’s operating handbook (POH) to determine the specific procedures for a given aircraft.

Обледенение карбюратора

Carburetor Icing

Как было упомянуто ранее, поплавковый карбюратор имеет один существенный недостаток – свойственная склонность к обледенению. Лед в карбюраторе образуется из-за испарения топлива и уменьшения давления воздуха в трубке Вентури, которая вызывает резкое снижение температуры. Лед может образоваться на внутренних поверхностях карбюратора и на дроссельнлй заслонке когда водяной пар, содержащийся в воздухе конденсируется на поверхностях охлажденных до температуры ниже нулевой. [Рисунок 6-11]

Рисунок 6-11. Образование льда в карбюраторе может уменьшить или перекрыть поток топливовоздушной смеси к двигателю.

Снижение давление воздуха, так же как и испарение топлива, способствует снижению температуры в карбюраторе. Лед может образоваться около дроссельной заслонки и в сужении трубки Вентури, это приведет к еще большому сужению трубки Вентури и создаст помехи потоку топливовоздушной смеси, что приведет к падению мощности. Если льда образуется так много, что трубка вовсе закупорится, то двигатель заглохнет. Обледенение карбюратора, наиболее вероятно, при температуре ниже 21 градуса Цельсия (°C) или 70 градусов по Фаренгейту (°F), и относительной влажности выше 80%. Из-за резкого охлаждения, которое происходит в карбюраторе, обледенение может произойти как и при более высоких температурах, например 38 °C (100 °F), так и при достаточно низкой влажности 50%. Падение температуры может быть на 60-70 °F (15-21 °C), поэтому, при температуре окружающего воздуха 38 °C (100 °F), снижение температуры до 21 °C (70 °F) приводит к установлению в карбюраторе отрицательной температуры -1 °C (30 °F). [Рисунок 6-12]

Рисунок 6-12. Не смотря на то, что образование льда в карбюраторе наиболее вероятно, когда температура и влажность будут в указанных диапазонах, тем не менее он может образовываться и при условиях не изображенных на данном рисунке.

Первый признак обледенения карбюратора в самолете с винтом постоянного шага – падение оборотов двигателя, а также изменение звука работающего двигателя на более резкий с металлическим оттенком. В самолете с винтом постоянных оборотов обледенение карбюратора обычно можно наблюдать по уменьшению давления во впускном коллекторе, а не сокращением частоты вращения двигателя, вследствие того, что изменения угла установки лопастей автоматически нивелирует падение мощности. Хотя лед в карбюраторе может образовываться во время любой фазы полета, особенно опасно, когда он образуется во время уменьшения тяги при снижении. При определенных условиях лед в карбюраторе может образоваться незаметно пока не будет увеличена тяга двигателя. Для борьбы с эффектом обледенения карбюратора, в двигателях с карбюраторами поплавкового типа используют систему подогрева карбюратора.

As mentioned earlier, one disadvantage of the float-type carburetor is its icing tendency. Carburetor ice occurs due to the effect of fuel vaporization and the decrease in air pressure in the venturi, which causes a sharp temperature drop in the carburetor. If water vapor in the air condenses when the carburetor temperature is at or below freezing, ice may form on internal surfaces of the carburetor, including the throttle valve. [Figure 6-11]

Figure 6-11. The formation of carburetor ice may reduce or block fuel/air flow to the engine.

The reduced air pressure, as well as the vaporization of fuel, contributes to the temperature decrease in the carburetor. Ice generally forms in the vicinity of the throttle valve and in the venturi throat. This restricts the flow of the fuel/air mixture and reduces power. If enough ice builds up, the engine may cease to operate. Carburetor ice is most likely to occur when temperatures are below 70 degrees Fahrenheit (°F) or 21 degrees Celsius (°C) and the relative humidity is above 80 percent. Due to the sudden cooling that takes place in the carburetor, icing can occur even with temperatures as high as 100 °F (38 °C) and humidity as low as 50 percent. This temperature drop can be as much as 60 to 70 °F (15 to 21 °C). Therefore, at an outside air temperature of 100 °F (37 °C), a temperature drop of 70 °F (21 °C) results in an air temperature in the carburetor of 30 °F (-1 °C). [Figure 6-12]

Figure 6-12. Although carburetor ice is most likely to form when the temperature and humidity are in ranges indicated by this chart, carburetor ice is possible under conditions not depicted.

The first indication of carburetor icing in an aircraft with a fixed-pitch propeller is a decrease in engine rpm, which may be followed by engine roughness. In an aircraft with a constant-speed propeller, carburetor icing is usually indicated by a decrease in manifold pressure, but no reduction in rpm. Propeller pitch is automatically adjusted to compensate for loss of power. Thus, a constant rpm is maintained. Although carburetor ice can occur during any phase of flight, it is particularly dangerous when using reduced power during a descent. Under certain conditions, carburetor ice could build unnoticed until power is added. To combat the effects of carburetor ice, engines with float-type carburetors employ a carburetor heat system.

Подогрев карбюратора

Carburetor Heat

Подогрев карбюратора – противоледная система, которая подогревает воздух, прежде чем он поступит в карбюратор и предназначена она для поддержания температуры рабочей смеси выше температуры замерзания. Подогрев карбюратора также может использоваться, чтобы растопить уже сформировавшийся лед, если его образовалось не слишком много, но все же до этого лучше не доводить, профилактическая мера лучше всего. Кроме того система подогрева воздуха в карбюраторе также может быть использована в качестве дополнительного источника воздуха, когда воздушный фильтр покрылся льдом, при обледенении корпуса самолета. Обогрев карбюратора должен быть проверен во время гонки двигателя на земле. При использовании системы подогрева карбюратора соблюдайте рекомендации производителя.

В полете при условиях, когда возможно обледенение карбюратора необходмо периодически проверять его наличие. Если обнаружено обледенение необходимо незамедлительно включить систему подогрева карбюратора вплоть до полного оттаивания. При наличие обледенения использование неполного подогрева или подогрева в течение короткого отрезка времени может усугубить ситуацию. В крайних случаях обледенения, даже после того, как лед был удален, необходимо продолжить подогрев карбюратора для предотвращения дальнейшего образования льда. Если имеется установленный датчик температуры карбюратора, он будет полезен в определении ситуации, требующей включения подогрева.

Всякий раз, когда дроссель закрыт во время полета, двигатель начинает быстро остывать, и топливное испарение меньше, чем при теплом двигателе. При этом двигатель наиболее восприимчив к обледенению карбюратора. Если есть подозрения на условия обледенения, и предстоит закрытие дросселя, необходимо активировать систему подогрева карбюратора прежде, чем закрыть дроссель, и оставьте ее включенной до тех пор, пока дроссель вновь не будет открыт. Высокая температура поможет увеличить испарение топлива, что поможет предотвратить формирование льда в карбюраторе. Периодически, необходимо открывать дроссель на несколько секунд, в противном случае тепла от подогрева карбюратора может не хватить для предотвращения обледенения.

Использование подогрева карбюратора приводит к уменьшению в мощности двигателя, иногда до 15%, потому что подогретый воздух имеет меньшую плотность, чем окружающий внешний воздух, который попадал в двигатель до подогрева. Воздух меньшей плотности обогощает рабочую смесь. При возникновении обледенения в самолете оснащенным винтом фиксированного шага и включенной системой подогрева будет наблюдаться постепенное увеличение частоты вращения двигателя, поскольку лед будет таять. Двигатель будет работать более стабильно после того как весь лед растаит, при этом обороты будут уменьшатся в процессе таяния, а затем стабилизируются. Если лед отсутствует, то обороты двигателя стабилизируются после некоторого уменьшения. При возникновении обледенения на самолете с винтом изменяемого шага давление во впускном коллекторе будет низким, и при включении подогрева карюратора оно будет постепенно расти. При отсутствии льда в карбраторе, увеличение давления во впуском коллекторе будет не столь очевидным до тех пор, пока включен подогрев карбюратора.

Пилот должен уметь распознавать появление обледенения карбюратора во время полета, иначе может произойти падение тяги двигателя, потеря высоты и/или скорости полета. Кроме того обледенение может сопровождаться вибрацией и нестабильной работой двигателя. Как только вы заметили падение мощности двигатели, вы должны незамедлительно принять меры для устранения уже появившегося льда, а также меры, препятствующие его дальнейшему образованию. Для этого необходимо включить систему подогрева на максимальный режим, которая в свою очередь, вызовет дополнительное падени частоты вращения двигателя и возможно нестабильную работу двигателя, так как растаявший лед попадает в двигатель. Такая ситуация может длиться от 30 секунд до нескольких минут, в зависимости от степени обледенения. Все это время пилот должен не поддаваться искушению уменьшить степень подогрева карбюратора. Максимальный режим подогрева должна сохраняться до тех пор пока частота вращения двигателя не достигнет нормальных значений.

Так как использование системы подогрева снижает выходную мощность двигателя и увеличивает его рабочую температуру, то вы не должны ею пользоваться, когда требуется максимальная мощность от двигателя (например, во время взлета) или при нормальной работе двигателя, за исключением проверки наличия обледенения и удаления льда в карбюраторе.

Carburetor heat is an anti-icing system that preheats the air before it reaches the carburetor, and is intended to keep the fuel/air mixture above the freezing temperature to prevent the formation of carburetor ice. Carburetor heat can be used to melt ice that has already formed in the carburetor if the accumulation is not too great, but using carburetor heat as a preventative measure is the better option. Additionally, the use of carburetor heat as an alternate air source can be used if the intake filter clogs such as in sudden or unexpected airframe icing conditions. The carburetor heat should be checked during the engine runup. When using carburetor heat, follow the manufacturer’s recommendations.

When conditions are conducive to carburetor icing during flight, periodic checks should be made to detect its presence. If detected, full carburetor heat should be applied immediately, and it should be left in the ON position until the pilot is certain all the ice has been removed. If ice is present, applying partial heat or leaving heat on for an insufficient time might aggravate the situation. In extreme cases of carburetor icing, even after the ice has been removed, full carburetor heat should be used to prevent further ice formation. If installed, a carburetor temperature gauge is useful in determining when to use carburetor heat.

Whenever the throttle is closed during flight, the engine cools rapidly and vaporization of the fuel is less complete than if the engine is warm. Also, in this condition, the engine is more susceptible to carburetor icing. If carburetor icing conditions are suspected and closed-throttle operation anticipated, adjust the carburetor heat to the full ON position before closing the throttle and leave it on during the closed-throttle operation. The heat will aid in vaporizing the fuel and help prevent the formation of carburetor ice. Periodically, open the throttle smoothly for a few seconds to keep the engine warm; otherwise, the carburetor heater may not provide enough heat to prevent icing.

The use of carburetor heat causes a decrease in engine power, sometimes up to 15 percent, because the heated air is less dense than the outside air that had been entering the engine. This enriches the mixture. When ice is present in an aircraft with a fixed-pitch propeller and carburetor heat is being used, there is a decrease in rpm, followed by a gradual increase in rpm as the ice melts. The engine also should run more smoothly after the ice has been removed. If ice is not present, the rpm will decrease and then remain constant. When carburetor heat is used on an aircraft with a constant- speed propeller and ice is present, a decrease in the manifold pressure will be noticed, followed by a gradual increase. If carburetor icing is not present, the gradual increase in manifold pressure will not be apparent until the carburetor heat is turned off.

It is imperative for a pilot to recognize carburetor ice when it forms during flight because a loss of power, altitude, and/or airspeed will occur. These symptoms may sometimes be accompanied by vibration or engine roughness. Once a power loss is noticed, immediate action should be taken to eliminate ice already formed in the carburetor, and to prevent further ice formation. This is accomplished by applying full carburetor heat, which will cause a further reduction in power, and possibly engine roughness as melted ice goes through the engine. These symptoms may last from 30 seconds to several minutes, depending on the severity of the icing. During this period, the pilot must resist the temptation to decrease the carburetor heat usage. Carburetor heat must remain in the full-hot position until normal power returns.

Since the use of carburetor heat tends to reduce the output of the engine and to increase the operating temperature, carburetor heat should not be used when full power is required (as during takeoff) or during normal engine operation, except to check for the presence or to remove carburetor ice.

Датчик температуры воздуха карбюратора

Carburetor Air Temperature Gauge

Некоторые самолеты оборудованы датчиком температуры воздуха карбюратора, который полезен при обнаружении потенциальных условий обледенения.

Обычно, датчик калиброван в градусах Цельсия и имеет желтый сектор, указывающий на температуру воздуха карбюратора, при которой возможно обледенение. Этот сектор, как правило, располагается между -15 °C и +5 °C (5 °F и 41 °F). Если температура и влажность окружающего воздуха таковы, что обледенение карбюратора маловероятно, двигателем можно управлять при нахождении стрелки датчика в желтом диапазоне без последствий. Если атмосферные условия способствуют обледенению карбюратора, вы должны использовать подогрев карбюратора так, чтобы стрелка температуры была вне желтого диапазона.

У определенных датчиков температуры воздуха карбюратора есть красная риска, указывающая на максимальную допустимую температуру воздуха, попадающего в карбюратор, рекомендованную производителем. Если существуют зеленая дуга, то она указывает на нормальный рабочий диапазон.

Some aircraft are equipped with a carburetor air temperature gauge, which is useful in detecting potential icing conditions.

Usually, the face of the gauge is calibrated in degrees Celsius, with a yellow arc indicating the carburetor air temperatures where icing may occur. This yellow arc typically ranges between -15 °C and +5 °C (5 °F and 41 °F). If the air temperature and moisture content of the air are such that carburetor icing is improbable, the engine can be operated with the indicator in the yellow range with no adverse effects. If the atmospheric conditions are conducive to carburetor icing, the indicator must be kept outside the yellow arc by application of carburetor heat.

Certain carburetor air temperature gauges have a red radial, which indicates the maximum permissible carburetor inlet air temperature recommended by the engine manufacturer. If present, a green arc indicates the normal operating range.

Датчик температуры окружающего воздуха

Outside Air Temperature Gauge

Большинство самолетов также оборудовано датчиком температуры внешнего воздуха (outside air temperature, OAT), калиброванным и в градусах Цельсия и Фаренгейта. Датчик предоставляет информацию о состоянии окружающего воздуха для вычисления истинной скорости самолета, а также будет полезен для обнаружения потенциальных условий обледенения.

Most aircraft are also equipped with an outside air temperature (OAT) gauge calibrated in both degrees Celsius and Fahrenheit. It provides the outside or ambient air temperature for calculating true airspeed, and also is useful in detecting potential icing conditions.

Инжекторные системы подачи топлива

Fuel Injection Systems

В инжеторной системе подачи топливо непосредственно впрыскивается в цилиндры, или во впускной клапан. Воздухозаборник инжекторной системы подобен карюраторному с использованием дополнительного источника воздуха, расположенного внутри капота двигателя. Этот источник используется, если приток внешнего воздуха затруднен. Дополнительным воздушным источником обычно управляют автоматика, при этом она имеет дублирующее ручное управление на случай сбоя.

Инжекторная система обычно состоит из шести основных компонентов: топливный насос, работающий от двигателя самолета, управление подачей топлива, топливопровод (распределитель топлива), форсунки, вспомогательный топливный насос и датчики давления и расхода топлива. [Рисунок 6-13].

Вспомогательный топливный насос обеспечивает подачу рабочей смеси в двигатель при старте или в случае экстренной ситуации. После старта двигателя, давление нагнетается основным топливным насосом, приводимым в движение непосредственно двигателем.

Блок управления подачей топлива, который по существу заменяет карбюратор, готовит рабочую смесь на основе заданных настроек обогащения и отправляет ее во впускной канал, в количестве, регулируемом дросселем. После достижения клапана топливного коллектора топливо распределяется по топливным форсункам. Форсунки, которые расположены в каждой головке цилиндра, впрыскивают рабочую смесь непосредственно во впускной канал каждого цилиндра.

Рисунок 6-13. Инжектораня система подачи топлива.

Считается, что инжекторная система имеет меньшую склонность к обледенению нежели карбюратор, однако заледенение воздухозаборника возможно в любой системе. Лед, образующийся на корпусе может покрыть отверстия воздухозаборника, тем самым заблокировав приток воздуха к системе подачи топлива.

Преимущества инжекторной системы:

  • Сокращение обледенения связанного с испарением топлива
  • Лучший поток топлива
  • Более быстрая приемистость (лучшая отзвычивость на изменение положение заслонки дросселя)
  • Более точный контроль смеси
  • Лучшее распределение топлива
  • Более легкие запуски двигателя в холодную погоду

Неудобства:

  • Трудность при запуске горячего двигателя
  • Возможно образование паровых пробок во время операций на земле в жаркие дни
  • Проблемы связанные с перезапуском двигателя, который остановился из-за недостаточной подачи топлива

In a fuel injection system, the fuel is injected directly into the cylinders, or just ahead of the intake valve. The air intake for the fuel injection system is similar to that used in a carburetor system, with an alternate air source located within the engine cowling. This source is used if the external air source is obstructed. The alternate air source is usually operated automatically, with a backup manual system that can be used if the automatic feature malfunctions.

A fuel injection system usually incorporates six basic components: an engine-driven fuel pump, a fuel/air control unit, fuel manifold (fuel distributor), discharge nozzles, an auxiliary fuel pump, and fuel pressure/flow indicators. [Figure 6-13]

The auxiliary fuel pump provides fuel under pressure to the fuel/air control unit for engine starting and/or emergency use. After starting, the engine-driven fuel pump provides fuel under pressure from the fuel tank to the fuel/air control unit.

This control unit, which essentially replaces the carburetor, meters fuel based on the mixture control setting, and sends it to the fuel manifold valve at a rate controlled by the throttle. After reaching the fuel manifold valve, the fuel is distributed to the individual fuel discharge nozzles. The discharge nozzles, which are located in each cylinder head, inject the fuel/air mixture directly into each cylinder intake port.

Figure 6-13. Fuel injection system.

A fuel injection system is considered to be less susceptible to icing than the carburetor system, but impact icing on the air intake is a possibility in either system. Impact icing occurs when ice forms on the exterior of the aircraft, and blocks openings such as the air intake for the injection system.

Advantages of fuel injection:

  • Reduction in evaporative icing
  • Better fuel flow
  • Faster throttle response
  • Precise control of mixture
  • Better fuel distribution
  • Easier cold weather starts

Disadvantages:

  • Difficulty in starting a hot engine
  • Vapor locks during ground operations on hot days
  • Problems associated with restarting an engine that quits because of fuel starvation

Наддув и турбонаддув

Superchargers and Turbosuperchargers

Чтобы увеличить мощность двигателя, производители разработали системы усиленной подачи топлива, называемые системами наддува и турбонаддува. Они сжимают входящий воздух, чтобы увеличить его плотность. Основное их отличие друг от друга состоит в способах работы. Система наддува базируется на работающем от двигателя воздушном нагнетателе воздуха или компрессоре, в то время как система турбонаддува работает от потока выхлопных газов, вращающих турбину, а она в свою очередь вращает компрессор. У самолетов с такими системами есть датчик давления, который показывает абсолютное давление внутри впускного коллектора двигателя.

В нормальных условиях, на уровне моря с выключенным двигателем, датчик давления во впускном коллекторе показывает абсолютное давление окружающего воздуха 29.92 дюймов (760 мм) ртутного столба. Поскольку атмосферное давление уменьшается приблизительно на 1 дюйм рт. ст. (25,4 мм.рт.ст.) при увеличении высоты на 1000 футов (305 метров), то датчик давления во впускном коллекторе покажет примерно 24.92 дюймов (630 мм) рт.ст. на аэродроме, который находится на высоте 5000 футов над уровнем моря при нормальных условиях.

При наборе высоты самолет с обычным двигателем (без наддува) может достигнуть такой высоты, где абсолютное давление во впускном коллекторе будет столь низким, что нормальная работа двигателя будет невозможна. Такой предел высоты называется практическим потолком самолета и он непосредственно связан со способность двигателя создавать тягу. Если воздух, подаваемый в двигатель будет подан под давлением с помощью системы наддува или турбонаддува, то практический потолок самолета может быть увеличен. С этими системами самолет может летать на больших высотах с большей истинной скоростью при этом увеличивается его летная годность в условиях неблагоприятной погоды.

To increase an engine’s horsepower, manufacturers have developed forced induction systems called supercharger and turbosupercharger systems. They both compress the intake air to increase its density. The key difference lies in the power supply. A supercharger relies on an engine-driven air pump or compressor, while a turbocharger gets its power from the exhaust stream that runs through a turbine, which in turn spins the compressor. Aircraft with these systems have a manifold pressure gauge, which displays MAP within the engine’s intake manifold.

On a standard day at sea level with the engine shut down, the manifold pressure gauge will indicate the ambient absolute air pressure of 29.92 "Hg. Because atmospheric pressure decreases approximately 1 "Hg per 1,000 feet of altitude increase, the manifold pressure gauge will indicate approximately 24.92 "Hg at an airport that is 5,000 feet above sea level with standard day conditions.

As a normally aspirated aircraft climbs, it eventually reaches an altitude where the MAP is insufficient for a normal climb. That altitude limit is the aircraft’s service ceiling, and it is directly affected by the engine’s ability to produce power. If the induction air entering the engine is pressurized, or boosted, by either a supercharger or a turbosupercharger, the aircraft’s service ceiling can be increased. With these systems, an aircraft can fly at higher altitudes with the advantage of higher true airspeeds and the increased ability to circumnavigate adverse weather.

Система управления нагнетателями

System Operation

На большинстве современных двигателях с турбокомпрессором положением регулировочного клапана выхлопных газов управляет чувствительный к давлению механизм, связанный с гидроприводом. Моторное масло, через гидропривод перемещает положение заслонки регулировочного клапана. В таких системах производится автоматическое управление положеием заслонки, чтобы достигать заданного абсолютного давления во впускном коллекторе (MAP) просто изменяя положение рукоятки дросселя.

В других системах используюется отдельное ручное управление для изменения положения заслонки регулировочного клапана. При ручном управлении необходимо постоянно проверять датчик давления во впускном коллекторе, не достиг ли он заданного значения. Ручные системы часто встречаются на самолетах, которые были оснащены системами турбокомпрессии уже после покупки. Эти системы требуют специальных навыков эксплуатации. Например, если регулировочную заслонку оставить закрытой после снижения с большой высоты, во впускном коллекторе может возникнуть давление, которое превышает ограничения двигателя. Это явление, назваемое “overboost”, может породить серьезный взрыв в связи с увеличением плотности воздуха во время снижения.

Хотя на автоматизированных системах управлением заслонки, overboost менее вероятен, он все же может произойти. Если даигатель работет на взлетной мощности, и при этом температура моторного масла ниже нормы, то холодное масло из-за большей вязкости не сможет достаточно быстро переместить заслонку регулировочного клапана, что может привести к overboost`у. Для предотвращения overboost`а, управляйте дросселем осторожно, чтобы не допустить превышение максимальных пределов давления во впускном коллекторе.

Пилот, управляющий самолетом с турбонаддувом, должен знать об эксплуатационных ограничениях. Например, турбина турбонагнетателя и рабочее колесо могут работать на частоте вращения более 80,000 оборотов в минуту при чрезвычайно высоких температурах. Чтобы достигнуть высокой вращательной скорости, их подшипники должны постоянно находиться в масле для уменьшения трения и отвода тепла. Для достижения необходимых смазывательных функций, температура масла должна достичь нормального рабочего диапазона прежде, чем дроссель будет установлен в крайнее положение. Кроме того, необходимо дать турбонагнетателю остыть, а турбине замедлиться, прежде чем выкючить двигатель. Иначе, масло, остающееся в подшипниковом узле, будет кипеть, что приведет к формированию твердого нагара на подшипниках и вале. Эти отложения сильно ухудшают эффективность и срок службы турбонагнетателя. Для дополнительных ограничений эксплуатации обратитесь к РЛЭ.

On most modern turbocharged engines, the position of the waste gate is governed by a pressure-sensing control mechanism coupled to an actuator. Engine oil directed into or away from this actuator moves the waste gate position. On these systems, the actuator is automatically positioned to produce the desired MAP simply by changing the position of the throttle control.

Other turbocharging system designs use a separate manual control to position the waste gate. With manual control, the manifold pressure gauge must be closely monitored to determine when the desired MAP has been achieved. Manual systems are often found on aircraft that have been modified with aftermarket turbocharging systems. These systems require special operating considerations. For example, if the waste gate is left closed after descending from a high altitude, it is possible to produce a manifold pressure that exceeds the engine’s limitations. This condition, called an overboost, may produce severe detonation because of the leaning effect resulting from increased air density during descent.

Although an automatic waste gate system is less likely to experience an overboost condition, it can still occur. If takeoff power is applied while the engine oil temperature is below its normal operating range, the cold oil may not flow out of the waste gate actuator quickly enough to prevent an overboost. To help prevent overboosting, advance the throttle cautiously to prevent exceeding the maximum manifold pressure limits.

A pilot flying an aircraft with a turbocharger should be aware of system limitations. For example, a turbocharger turbine and impeller can operate at rotational speeds in excess of 80,000 rpm while at extremely high temperatures. To achieve high rotational speed, the bearings within the system must be constantly supplied with engine oil to reduce the frictional forces and high temperature. To obtain adequate lubrication, the oil temperature should be in the normal operating range before high throttle settings are applied. In addition, allow the turbocharger to cool and the turbine to slow down before shutting the engine down. Otherwise, the oil remaining in the bearing housing will boil, causing hard carbon deposits to form on the bearings and shaft. These deposits rapidly deteriorate the turbocharger’s efficiency and service life. For further limitations, refer to the AFM/POH.

Система наддува

Superchargers

Система наддува – приводимый в движение двигателем нагнетатель воздуха или компрессор, который обеспечивает сжатие подаваемого к двигателю воздуха, чтобы он мог произвести дополнительную мощность. Компрессор увеличивает давление во впускном коллекторе и усиливает впрыск топлива в цилиндры. Чем выше давление во впускном коллекторе, тем выше плотность рабочей смеси, тем большую мощность сможет произвести двигатель. На двигателях без наддува во впускном коллекторе не возможно создать давление выше атмосферного. Наддув может увеличить давление во впускном коллекторе более чем на 30" (762 мм) ртутного столба.

Например, на высоте 8000 футов (ок. 2500 м) обычный двигатель может выдать лишь 75% от той мощности, которую выдает на уровне моря, потому что воздух на бо`льшой высоте менее плотен. Компрессор сжимает воздух, увеличивая его плотность, тем самым увеличивая давление во впуском коллекторе. Поэтому двигатель на высоте в 8000 футов над уровнем моря все еще способен поддерживать давление в 25" ртутного столба во впуском коллекторе, тогда как без компрессора давление может быть только в 22" рт.ст. Компрессоры особенно ценны на больших высотах (таких как 18,000 футов или около 5500 м), где плотность воздуха в два раза меньше, чем на уровне моря. Использование наддува во многих случаях позволяет подавать воздух в двигатель той же плотности, что и на уровне моря. В обычных двигателях без наддува не возможно создать давление во впускном коллекторе выше чем атмосферное давление. С помощью наддува можно увеличить давление более чем на 30" (762 мм) ртутного столба.

Компоненты системы питания обычного двигателя и системы питания с наддувом одинаковы, за исключением наличия в последней компрессора, установленного между устройством измерения расхода топлива и впускным коллектором. Нагнетательный компрессор связан с двигателем через блок шестерен, которые могут обеспечить его работу на одной, двух или нескольких скоростях. Кроме того, у нагнетателей могут быть одна или несколько ступеней. Каждая ступень обеспечивает увеличение давление, и компрессоры могут быть классифицированы как одноступенчатые, двухступенчатые или многоступенчатые, в зависимости от того, сколько раз воздух проходит процесс сжатия.

Первые версии одноступенчатого, односкоростного компрессора могут упоминаться как “sea-level” нагнетатель. Двигатель, оборудованный этим типом наддува, называют “sea-level” двигателем. В таком двигателе используется единственная, управляемое шестерней крыльчатка увеличивающая мощность двигателя генерируемую на любых высотах. Недостаток такого типа двигателя – уменьшение снимаемой с дигателя мощности с увеличнием высоты.

Одноступенчатый, односкоростной нагнетатель можно найти на многих мощных звездообразных двигателях, которые используют воздухозаборник, направленный вперед, захватывающий набегающий поток воздуха, тем самым используя давление набегающего потока. Пступающий воздух попадает через трубочки к карбюратору, где топливо смешиваетс в необходимых пропорцих с потоком воздуха. Заряженная смесь топлива/воздуха направляется к нагнетателю или крыльчатке, которая ускоряет смесь. Проходя через диффузор скорость топливовоздушной смеси преобразуется в давление. После сжатия смесь высокого давления направляется в цилиндры.

У некоторых больших звездообразных двигателей, разработанных во время Второй Мировой Войны, есть одноступенчатый, нагнетатель с двумя скоростями. У такого нагнетателя единственная крыльчатка может иметь две скорости. Низкая скорость работы крыльчатки часто упоминается как низкая установка компрессора, в то время как высокую скорость рабочего колеса называют высокой установкой компрессора. На двигателях, оборудованных нагнетателем с двумя скоростями, управлением скоростью осуществляет специальное сцепление которое упраляется через гидропривод из кабины экипажа.

В обычных условиях набор высоты происходит при низком положении крыльчатки. В этом положении двигатель работает как форсированный на земле двигатель и его выходная мощность уменьшается с увеличением высоты. Однако, при достижении самолетом намеченной высоты, после снижения мощности двигтателя, положение крыльчатки контроллер переводит в высокое положение. Псле этого дроссель снова выставляют в положение обеспечивающее необходимое давление во впускном коллекторе. Двигатель, оборудованный таким типом нагнетателя, называют высотным двигателем. [Рисунок 6-14]

Рисунок 6-14. Выходная мощность обычного двигателя и двигателя с одноступенчатым двускоростным компрессором.

A supercharger is an engine-driven air pump or compressor that provides compressed air to the engine to provide additional pressure to the induction air so the engine can produce additional power. It increases manifold pressure and forces the fuel/air mixture into the cylinders. The higher the manifold pressure, the more dense the fuel/air mixture, and the more power an engine can produce. With a normally aspirated engine, it is not possible to have manifold pressure higher than the existing atmospheric pressure. A supercharger is capable of boosting manifold pressure above 30 "Hg.

For example, at 8,000 feet a typical engine may be able to produce 75 percent of the power it could produce at mean sea level (MSL) because the air is less dense at the higher altitude. The supercharger compresses the air to a higher density allowing a supercharged engine to produce the same manifold pressure at higher altitudes as it could produce at sea level. Thus, an engine at 8,000 feet MSL could still produce 25 "Hg of manifold pressure whereas without a supercharger it could produce only 22 "Hg. Superchargers are especially valuable at high altitudes (such as 18,000 feet) where the air density is 50 percent that of sea level. The use of a supercharger in many cases will supply air to the engine at the same density it did at sea level. With a normally aspirated engine, it is not possible to have manifold pressure higher than the existing atmospheric pressure. A supercharger is capable of boosting manifold pressure above 30 "Hg.

The components in a supercharged induction system are similar to those in a normally aspirated system, with the addition of a supercharger between the fuel metering device and intake manifold. A supercharger is driven by the engine through a gear train at one speed, two speeds, or variable speeds. In addition, superchargers can have one or more stages. Each stage also provides an increase in pressure and superchargers may be classified as single stage, two stage, or multistage, depending on the number of times compression occurs.

An early version of a single-stage, single-speed supercharger may be referred to as a sea-level supercharger. An engine equipped with this type of supercharger is called a sea-level engine. With this type of supercharger, a single gear-driven impeller is used to increase the power produced by an engine at all altitudes. The drawback with this type of supercharger is a decrease in engine power output with an increase in altitude.

Single-stage, single-speed superchargers are found on many high-powered radial engines and use an air intake that faces forward so the induction system can take full advantage of the ram air. Intake air passes through ducts to a carburetor, where fuel is metered in proportion to the airflow. The fuel/air charge is then ducted to the supercharger, or blower impeller, which accelerates the fuel/air mixture outward. Once accelerated, the fuel/air mixture passes through a diffuser, where air velocity is traded for pressure energy. After compression, the resulting high pressure fuel/air mixture is directed to the cylinders.

Some of the large radial engines developed during World War II have a single-stage, two-speed supercharger. With this type of supercharger, a single impeller may be operated at two speeds. The low impeller speed is often referred to as the low blower setting, while the high impeller speed is called the high blower setting. On engines equipped with a two-speed supercharger, a lever or switch in the flight deck activates an oil-operated clutch that switches from one speed to the other.

Under normal operations, takeoff is made with the supercharger in the low blower position. In this mode, the engine performs as a ground-boosted engine, and the power output decreases as the aircraft gains altitude. However, once the aircraft reaches a specified altitude, a power reduction is made, and the supercharger control is switched to the high blower position. The throttle is then reset to the desired manifold pressure. An engine equipped with this type of supercharger is called an altitude engine. [Figure 6-14]

Figure 6-14. Power output of normally aspirated engine compared to a single-stage, two-speed supercharged engine.

Высотные рабочие характеристики

High Altitude Performance

Когда самолет, оборудованный турбонаддувом, поднимается, заслонка регулировочного клапана выхлопных газов постепенно закрывается, чтобы поддержать максимальное допустимое давление во впускном коллекторе. В какой-то момент заслонка будет полностью закрыта, и дальнейшие увеличения высоты приведет к уменьшению давления во впускном коллекторе. Такая высота – критическая высота, которая определяется самолетом или производителем двигателя. При оценке рабочих характеристик системы турбокомпрессии, необходимо знать, что, если давление во впускном коллекторе начинает уменьшаться до достижения критической высотой, двигатель и система турбокомпрессии должны быть осмотрены компетентным специалистом по авиационному техобслуживанию, чтобы проверить правильность работы системы.

As an aircraft equipped with a turbocharging system climbs, the waste gate is gradually closed to maintain the maximum allowable manifold pressure. At some point, the waste gate will be fully closed and further increases in altitude will cause the manifold pressure to decrease. This is the critical altitude, which is established by the aircraft or engine manufacturer. When evaluating the performance of the turbocharging system, be aware that if the manifold pressure begins decreasing before the specified critical altitude, the engine and turbocharging system should be inspected by a qualified aviation maintenance technician to verify the system’s proper operation.

Турбонаддув

Turbosuperchargers

Самый эффективный метод увеличения мощности двигателя – использование турбонанаддува. Такой нагнетатель установленный на двигателе, использует энергию выхлопных газов для вращения воздушного компрессора, нагнетающего давление воздуха, попадающего в двигатель через карбюратор или инжектор, для увеличения выходной мощности двигателя на высоте.

Главный недостаток обычного нагнетателя, приводимого в движение двигателем – затраты большого количества выходной мощности двигателя для увеличения мощности на высоте, и этот недостаток нивелируется турбонагнетателем, потому что турбонагнетатели приводятся в действие выхлопными газами двигателя. Это означает, что турбонагнетатель использует энергию от горячих выхлопных газов, которая была бы просто потеряна.

Второе преимущество турбонагнетателей по сравнению с нагнетателями – способность обеспечить контроль над производительнотью двигателя на высотах от уровня моря вплоть до критической высоты двигателя. Критическая высота – максимальная высота, при которой турбированный двигатель может произвести свою номинальную мощность. Выше критической высоты выходная мощность начинает уменьшаться также, как это происходит с обычными поршневыми двигателями без компрессора.

Турбонагнетатели увеличивают давление воздуха попадающего в двигатель, за счет чего двигатель может развивать на высоте мощность равную его мощности на уровне моря или даже большую. Турбонагнетатель состоит из двух главных элементов: компрессора и турбины. Секция компрессора содержит крыльчатку, которая вращается на высокой скорости. Поступающий воздух попадает на лопасти крыльчатки и ускоряется, попадая через диффузор в компрессор. Таким образом крыльчатка производит воздух высокого давления, который попадает в двигатель. Для вращения рабочего колеса, используются выхлопные газы, которые вращают турбину, установленную на противоположной стороне ведущего вала крыльчатки. Управляя количеством выхлопных газов, попадающих в турбину, можно увеличить количество энергии, поступающей от турбины к рабочему колесу, что увеличит количество сжатого воздуха, попадающего в двигатель. Регулировочный клапан, являющийся по сути регулируемой дроссельной заслонкой, установленный в системе выхлопа и позволяет варьировать массу выхлопных газов, попадающих в турбину. Когда клапан закрыт, большинство выхлопных газов от двигателя вынуждено проходить через турбину. В открытом положении, выхлопные газы отводятся в обход турбины непосредственно через выхлопную трубу двигателя. [Рисунок 6-15]

Рисунок 6-15. Компоненты турбонагнетателя.

Так как при сжатии газа его температура повышается, турбокомпрессия как следствие учеличивает температуру воздуха попадаемого в двигатель. Чтобы уменьшить эту температуру и снизить риск детонации топлива, многие турбинные двигатели используют интеркулер (промежуточный охладитель). Этот маленький теплообменник использует внешний воздух, чтобы охладить горячий сжатый воздух прежде, чем он попадет в устройство подачи (дозирования) топлива.

The most efficient method of increasing horsepower in an engine is by use of a turbosupercharger or turbocharger. Installed on an engine, this booster uses the engine’s exhaust gases to drive an air compressor to increase the pressure of the air going into the engine through the carburetor or fuel injection system to boost power at higher altitude.

The major disadvantage of the gear-driven supercharger––use of a large amount of the engine’s power output for the amount of power increase produced––is avoided with a turbocharger, because turbochargers are powered by an engine’s exhaust gases. This means a turbocharger recovers energy from hot exhaust gases that would otherwise be lost.

A second advantage of turbochargers over superchargers is the ability to maintain control over an engine’s rated sea- level horsepower from sea level up to the engine’s critical altitude. Critical altitude is the maximum altitude at which a turbocharged engine can produce its rated horsepower. Above the critical altitude, power output begins to decrease like it does for a normally aspirated engine.

Turbochargers increase the pressure of the engine’s induction air, which allows the engine to develop sea level or greater horsepower at higher altitudes. A turbocharger is comprised of two main elements: a compressor and turbine. The compressor section houses an impeller that turns at a high rate of speed. As induction air is drawn across the impeller blades, the impeller accelerates the air, allowing a large volume of air to be drawn into the compressor housing. The impeller’s action subsequently produces high-pressure, high-density air, which is delivered to the engine. To turn the impeller, the engine’s exhaust gases are used to drive a turbine wheel that is mounted on the opposite end of the impeller’s drive shaft. By directing different amounts of exhaust gases to flow over the turbine, more energy can be extracted, causing the impeller to deliver more compressed air to the engine. The waste gate, essentially an adjustable butterfly valve installed in the exhaust system, is used to vary the mass of exhaust gas flowing into the turbine. When closed, most of the exhaust gases from the engine are forced to flow through the turbine. When open, the exhaust gases are allowed to bypass the turbine by flowing directly out through the engine’s exhaust pipe. [Figure 6-15]

Figure 6-15. Turbocharger components.

Since the temperature of a gas rises when it is compressed, turbocharging causes the temperature of the induction air to increase. To reduce this temperature and lower the risk of detonation, many turbocharged engines use an intercooler. This small heat exchanger uses outside air to cool the hot compressed air before it enters the fuel metering device.

Система управления нагнетателями

System Operation

На большинстве современных двигателях с турбокомпрессором положением регулировочного клапана выхлопных газов управляет чувствительный к давлению механизм, связанный с гидроприводом. Моторное масло, через гидропривод перемещает положение заслонки регулировочного клапана. В таких системах производится автоматическое управление положеием заслонки, чтобы достигать заданного абсолютного давления во впускном коллекторе (MAP) просто изменяя положение рукоятки дросселя.

В других системах используюется отдельное ручное управление для изменения положения заслонки регулировочного клапана. При ручном управлении необходимо постоянно проверять датчик давления во впускном коллекторе, не достиг ли он заданного значения. Ручные системы часто встречаются на самолетах, которые были оснащены системами турбокомпрессии уже после покупки. Эти системы требуют специальных навыков эксплуатации. Например, если регулировочную заслонку оставить закрытой после снижения с большой высоты, во впускном коллекторе может возникнуть давление, которое превышает ограничения двигателя. Это явление, назваемое “overboost”, может породить серьезный взрыв в связи с увеличением плотности воздуха во время снижения.

Хотя на автоматизированных системах управлением заслонки, overboost менее вероятен, он все же может произойти. Если даигатель работет на взлетной мощности, и при этом температура моторного масла ниже нормы, то холодное масло из-за большей вязкости не сможет достаточно быстро переместить заслонку регулировочного клапана, что может привести к overboost`у. Для предотвращения overboost`а, управляйте дросселем осторожно, чтобы не допустить превышение максимальных пределов давления во впускном коллекторе.

Пилот, управляющий самолетом с турбонаддувом, должен знать об эксплуатационных ограничениях. Например, турбина турбонагнетателя и рабочее колесо могут работать на частоте вращения более 80,000 оборотов в минуту при чрезвычайно высоких температурах. Чтобы достигнуть высокой вращательной скорости, их подшипники должны постоянно находиться в масле для уменьшения трения и отвода тепла. Для достижения необходимых смазывательных функций, температура масла должна достичь нормального рабочего диапазона прежде, чем дроссель будет установлен в крайнее положение. Кроме того, необходимо дать турбонагнетателю остыть, а турбине замедлиться, прежде чем выкючить двигатель. Иначе, масло, остающееся в подшипниковом узле, будет кипеть, что приведет к формированию твердого нагара на подшипниках и вале. Эти отложения сильно ухудшают эффективность и срок службы турбонагнетателя. Для дополнительных ограничений эксплуатации обратитесь к РЛЭ.

On most modern turbocharged engines, the position of the waste gate is governed by a pressure-sensing control mechanism coupled to an actuator. Engine oil directed into or away from this actuator moves the waste gate position. On these systems, the actuator is automatically positioned to produce the desired MAP simply by changing the position of the throttle control.

Other turbocharging system designs use a separate manual control to position the waste gate. With manual control, the manifold pressure gauge must be closely monitored to determine when the desired MAP has been achieved. Manual systems are often found on aircraft that have been modified with aftermarket turbocharging systems. These systems require special operating considerations. For example, if the waste gate is left closed after descending from a high altitude, it is possible to produce a manifold pressure that exceeds the engine’s limitations. This condition, called an overboost, may produce severe detonation because of the leaning effect resulting from increased air density during descent.

Although an automatic waste gate system is less likely to experience an overboost condition, it can still occur. If takeoff power is applied while the engine oil temperature is below its normal operating range, the cold oil may not flow out of the waste gate actuator quickly enough to prevent an overboost. To help prevent overboosting, advance the throttle cautiously to prevent exceeding the maximum manifold pressure limits.

A pilot flying an aircraft with a turbocharger should be aware of system limitations. For example, a turbocharger turbine and impeller can operate at rotational speeds in excess of 80,000 rpm while at extremely high temperatures. To achieve high rotational speed, the bearings within the system must be constantly supplied with engine oil to reduce the frictional forces and high temperature. To obtain adequate lubrication, the oil temperature should be in the normal operating range before high throttle settings are applied. In addition, allow the turbocharger to cool and the turbine to slow down before shutting the engine down. Otherwise, the oil remaining in the bearing housing will boil, causing hard carbon deposits to form on the bearings and shaft. These deposits rapidly deteriorate the turbocharger’s efficiency and service life. For further limitations, refer to the AFM/POH.

Высотные рабочие характеристики

High Altitude Performance

Когда самолет, оборудованный турбонаддувом, поднимается, заслонка регулировочного клапана выхлопных газов постепенно закрывается, чтобы поддержать максимальное допустимое давление во впускном коллекторе. В какой-то момент заслонка будет полностью закрыта, и дальнейшие увеличения высоты приведет к уменьшению давления во впускном коллекторе. Такая высота – критическая высота, которая определяется самолетом или производителем двигателя. При оценке рабочих характеристик системы турбокомпрессии, необходимо знать, что, если давление во впускном коллекторе начинает уменьшаться до достижения критической высотой, двигатель и система турбокомпрессии должны быть осмотрены компетентным специалистом по авиационному техобслуживанию, чтобы проверить правильность работы системы.

As an aircraft equipped with a turbocharging system climbs, the waste gate is gradually closed to maintain the maximum allowable manifold pressure. At some point, the waste gate will be fully closed and further increases in altitude will cause the manifold pressure to decrease. This is the critical altitude, which is established by the aircraft or engine manufacturer. When evaluating the performance of the turbocharging system, be aware that if the manifold pressure begins decreasing before the specified critical altitude, the engine and turbocharging system should be inspected by a qualified aviation maintenance technician to verify the system’s proper operation.

Система зажигания

Ignition System

В двигателе искрового зажигания система зажигания производит искру, которая зажигает рабочую смесь в цилиндрах, и состоит такая система из магнето, свечей зажигания, высоковольтных проводов и замка зажигания. [Рисунок 6-16]

Магнето использует постоянный магнит, чтобы произвести электрический ток, полностью независимый от электрической системы самолета. Магнето производит достаточно высокое напряжение, чтобы возникла искра между электродами свечи зажигания в цилиндре. Система начинает работать, когда стартер включен, и коленчатый вал начинает поворачиваться. Зажигание продолжает работать все время, пока вращается коленвал.

Большинство стандартных сертифицированных самолетов включают двойную систему зажигания с двумя отдельными магнето, набором проводов и свечами зажигания для увеличения отказоустойчивости системы. Каждый магнето работает независимо, чтобы зажечь одну из свечей в каждом цилиндре. Работа двух свечей зажигания улучшает сгорание смеси топлива/воздуха, что приводит к небольшому увеличению выходной мощности. Если один из магнето выходит из строя, другой продолжает работать и работа двигателя в целом не изменится, хотя возможно небольшое снижение выходной мощности. То же самое верно, и в случае, если одна из двух свечей зажигания придет в негодность.

Магнето управляется из кабины экипажа с помощью переключателя в замке зажигания. У него есть пять положений:

  1. OFF (выключено)
  2. R (Right, правый)
  3. L (Left, левый)
  4. BOTH (оба)
  5. START (запуск)

В положении R или L активируется только правый или левый магнето соответственно. В положении BOTH (оба) система активирует оба магнето.

Сбои в работе системы зажигания могут быть выявлены во время предвзлетной проверки, проверяя падение оборотов двигателя, когда ключ в замке зажигания сначала перемещается из положения BOTH (оба) в положение RIGHT (правый), а затем из положения BOTH (оба) в положение LEFT (левый). Небольшое снижение оборотов двигателя при этом является допустимым, его точное значение можно найти в РЛЭ. Если двигатель глохнет при переключении на какой-то один магнето, или снижение частоты оборотов двигателя превышает допустимый предел, самолет запрещается использовать для полета до устранения неисправности. Причина может быть в загрязнении свечи, обрыве или замыкании проводов между магнето и свечей или плохо отрегулированным моментом зажигания свечи. Нужно отметить, что отсутствие падения оборотов двигателя также не является нормой, и полеты на самолете при этом запрещены.

Рисунок 6-16. Компоненты системы зажигания.

После остановки двигателя необходимо вернуть ключ в замке зажигания в положени OFF (выключено). Даже с отключенным аккумулятором, двигатель может запуститься, и винт может начать вращение, если ключ в замке зажигания не будет в положении OFF (выключено), потому что для работы магнето не требуется никакого внешнего источника электроэнергии. Вы должны понимать серьезность травматических последствий в этой ситуации.

Если винт начать вращать, и в цилиндрах будет находиться остаточная рабочая смесь, а заземляющий провод между магнето и замком зажигания оборвался, то даже с ключом в замке зажигания в выключенном положении, двигатель может запуститься, Если это произойдет, единственный способ остановить двигатель – перевести ручку газа в положение "малый газ", после чего провести диагностигу с помощью специалиста по авиационному техобслуживанию.

In a spark ignition engine the ignition system provides a spark that ignites the fuel/air mixture in the cylinders and is made up of magnetos, spark plugs, high-tension leads, and the ignition switch. [Figure 6-16]

A magneto uses a permanent magnet to generate an electrical current completely independent of the aircraft’s electrical system. The magneto generates sufficiently high voltage to jump a spark across the spark plug gap in each cylinder. The system begins to fire when the starter is engaged and the crankshaft begins to turn. It continues to operate whenever the crankshaft is rotating.

Most standard certificated aircraft incorporate a dual ignition system with two individual magnetos, separate sets of wires, and spark plugs to increase reliability of the ignition system. Each magneto operates independently to fire one of the two spark plugs in each cylinder. The firing of two spark plugs improves combustion of the fuel/air mixture and results in a slightly higher power output. If one of the magnetos fails, the other is unaffected. The engine will continue to operate normally, although a slight decrease in engine power can be expected. The same is true if one of the two spark plugs in a cylinder fails.

The operation of the magneto is controlled in the flight deck by the ignition switch. The switch has five positions:

  1. OFF
  2. R (right)
  3. L (left)
  4. BOTH
  5. START

With RIGHT or LEFT selected, only the associated magneto is activated. The system operates on both magnetos with BOTH selected.

A malfunctioning ignition system can be identified during the pretakeoff check by observing the decrease in rpm that occurs when the ignition switch is first moved from BOTH to RIGHT, and then from BOTH to LEFT. A small decrease in engine rpm is normal during this check. The permissible decrease is listed in the AFM or POH. If the engine stops running when switched to one magneto or if the rpm drop exceeds the allowable limit, do not fly the aircraft until the problem is corrected. The cause could be fouled plugs, broken or shorted wires between the magneto and the plugs, or improperly timed firing of the plugs. It should be noted that “no drop” in rpm is not normal, and in that instance, the aircraft should not be flown.

Figure 6-16. Ignition system components.

Following engine shutdown, turn the ignition switch to the OFF position. Even with the battery and master switches OFF, the engine can fire and turn over if the ignition switch is left ON and the propeller is moved because the magneto requires no outside source of electrical power. Be aware of the potential for serious injury in this situation.

Even with the ignition switch in the OFF position, if the ground wire between the magneto and the ignition switch becomes disconnected or broken, the engine could accidentally start if the propeller is moved with residual fuel in the cylinder. If this occurs, the only way to stop the engine is to move the mixture lever to the idle cutoff position, then have the system checked by a qualified aviation maintenance technician.

Система смазывания

Oil Systems

Моторное масло выполняет несколько важных функций:

  • Смазка движущихся деталей двигателя.
  • Охлаждение двигателя, за счет снижения трения.
  • Отвод тепла от цилиндров.
  • Обеспечение изоляции между стенкой цилиндра стенами и поршнем.
  • Отвод загрязнителей.

В поршневых двигателях используется система либо "мокрого" либо "сухого" картера (поддоном картера). В системе "мокрого" картера масло находится в поддоне картера, который является неотъемлемой частью двигателя. В системе "сухого" картера масло содержится в отдельном резервуаре (масляном баке) и попадает в двигатель с помощью насосов. [Рисунок 6-17]

Главный компонент системы "мокрого" картера – масляный насос, который подает масло из поддона картера к двигателю. После того, как масло проходит через двигатель, оно возвращается в бак. В некоторых двигателях дополнительная смазка обеспечивается вращающимся коленчатым валом, который расплескивает масло на части двигателя.

Масляный насос также присутствует и в системе "сухого" картера, но источник масла расположен вне двигателя в отдельном масляном баке. После того, как масло проходит через двигатель, оно выкачивается из различных частей двигателя обратно в бак с помощью откачивающего насоса. Системы "сухого" картера способны работать с бо`льшим объемом масла поставляемого двигателю, что дает возможность их применения на очень больших поршневых двигателях.

Датчик давления масла непосредственно информирует о работе системы смазки. Он показывает давление масла, попадающего в двигатель, измеряемое в фунтах на квадратный дюйм (psi). Зеленый диапазон указывает на нормальный режим работы системы, в то время как красные отметки указывают на минимальное и максимальное значение давления. Также должна иметься метка значения давления во время запуска двигателя. Обратитесь к РЛЭ или справочному руководству пилота за более подробной информации об ограничениях изготовителя.

Рисунок 6-17. Масляная система “мокрого” картера.

Датчик температуры масла измеряет текущую температуру масла. Зеленая область показывает нормальный рабочий диапазон, а красная линия указывает на максимальную допустимую температуру. В отличие от давления, изменения в температуре масла происходят медленно. Это особенно заметно после запуска холодного двигателя, когда может потребоваться несколько минут или больше, чтобы датчик масла стал регистрировать какое-либо увеличение температуры.

Проверяйте температуру масла во время полета, особенно при высокой или низкой температуре окружающего воздуха. Высокие значения температуры масла могут сигнализировать о засорении маслопровода, плохом качестве масла, блокировке масляного радиатора или дефекте самого температурного датчика. Низкая температура масла может возникнуть из-за неверной вязкости масла при холодной погоде.

Крышка маслозаливной горловины и щуп для измерения уровня масла обычно доступны через лючек на корпусе обтекателя двигателя. Если количество масла меньше рекомендуемого производителем уровня, оно должно быть добавлено. РЛЭ, справочное руководство пилота или табличка около крышки горловины содержат информацию о правильном типе и весе масла, а также о его минимальном и максимальном количестве. [Рисунок 6-18]

Рисунок 6-18. Всегда проверяйте уровень моторного масла во время предполетного осмотра.

The engine oil system performs several important functions:

  • Lubrication of the engine’s moving parts
  • Cooling of the engine by reducing friction
  • Removing heat from the cylinders
  • Providing a seal between the cylinder walls and pistons
  • Carrying away contaminants

Reciprocating engines use either a wet-sump or a dry-sump oil system. In a wet-sump system, the oil is located in a sump, which is an integral part of the engine. In a dry-sump system, the oil is contained in a separate tank, and circulated through the engine by pumps. [Figure 6-17]

The main component of a wet-sump system is the oil pump, which draws oil from the sump and routes it to the engine. After the oil passes through the engine, it returns to the sump. In some engines, additional lubrication is supplied by the rotating crankshaft, which splashes oil onto portions of the engine.

An oil pump also supplies oil pressure in a dry-sump system, but the source of the oil is located external to the engine in a separate oil tank. After oil is routed through the engine, it is pumped from the various locations in the engine back to the oil tank by scavenge pumps. Dry-sump systems allow for a greater volume of oil to be supplied to the engine, which makes them more suitable for very large reciprocating engines.

The oil pressure gauge provides a direct indication of the oil system operation. It ensures the pressure in pounds per square inch (psi) of the oil supplied to the engine. Green indicates the normal operating range, while red indicates the minimum and maximum pressures. There should be an indication of oil pressure during engine start. Refer to the AFM/POH for manufacturer limitations.

Figure 6-17. Wet-sump oil system.

The oil temperature gauge measures the temperature of oil. A green area shows the normal operating range and the red line indicates the maximum allowable temperature. Unlike oil pressure, changes in oil temperature occur more slowly. This is particularly noticeable after starting a cold engine, when it may take several minutes or longer for the gauge to show any increase in oil temperature.

Check oil temperature periodically during flight especially when operating in high or low ambient air temperature. High oil temperature indications may signal a plugged oil line, a low oil quantity, a blocked oil cooler, or a defective temperature gauge. Low oil temperature indications may signal improper oil viscosity during cold weather operations.

The oil filler cap and dipstick (for measuring the oil quantity) are usually accessible through a panel in the engine cowling. If the quantity does not meet the manufacturer’s recommended operating levels, oil should be added. The AFM/POH or placards near the access panel provide information about the correct oil type and weight, as well as the minimum and maximum oil quantity. [Figure 6-18]

Figure 6-18. Always check the engine oil level during the preflight inspection.

Системы охлаждения двигателя

Engine Cooling Systems

Сгорающее в цилиндрах топливо производит огромное количество теплоты, заметная часть которой удаляется через выхлопную систему. Большая часть оставшейся теплоты должна быть отведена или рассеяна, чтобы предотвратить перегрев двигателя. В противном случае, слишком высокая температура двигателя может привести к потере мощности, чрезмерному расходу масла, взрыву и серьезному повреждению двигателя.

В то время как масло двигателя жизненно важно для его внутреннего охлаждения, для внешнего охлаждения необходим дополнительный способ отвода тепла. Самые маленькие самолеты используют систему воздушного охлаждения, а некоторые самолеты – жидкостсной охлаждение.

Воздушное охлаждение осуществляется тем воздухом, что попадает на переднюю открытую часть обтекателя двигателя. Воздух с помощью дефлекторов проходит через теплоотводящие пластины цилиндров и поглощает тепло двигателя. Отвод горячего воздуха производится через одно или более отверстий в задней нижней части капота. [Рисунок 6-19]

Рисунок 6-19. Наружный воздух охлаждает двигатель.

Наружный воздух попадает в отсек двигателя через входное отверстие позади втулки пропеллера. Дефлекторы направляют его к самым горячим компонентам двигателя, прежде всего – цилиндрам, которые имеют пластины, увеличиваюющие теплообменную площадь.

Система воздушного охлаждения наименее эффективна во время перемещений самолета по земле, взлетов, ухода на второй круг, и других ситуациях при которых самолет имеет небольшую скорость но требуется большая мощность от двигателя. И наоборот, высокоскоростное снижение обеспечивает сильный приток воздуха, что может привести к резкому охлаждению двигателя, подвергая его резким температурным колебаниям.

Работа двигателя при температуре превышающей установленную производителем черевата потерей мощности, чрезмерным расходов масла и взрывом. Это также может привести к серьезному непоправимому урону, такому как рубцевание стенок цилиндров, повреждение поршней и колец, горение и деформация клапанов. Контроль температурных датчиков на приборной панели кабины экипажа помогают преодтвратить выход температуры за нормальный рабочий диапазон.

При нормальных условиях работы на самолете не имеющем створки капота температурой двигателя под можно управлять, изменяя скорость полёта или выходную мощность двигателя. Высокая температура может быть уменьшена, за счет увеличения скорости полёта и/или уменьшения мощности.

Датчик температуры масла может быть косвенным и запаздывающим показателем возрастающей температуры двигателя, но он может использоваться для определения температуры двигателя, если другие средства недоступны.

Большинство самолетов оборудовано датчиком температуры головки цилиндра, который непосредственно изменение темпертуры цилиндра. Этот датчик калиброван в градусах Цельсия или Фаренгейта, и обычно имеет зеленую дугу, указывающий на нормальный диапазон температуры. Красная линия указывает на максимальную допустимую температуру головки цилиндра.

Чтобы избежать чрезмерной температуры головки цилиндра, можно увеличить скорост полёта, увеличить обогащение рабочей смеси и/или уменьшить мощность двигателя. Любая из этих процедур помогает снизить температуру двигателя. Створки капота используются, чтобы управлять температурой двигателя. Створки капота – навесные крышки, которые регулируют поток выходящего горячего воздуха. Если двигатель имеет низкую температуру, то створки капота можно закрыть, ограничив таим образом отток горячего воздуха, что приведет к росту температуры двигателя. Если температура высока, створки можно открыть, чтобы максимально дать выход выздуху, тем самым уменьшая температуру двигателя.

The burning fuel within the cylinders produces intense heat, most of which is expelled through the exhaust system. Much of the remaining heat, however, must be removed, or at least dissipated, to prevent the engine from overheating. Otherwise, the extremely high engine temperatures can lead to loss of power, excessive oil consumption, detonation, and serious engine damage.

While the oil system is vital to the internal cooling of the engine, an additional method of cooling is necessary for the engine’s external surface. Most small aircraft are air cooled, although some are liquid cooled.

Air cooling is accomplished by air flowing into the engine compartment through openings in front of the engine cowling. Baffles route this air over fins attached to the engine cylinders, and other parts of the engine, where the air absorbs the engine heat. Expulsion of the hot air takes place through one or more openings in the lower, aft portion of the engine cowling. [Figure 6-19]

Figure 6-19. Outside air aids in cooling the engine.

The outside air enters the engine compartment through an inlet behind the propeller hub. Baffles direct it to the hottest parts of the engine, primarily the cylinders, which have fins that increase the area exposed to the airflow.

The air cooling system is less effective during ground operations, takeoffs, go-arounds, and other periods of high- power, low-airspeed operation. Conversely, high-speed descents provide excess air and can shock cool the engine, subjecting it to abrupt temperature fluctuations.

Operating the engine at higher than its designed temperature can cause loss of power, excessive oil consumption, and detonation. It will also lead to serious permanent damage, such as scoring the cylinder walls, damaging the pistons and rings, and burning and warping the valves. Monitoring the flight deck engine temperature instruments will aid in avoiding high operating temperature.

Under normal operating conditions in aircraft not equipped with cowl flaps, the engine temperature can be controlled by changing the airspeed or the power output of the engine. High engine temperatures can be decreased by increasing the airspeed and/or reducing the power.

The oil temperature gauge gives an indirect and delayed indication of rising engine temperature, but can be used for determining engine temperature if this is the only means available.

Most aircraft are equipped with a cylinder-head temperature gauge which indicates a direct and immediate cylinder temperature change. This instrument is calibrated in degrees Celsius or Fahrenheit, and is usually color coded with a green arc to indicate the normal operating range. A red line on the instrument indicates maximum allowable cylinder head temperature.

To avoid excessive cylinder head temperatures, increase airspeed, enrich the mixture, and/or reduce power. Any of these procedures help to reduce the engine temperature. On aircraft equipped with cowl flaps, use the cowl flap positions to control the temperature. Cowl flaps are hinged covers that fit over the opening through which the hot air is expelled. If the engine temperature is low, the cowl flaps can be closed, thereby restricting the flow of expelled hot air and increasing engine temperature. If the engine temperature is high, the cowl flaps can be opened to permit a greater flow of air through the system, thereby decreasing the engine temperature.

Выхлопная система

Exhaust Systems

Выхлопная система отводит продукты горения рабочей смеси за борт, а также обеспечивает подогрев кабины и ветрового стекла. Выхлопная система имеет выхлопной патрубок, соединенный с одной стороны с цилиндрами с другой стороны с глушителем. Выхлопные газы покидают цилиндр через выпускной клапан, а затем через выхлопную трубу попадают в атмосферу.

Для подогрева кабины используется внешний воздух, который попадая через специальный впускной клапан в кожух глушителя нагревается. Глушитель нагревается выходящими выхлопными газами, а он, в свою очередь, отдает тепло окружающему воздуху. Этот нагретый воздух подводится в кабину и также может быть использован для оттаивания лобового стекла. Сила нагрева кабины и сила обдува лобового стекла может быть отрегулирована до необходимого уровня из кабины экипажа.

Выхлопные газы содержат большое количество угарного газа, который не имеет цвета и запаха. Угарный газ опасен для жизни, и его присутствие фактически невозможно обнаружить. Выхлопная система должна быть в хорошем состоянии и и не иметь повреждений и трещин.

У некоторых выхлопных систем выпуска имеется датчик температуры выхлопных газов (Exhaust Gas Temperature, EGT). Показания этого датчика выводятся на приборную панель в кабине. Датчик измеряет температуру газов в выпускном коллекторе. Температура меняется в зависимости от обогащенности рабочей смеси, подающейся в цилиндры, и может использоваться при принятии решения об изменении степени обогащения смеси. Датчик EGT очень точно указывает на правильность установки смеси. Используя показания EGT, и регулируя соотношение топлива/воздуха в рабочей смеси можно добиться уменьшения расхода топлива. Для конкретных настроек необходимо обратиться к руководству.

Engine exhaust systems vent the burned combustion gases overboard, provide heat for the cabin, and defrost the windscreen. An exhaust system has exhaust piping attached to the cylinders, as well as a muffler and a muffler shroud. The exhaust gases are pushed out of the cylinder through the exhaust valve and then through the exhaust pipe system to the atmosphere.

For cabin heat, outside air is drawn into the air inlet and is ducted through a shroud around the muffler. The muffler is heated by the exiting exhaust gases and, in turn, heats the air around the muffler. This heated air is then ducted to the cabin for heat and defrost applications. The heat and defrost are controlled in the flight deck, and can be adjusted to the desired level.

Exhaust gases contain large amounts of carbon monoxide, which is odorless and colorless. Carbon monoxide is deadly, and its presence is virtually impossible to detect. The exhaust system must be in good condition and free of cracks.

Some exhaust systems have an EGT probe. This probe transmits the EGT to an instrument in the flight deck. The EGT gauge measures the temperature of the gases at the exhaust manifold. This temperature varies with the ratio of fuel to air entering the cylinders and can be used as a basis for regulating the fuel/air mixture. The EGT gauge is highly accurate in indicating the correct mixture setting. When using the EGT to aid in leaning the fuel/air mixture, fuel consumption can be reduced. For specific procedures, refer to the manufacturer’s recommendations for leaning the mixture.

Система запука двигателя

Starting System

Большинство небольших самолетов используют систему прямого запуска двигателя электростартером. Такая система состоит из источника питания, проводов, переключателей и реле, которые управляют стартером и мотром стартера. У большинства самолетов есть стартеры, которые автоматически включаются и отключаются когда двигатель завелся, но у некоторых старых самолетов есть стартеры, которые включаются механически рычагом, приводимым в действие пилотом. Стартер раскручивает маховик самолета, который начинает вращать вал двигателя до той скорости, которая необходима для его автономной работы.

Электричество для стартера обычно обеспечивается аккумулятором, находящегося на борту, но может быть и получено от внешнего источника через штепсельную розетку. Когда аккумулятор подключен, ток от аккумулятора попадает в основную силовую электрошину через реле, управляемое главным тумблером питания. И стартер, и реле стартера питаются от основной электрошины, но стартер не будет работать, пока соответствующее реле не замкнет цепь (реле стартера управляется выключателем, который включается при повороте переключателя зажигания в положение "запуск"). Когда положение переключателя зажигания находится не в положении запуска, реле размыкает цепь питания стартера. Мотор стартера защищен от того, чтобы работающий двигатель самолета передавал ему вращение, через сцепление стартера, которое позволяет двигателю работать на более высоких оборотах, чем стартер. [Рисунок 6-20]

Рисунок 6-20. Типовая цепь стартера.

При запуске двигателя следует очень внимательно соблюдать правила безопасности. Очень важно удостовериться, чтобы около воздушного винта никто не находился. Кроме того, под колеса самолета должны быть установлены стояночные тормозные колодки, чтобы избежать неумышленного движения самолета. Во избежании повреждений винта и окружающих предметов разлетающимся гравием самолет должен находится на площадке без гравия и песка.

Most small aircraft use a direct-cranking electric starter system. This system consists of a source of electricity, wiring, switches, and solenoids to operate the starter and a starter motor. Most aircraft have starters that automatically engage and disengage when operated, but some older aircraft have starters that are mechanically engaged by a lever actuated by the pilot. The starter engages the aircraft flywheel, rotating the engine at a speed that allows the engine to start and maintain operation.

Electrical power for starting is usually supplied by an onboard battery, but can also be supplied by external power through an external power receptacle. When the battery switch is turned on, electricity is supplied to the main power bus bar through the battery solenoid. Both the starter and the starter switch draw current from the main bus bar, but the starter will not operate until the starting solenoid is energized by the starter switch being turned to the “start” position. When the starter switch is released from the “start” position, the solenoid removes power from the starter motor. The starter motor is protected from being driven by the engine through a clutch in the starter drive that allows the engine to run faster than the starter motor. [Figure 6-20]

Figure 6-20. Typical starting circuit.

When starting an engine, the rules of safety and courtesy should be strictly observed. One of the most important is to make sure there is no one near the propeller. In addition, the wheels should be chocked and the brakes set, to avoid hazards caused by unintentional movement. To avoid damage to the propeller and property, the aircraft should be in an area where the propeller will not stir up gravel or dust.

Сгорание топлива

Combustion

Нормальное сгорание рабочей топливовоздушной смеси является хорошо управляемым и предсказуемым процессом. В двигателе искрового зажигания процесс сгорания происходит в долю секунды. Смесь фактически начинает гореть от места появления свечевой искры, до полного выгорания. Такое сгорание вызывает плавное увеличение температуры и давления и гарантирует, что раширение газов произведет максимальную силу давления на поршень точно в определенный промежуток времени на определнном такте. [Рисунок 6-21]

Рисунок 6-21. Нормальное и детонационное горение топлива.

Детонация смеси – безконтрольное, взрывообразное горение рабочей смеси в камере сгорания цилиндра. Такой тип сгорания вызывает чрезмерное, резкое увеличение температуры и давления, которые, если не будут подавлены, могут быстро привести к неисправности поршня, цилиндра или клапанов. В менее серьезных случаях детонирующее горение вызывает перегревание двигателя, приводит к его нестабильной работе и потери мощности.

Детонация характеризуется высокой температурой головки цилиндра и, наиболее вероятна, при работе двигателя в режиме высокой нагрузки. Общие причины детонации:

  • Использование более низкого качества топлива чем предписано производителем авиационной техники.
  • Работа двигателя с чрезвычайно высоким давлением во впускном коллекторе в сочетании с низким оборотами двигателя.
  • Работа двигателя при высоких нагрузках и чрезмерно обедненной смесью.
  • Долгие маневры по земле или длительный крутого подъем, при котором снижается охлаждение цилиндров.

Детонации можно избежать руководтсвуясь следующими основными принципами во время различных фаз полета и операций на земле:

  • Удостоверьтесь, что используется надлежащий сорт топлива.
  • Держите створки капота (при наличии) полностью открытыми пока вы на земле, чтобы обеспечить максимальный поток воздуха через обтекатель.
  • Используйте обогащенную топливную смесь, а также малый угол подъема, чтобы улучшить охлаждение цилиндров во время взлета и на начальном этапе набора высоты.
  • Избегайте продолжительного крутого набора высоты при максимальной нагрузке двигателя.
  • Возьмите в привычку сверять фактические показания приборов работы двигателя, со значениями, рекомендованными производителем.

Преждевременное возгорание происходит, когда рабочая смесь загорается до установленного момента ее зажигания на определенном такте. Преждевременное возгорание обычно вызывается остаточной горячей точкой в камере сгорания, часто создаваемой небольшой порцией нагара на свече зажигания, трещиной в изоляторе свечи зажигания или ином повреждении в цилиндре, в котором может остаться часть тепла, достаточного для воспламенения смеси. Преждевременное воспламенение приводит к потере мощности двигателя и его перегреву. Также как и детонация, преждевременное возгорание может нанести серьезные повреждения двигателю, потому что расширяющиеся газы создают избыточное давление на поршень еще на такте сжатия.

Детонация смеси и преждевременное воспламенение часто происходят одновременно, и одно явление может спровоцировать друое. Так как оба явления приводят к сильному нагреву двигателя, сопровождающееся снижением выходной мощности, зачастую сложно определить что именно происходит, детонация или преждевременное возгорание. Использование соответствующего типа топлива, а также работа двигателя в надлежащем температурном и частотном диапазоне уменьшают вероятность возникновения детонации и преждевременного воспламенения.

During normal combustion, the fuel/air mixture burns in a very controlled and predictable manner. In a spark ignition engine the process occurs in a fraction of a second. The mixture actually begins to burn at the point where it is ignited by the spark plugs, then burns away from the plugs until it is all consumed. This type of combustion causes a smooth build-up of temperature and pressure and ensures that the expanding gases deliver the maximum force to the piston at exactly the right time in the power stroke. [Figure 6-21]

Figure 6-21. Normal combustion and explosive combustion.

Detonation is an uncontrolled, explosive ignition of the fuel/air mixture within the cylinder’s combustion chamber. It causes excessive temperatures and pressures which, if not corrected, can quickly lead to failure of the piston, cylinder, or valves. In less severe cases, detonation causes engine overheating, roughness, or loss of power.

Detonation is characterized by high cylinder head temperatures and is most likely to occur when operating at high power settings. Common operational causes of detonation are:

  • Use of a lower fuel grade than that specified by the aircraft manufacturer.
  • Operation of the engine with extremely high manifold pressures in conjunction with low rpm.
  • Operation of the engine at high power settings with an excessively lean mixture.
  • Maintaining extended ground operations or steep climbs in which cylinder cooling is reduced.

Detonation may be avoided by following these basic guidelines during the various phases of ground and flight operations:

  • Make sure the proper grade of fuel is used.
  • Keep the cowl flaps (if available) in the full-open position while on the ground to provide the maximum airflow through the cowling.
  • Use an enriched fuel mixture, as well as a shallower climb angle to increase cylinder cooling during takeoff and initial climb.
  • Avoid extended, high power, steep climbs.
  • Develop the habit of monitoring the engine instruments to verify proper operation according to procedures established by the manufacturer.

Preignition occurs when the fuel/air mixture ignites prior to the engine’s normal ignition event. Premature burning is usually caused by a residual hot spot in the combustion chamber, often created by a small carbon deposit on a spark plug, a cracked spark plug insulator, or other damage in the cylinder that causes a part to heat sufficiently to ignite the fuel/air charge. Preignition causes the engine to lose power, and produces high operating temperature. As with detonation, preignition may also cause severe engine damage, because the expanding gases exert excessive pressure on the piston while still on its compression stroke.

Detonation and preignition often occur simultaneously and one may cause the other. Since either condition causes high engine temperature accompanied by a decrease in engine performance, it is often difficult to distinguish between the two. Using the recommended grade of fuel and operating the engine within its proper temperature, pressure, and rpm ranges reduce the chance of detonation or preignition.

Полностью автономный электро-цифровой контроллер двигателя (FADEC)

Full Authority Digital Engine Control (FADEC)

Полностью автономный электро-цифровой контроллер двигателя (Full Authority Digital Engine Control, FADEC) – система, состоящая из компьютера и вспомогательных компонентов, которые управляют двигателем и винтом самолета. Сначала электронно-цифровая система управления двигателем установливалась на турбинных самолетах, сегодня эти сложные системы управления все чаще и чаще устанавливаются на самолетах с поршневыми двигателями.

В поршневом двигателе искрового зажигания FADEC использует датчики скорости, температуры и давления, чтобы контролировать состояние каждого цилиндра. Цифровой компьютер вычисляет идеальный момент для для каждого впрыска и регулирует установку угла опережения зажигания по мере необходимости, чтобы достигнуть оптимальных рабочих характеристик. В двигателе зажигания сжатия FADEC работает по тому же принципу и выполняет те же функции, за исключением тех, что связаны непосредственно с искровым зажиганием.

При наличии системы FADEC нет необходимости в магнето, подогреве карбюратора, регуляторе состава рабочей смеси и использовании подсоса. Для самолета, оборудованного системой FADEC характерен единственный орган управления – ручка управления газа. Пилот просто устанавливает ручку газа в нужный режим, такой как запуск двигателя (start), режим малого газа (idle), крейсерский полет (cruise power) или режим максимальной мощности, и система FADEC автоматически регулирует двигатель и винт для работы в установленном режиме. Пилоту нет необходимости контролировать и управлять топливо-воздушной смесью.

Во время запуска самолета, FADEC подкаливает топливо к цилиндрам, регулирует обогощенность смеси и устанавливает заслонку дросселя, основываясь на показаниях датчиков температуры двигателя, температуры и давлении окружающего воздуха. Во время крейсерского полета FADEC постоянно контролирует двигатель и регулирует поток топлива и установку угла опережения зажигания индивидуально в каждом цилиндре. Этот точный контроль процесса сгорания топлива приводит к уменьшению расхода топлива и увеличению выходной мощности двигателя.

FADEC считают основной частью системы котроля двигателя и винта, и она может питаться от основной электрической системы самолета. Во многих самолетах FADEC питается от отдельного генератора, связанного с двигателем. В любом случае должен быть резервный источник электроэнергии, потому что неисправность системы FADEC может привести к полной потере тяги. Чтобы предотвратить потерю тяги, используются два отдельных и идентичных цифровых канала и, каждый, способен обеспечить все необходимые функции двигателя и винта без ограничений.

FADEC is a system consisting of a digital computer and ancillary components that control an aircraft’s engine and propeller. First used in turbine-powered aircraft, and referred to as full authority digital electronic control, these sophisticated control systems are increasingly being used in piston powered aircraft.

In a spark ignition reciprocating engine the FADEC uses speed, temperature, and pressure sensors to monitor the status of each cylinder. A digital computer calculates the ideal pulse for each injector and adjusts ignition timing as necessary to achieve optimal performance. In a compression ignition engine the FADEC operates similarly and performs all of the same functions, excluding those specifically related to the spark ignition process.

FADEC systems eliminate the need for magnetos, carburetor heat, mixture controls, and engine priming. A single throttle lever is characteristic of an aircraft equipped with a FADEC system. The pilot simply positions the throttle lever to a desired detent such as start, idle, cruise power, or max power, and the FADEC system adjusts the engine and propeller automatically for the mode selected. There is no need for the pilot to monitor or control the air/fuel mixture.

During aircraft starting, the FADEC primes the cylinders, adjusts the mixture, and positions the throttle based on engine temperature and ambient pressure. During cruise flight, the FADEC constantly monitors the engine and adjusts fuel flow, and ignition timing individually in each cylinder. This precise control of the combustion process often results in decreased fuel consumption and increased horsepower.

FADEC systems are considered an essential part of the engine and propeller control, and may be powered by the aircraft’s main electrical system. In many aircraft FADEC uses power from a separate generator connected to the engine. In either case, there must be a backup electrical source available because failure of a FADEC system could result in a complete loss of engine thrust. To prevent loss of thrust, two separate and identical digital channels are incorporated for redundancy, each channel capable of providing all engine and propeller functions without limitations.

Газотурбинный двигатель

Turbine Engines

Газотурбинный двигатель самолета состоит из впускного отверстия, компрессора, камеры сгорания, турбинной секции и выхлопного отверстия. Такой двигатель производит тягу за счет увеличения скорости воздуха, проходящего через двигатель. Газотурбинные двигатели – наиболее востребованные силовые установки для самолетов. Они характеризуются меньшей вибрацией, большим отношением выходной мощности к весу двигателя, и используют распространенное реактивное топливо (авиационный керосин). Ранее установка газотурбинных двигателей на малых самолетах была очень дорогой. Сегодня развитие технологий применяемых при разработке и производстве газотурбинных двигателей, позволяют использовать их в малых и легких самолетах. Такие малые самолеты с турбинным двигателем обычно имеют от трех до семи пассажирских мест и называются сверхлегкими реактивными самолетами (VLJs) или микро реактивными самолетами. [Рисунок 6-22]

Рисунок 6-22. Самолет Eclipse 500 VLJ.

An aircraft turbine engine consists of an air inlet, compressor, combustion chambers, a turbine section, and exhaust. Thrust is produced by increasing the velocity of the air flowing through the engine. Turbine engines are highly desirable aircraft powerplants. They are characterized by smooth operation and a high power-to-weight ratio, and they use readily available jet fuel. Prior to recent advances in material, engine design, and manufacturing processes, the use of turbine engines in small/light production aircraft was cost prohibitive. Today, several aviation manufacturers are producing or plan to produce small/light turbine-powered aircraft. These smaller turbine-powered aircraft typically seat between three and seven passengers and are referred to as very light jets (VLJs) or microjets. [Figure 6-22]

Figure 6-22. Eclipse 500 VLJ.

Ограничение температуры двигателя

Engine Temperature Limitations

Наиболее высокая температура в любом турбинном двигателе достигается на входе турбины. Поэтому температура на входе турбины является ограничивающим фактором при эксплуатации двигателя.

The highest temperature in any turbine engine occurs at the turbine inlet. Turbine inlet temperature is therefore usually the limiting factor in turbine engine operation.

Степень повышения давления в двигателе

Engine Pressure Ratio (EPR)

Датчик степени повышения давления (Engine Pressure Ratio, EPR) показывает выходную мощность турбореактивного/турбовентиляторного двигателя. EPR – это отношение давления воздуха после секции турбины к давлению воздуха до нее. Измерения давления производится датчиками, установленными на входе в двигатель и на выходе выхлопных газов. Будучу собранной датчиками информация о давлении попадает в преобразователь перепада давления, который обозначен на приборной доске как датчик EPR.

Ситема измерения разности давлений спроектирована таким образом, чтобы автоматически компенсировать влияние скорости полёта и высоты. Изменения в температуре окружающего воздуха требуют внесения корректировок в показания EPR, чтобы обеспечить точные сведения о развиваемой мощности двигателя.

An engine pressure ratio (EPR) gauge is used to indicate the power output of a turbojet/turbofan engine. EPR is the ratio of turbine discharge to compressor inlet pressure. Pressure measurements are recorded by probes installed in the engine inlet and at the exhaust. Once collected, the data is sent to a differential pressure transducer, which is indicated on a flight deck EPR gauge.

EPR system design automatically compensates for the effects of airspeed and altitude. Changes in ambient temperature require a correction be applied to EPR indications to provide accurate engine power settings.

Турбореактивный двигатель (ТРД)

Turbojet

Турбореактивный двигатель состоит из четырех сегментов: компрессор, камера сгорания, турбина и выхлопное сопло. Компрессор ускоряет входной поток воздуха и направляет его в камеру сгорания. Камера сгорания содержит топливную форсунку и воспламенитель для сгорания. Расширяющийся воздух вращает турбину, которая связана валом с компрессором, поддерживающим работу двигателя. Ускоренные выхлопные газы от двигателя обеспечивают тягу двигателя. Основное назначение сжатого воздуха заключается в Поддержание работы компрессора Основное применение сжатого воздуха и горение рабочей смеси – это поддержание работы компрессора самого двигателя и создание реактивной тяги за счет выхлопа продуктов горения. [Рисунок 6-23]

Турбореактивные двигатели имеют ограничения по дальности полета и сроке службы. Они также имеют высокое время приемистости на малых скоростях вращения компрессора.

Рисунок 6-23. Турбореактивный двигатель.

The turbojet engine consists of four sections: compressor, combustion chamber, turbine section, and exhaust. The compressor section passes inlet air at a high rate of speed to the combustion chamber. The combustion chamber contains the fuel inlet and igniter for combustion. The expanding air drives a turbine, which is connected by a shaft to the compressor, sustaining engine operation. The accelerated exhaust gases from the engine provide thrust. This is a basic application of compressing air, igniting the fuel-air mixture, producing power to self-sustain the engine operation, and exhaust for propulsion. [Figure 6-23]

Turbojet engines are limited in range and endurance. They are also slow to respond to throttle applications at slow compressor speeds.

Figure 6-23. Turbojet engine.

Типы газотурбинных двигателей

Types of Turbine Engines

Газотурбинные двигатели классифицируются по типу используемого компрессора. Существуют три типа компрессоров – центробежный, осевой и центробежно-осевой. В центробежном компрессоре поток внешнего воздуха направлен перпендикулярно продольной оси двигателя. Сжатие воздуха достигается за счет ускорения воздуха в радиальном направлении, перпендикулярно продольной оси двигателя, наружу. Компрессор осевого типа сжимает воздух серией вращающихся и статичных лопаток ротора, перемещающих воздух, вдоль продольной оси. Центробежно-осевой тип компрессора использует оба способа сжатия воздуха.

Путь, который проходит воздух через двигатель и то как двигатель производит мощность, определяет тип двигателя. Существует четыре типа газотурбинных авиа двигателей – турбореактивный, турбовинтовой, турбовентиляторный, и турбовальный двигатель.

Turbine engines are classified according to the type of compressors they use. There are three types of compressors— centrifugal flow, axial flow, and centrifugal-axial flow. Compression of inlet air is achieved in a centrifugal flow engine by accelerating air outward perpendicular to the longitudinal axis of the machine. The axial-flow engine compresses air by a series of rotating and stationary airfoils moving the air parallel to the longitudinal axis. The centrifugal-axial flow design uses both kinds of compressors to achieve the desired compression.

The path the air takes through the engine and how power is produced determines the type of engine. There are four types of aircraft turbine engines—turbojet, turboprop, turbofan, and turboshaft.

Турбореактивный двигатель (ТРД)

Turbojet

Турбореактивный двигатель состоит из четырех сегментов: компрессор, камера сгорания, турбина и выхлопное сопло. Компрессор ускоряет входной поток воздуха и направляет его в камеру сгорания. Камера сгорания содержит топливную форсунку и воспламенитель для сгорания. Расширяющийся воздух вращает турбину, которая связана валом с компрессором, поддерживающим работу двигателя. Ускоренные выхлопные газы от двигателя обеспечивают тягу двигателя. Основное назначение сжатого воздуха заключается в Поддержание работы компрессора Основное применение сжатого воздуха и горение рабочей смеси – это поддержание работы компрессора самого двигателя и создание реактивной тяги за счет выхлопа продуктов горения. [Рисунок 6-23]

Турбореактивные двигатели имеют ограничения по дальности полета и сроке службы. Они также имеют высокое время приемистости на малых скоростях вращения компрессора.

Рисунок 6-23. Турбореактивный двигатель.

The turbojet engine consists of four sections: compressor, combustion chamber, turbine section, and exhaust. The compressor section passes inlet air at a high rate of speed to the combustion chamber. The combustion chamber contains the fuel inlet and igniter for combustion. The expanding air drives a turbine, which is connected by a shaft to the compressor, sustaining engine operation. The accelerated exhaust gases from the engine provide thrust. This is a basic application of compressing air, igniting the fuel-air mixture, producing power to self-sustain the engine operation, and exhaust for propulsion. [Figure 6-23]

Turbojet engines are limited in range and endurance. They are also slow to respond to throttle applications at slow compressor speeds.

Figure 6-23. Turbojet engine.

Турбовинтовой двигатель (ТВД)

Turboprop

Турбовинтовой воздушно-реактивный двигатель – турбинный двигатель, в котором винт соединен с турбиной через понижающий частоту вращения редуктор. Расширяющиеся выхлопные газы раскручивают турбину, которая находится на валу с понижающим редуктором. Редуктор используется для уменьшения частоты вращения винта так как его оптимальные рабочие характеристики достигаются на меньшей частоте вращения чем частота вращения турбины. Турбовинтовой двигатель – компромисс между турбореактивными и поршневыми силовыми установками. Наибольшая эффективность турбовинтового двигателя достигается на скоростях между 250 и 400 милями в час и высотах между 18,000 и 30,000 футов. ТВД также имеет неплохой показатель эффективности и на малых скоростях полёта при взлете и посадке требуемых для взлета и приземления, и являются экономичными по расходу топлива. Минимальный расход топлива турбовинтового двигателя достигаетсят в диапазоне высот от 25,000 ног до tropopause. [Рисунок 6-24]

Рисунок 6-24. Турбовинтовой двигатель.

A turboprop engine is a turbine engine that drives a propeller through a reduction gear. The exhaust gases drive a power turbine connected by a shaft that drives the reduction gear assembly. Reduction gearing is necessary in turboprop engines because optimum propeller performance is achieved at much slower speeds than the engine’s operating rpm. Turboprop engines are a compromise between turbojet engines and reciprocating powerplants. Turboprop engines are most efficient at speeds between 250 and 400 mph and altitudes between 18,000 and 30,000 feet. They also perform well at the slow airspeeds required for takeoff and landing, and are fuel efficient. The minimum specific fuel consumption of the turboprop engine is normally available in the altitude range of 25,000 feet to the tropopause. [Figure 6-24]

Figure 6-24. Turboprop engine.

Турбовентиляторный двигатель

Turbofan

Турбовентиляторные двигатели сочетают в себе положительные качества турбореактивного и турбовинтового двигателя. Турбовентиляторные двигатели создают дополнительную тягу за счет вторичного потока воздуха, который проходит по второму контуру вокруг камеры сгорания. Вторичный поток производит дополнительную тягу, охлаждает двигатель и помогает в подавлении шума выхлопа. Это обеспечивает крейсерские скорости полета, аналогичные турбореактивному типу двигателя, и при этом обеспечивает низкий расход топлива.

Входной воздух, который проходит через двигатель, обычно делится на два отдельных потока воздуха. Один поток проходит через внутренний контур, а второй поток проходит через внешний контур. Именно этот обходной поток воздуха ответственен за термин, "степень двухконтурности". Степень двухконтурности – это отношение объема воздуха, прошедшего через вентилятор двигателя к объему воздуха прошедшего через внутренний контур. [Рисунок 6-25]

Рисунок 6-24. Турбовентиляторный двигатель.

Turbofans were developed to combine some of the best features of the turbojet and the turboprop. Turbofan engines are designed to create additional thrust by diverting a secondary airflow around the combustion chamber. The turbofan bypass air generates increased thrust, cools the engine, and aids in exhaust noise suppression. This provides turbojet-type cruise speed and lower fuel consumption.

The inlet air that passes through a turbofan engine is usually divided into two separate streams of air. One stream passes through the engine core, while a second stream bypasses the engine core. It is this bypass stream of air that is responsible for the term “bypass engine.” A turbofan’s bypass ratio refers to the ratio of the mass airflow that passes through the fan divided by the mass airflow that passes through the engine core. [Figure 6-25]

Figure 6-25. Turbofan engine.

Турбовальный двигатель (ТВаД)

Turboshaft

Четвертый основной тип реактивного двигателя – турбовальный. [Рисунок 6-26], В этом типе даигателя вся мощность через вал передается потребителю (не винту). Самое большое различие между турбореактивным и турбовальным двигателем – на турбовальном двигателе, большая часть энергии, произведенной расширяющимися газами, используется, чтобы вращать турбину, а не производить тягу. Большинство вертолетов используют турбовальный газотурбинный двигатель. Кроме того, турбовальные двигатели широко используются в генераторах вспомогательных источников питания на больших самолетах.

Рисунок 6-26. Туровальный двигатель.

The fourth common type of jet engine is the turboshaft. [Figure 6-26] It delivers power to a shaft that drives something other than a propeller. The biggest difference between a turbojet and turboshaft engine is that on a turboshaft engine, most of the energy produced by the expanding gases is used to drive a turbine rather than produce thrust. Many helicopters use a turboshaft gas turbine engine. In addition, turboshaft engines are widely used as auxiliary power units on large aircraft.

Figure 6-26. Turboshaft engine.

Изменение тяги

Thrust Variations

Тяга турбинного двигателя прямо пропорционально плотности воздуха. Если плотность воздуха уменьшается, то и тяга также снизится. Кроме того, увеличение температуры воздуха приводит к уменьшению его плотности, соответственно и увеличение температуры воздуха также приведет к уменьшения силы тяги. Выходная мощность и турбинного и поршневого двигателя зависят в некоторой степени и от относительной влжности воздуха, но при этом турбинные двигатели имеют незначительную потерю мощности, при высокой влажности, в то время как поршневые двигатели имеют довольно существенную потерю эффективной мощности.

Turbine engine thrust varies directly with air density. As air density decreases, so does thrust. Additionally, because air density decreases with an increase in temperature, increased temperatures will also result in decreased thrust. While both turbine and reciprocating powered engines are affected to some degree by high relative humidity, turbine engines will experience a negligible loss of thrust, while reciprocating engines a significant loss of brake horsepower.

Приборы турбинных двигателей

Turbine Engine Instruments

Приборы, показывающие давление и температуру масла, частоту вращения двигателя, температуру выхлопных газов и расход топлива, характерны как для турбинных, так и для поршневых даигтелей. Однако, есть некоторые приборы, характерные только для турбинных двигателей. Эти приборы покзывают степень сжатия двигателя, давление на выходе турбины и крутящий момент. Кроме того, у большинства газотурбинных двигателей есть множество температурных измерителей, названные термопарами, которые предоставляют пилотам температуру внутри турбины и вокруг нее.

Engine instruments that indicate oil pressure, oil temperature, engine speed, exhaust gas temperature, and fuel flow are common to both turbine and reciprocating engines. However, there are some instruments that are unique to turbine engines. These instruments provide indications of engine pressure ratio, turbine discharge pressure, and torque. In addition, most gas turbine engines have multiple temperature-sensing instruments, called thermocouples, which provide pilots with temperature readings in and around the turbine section.

Степень повышения давления в двигателе

Engine Pressure Ratio (EPR)

Датчик степени повышения давления (Engine Pressure Ratio, EPR) показывает выходную мощность турбореактивного/турбовентиляторного двигателя. EPR – это отношение давления воздуха после секции турбины к давлению воздуха до нее. Измерения давления производится датчиками, установленными на входе в двигатель и на выходе выхлопных газов. Будучу собранной датчиками информация о давлении попадает в преобразователь перепада давления, который обозначен на приборной доске как датчик EPR.

Ситема измерения разности давлений спроектирована таким образом, чтобы автоматически компенсировать влияние скорости полёта и высоты. Изменения в температуре окружающего воздуха требуют внесения корректировок в показания EPR, чтобы обеспечить точные сведения о развиваемой мощности двигателя.

An engine pressure ratio (EPR) gauge is used to indicate the power output of a turbojet/turbofan engine. EPR is the ratio of turbine discharge to compressor inlet pressure. Pressure measurements are recorded by probes installed in the engine inlet and at the exhaust. Once collected, the data is sent to a differential pressure transducer, which is indicated on a flight deck EPR gauge.

EPR system design automatically compensates for the effects of airspeed and altitude. Changes in ambient temperature require a correction be applied to EPR indications to provide accurate engine power settings.

Температура выхлопных газов

Exhaust Gas Temperature (EGT)

Ограничивающим фактором в газотурбинном двигателе является температура турбинной секции. Показания температуры должны потоянно контролироваться, чтобы не допустить перегрев лопаток турбины и компонентов секции выходного устройства. Наиболее распространенный способ контроля температуры – с помощью датчика ТВГ (Exhaust Gas Temperature, EGT). EGT – указывает предел рабочего диапазона двигателя, используемый, для его контроля во всех режимах работы.

Система EGT может иметь и другие названия, в зависимости от местоположения температурных датчиков. Большинство датчиков контроля температуры турбины включают датчик температуры на входе турбины (TIT), датчик температуры у выхода турбины (TOT), датчик температуры между турбинами (ITT) и датчик температуры газа в турбине (TGT).

A limiting factor in a gas turbine engine is the temperature of the turbine section. The temperature of a turbine section must be monitored closely to prevent overheating the turbine blades and other exhaust section components. One common way of monitoring the temperature of a turbine section is with an EGT gauge. EGT is an engine operating limit used to monitor overall engine operating conditions.

Variations of EGT systems bear different names based on the location of the temperature sensors. Common turbine temperature sensing gauges include the turbine inlet temperature (TIT) gauge, turbine outlet temperature (TOT) gauge, interstage turbine temperature (ITT) gauge, and turbine gas temperature (TGT) gauge.

Измеритель крутящего момента

Torquemeter

Выходная мощность ТВД или ТВаД двигателя измеряется датчиком крутящего момента. Крутящий момент – сила вращения приложенная для вращения вала. Измеритель крутящего момента предоставляет информацию величине крутящего момента на валу. Турбовинтовой и турбовальный двигатель разработаны для того, чтобы передавать крутящий момент винту или другому потребителю. Прибор показаний крутящего момента калибруется в процентных пунктах, футофунтах или фунтах на квадраный дюйм (psi).

Turboprop/turboshaft engine power output is measured by the torquemeter. Torque is a twisting force applied to a shaft. The torquemeter measures power applied to the shaft. Turboprop and turboshaft engines are designed to produce torque for driving a propeller. Torquemeters are calibrated in percentage units, foot-pounds, or psi.

Индикатор N1

N1 Indicator

N1 показывает скорость вращения компрессора низкого давления и представлен на индикаторе как процент от номинальной частоты вращения. После запуска двигателя скорость вращения компрессора низкого давления управляет рабочее колесо турбины N1. Турбинное колесо N1 связано с компрессором низкого давления через концентрический вал.

N1 represents the rotational speed of the low pressure compressor and is presented on the indicator as a percentage of design rpm. After start the speed of the low pressure compressor is governed by the N1 turbine wheel. The N1 turbine wheel is connected to the low pressure compressor through a concentric shaft.

Индикатор N2

N2 Indicator

N2 представляет скорость вращения компрессора высокого давления и представлен на индикаторе как процент от номинальной частоты вращения. Компрессором высокого давления управляет турбинное колесо N2. Турбинное колесо N2 связано с компрессором высокого давления через концентрический вал. [Рисунок 6-27]

Рисунок 6-27. Двухкаскадный осевой компрессор.

N2 represents the rotational speed of the high pressure compressor and is presented on the indicator as a percentage of design rpm. The high pressure compressor is governed by the N2 turbine wheel. The N2 turbine wheel is connected to the high pressure compressor through a concentric shaft. [Figure 6-27]

Figure 6-27. Dual-spool axial-flow compressor.

Температура выхлопных газов

Exhaust Gas Temperature (EGT)

Ограничивающим фактором в газотурбинном двигателе является температура турбинной секции. Показания температуры должны потоянно контролироваться, чтобы не допустить перегрев лопаток турбины и компонентов секции выходного устройства. Наиболее распространенный способ контроля температуры – с помощью датчика ТВГ (Exhaust Gas Temperature, EGT). EGT – указывает предел рабочего диапазона двигателя, используемый, для его контроля во всех режимах работы.

Система EGT может иметь и другие названия, в зависимости от местоположения температурных датчиков. Большинство датчиков контроля температуры турбины включают датчик температуры на входе турбины (TIT), датчик температуры у выхода турбины (TOT), датчик температуры между турбинами (ITT) и датчик температуры газа в турбине (TGT).

A limiting factor in a gas turbine engine is the temperature of the turbine section. The temperature of a turbine section must be monitored closely to prevent overheating the turbine blades and other exhaust section components. One common way of monitoring the temperature of a turbine section is with an EGT gauge. EGT is an engine operating limit used to monitor overall engine operating conditions.

Variations of EGT systems bear different names based on the location of the temperature sensors. Common turbine temperature sensing gauges include the turbine inlet temperature (TIT) gauge, turbine outlet temperature (TOT) gauge, interstage turbine temperature (ITT) gauge, and turbine gas temperature (TGT) gauge.

Турбовинтовой двигатель (ТВД)

Turboprop

Турбовинтовой воздушно-реактивный двигатель – турбинный двигатель, в котором винт соединен с турбиной через понижающий частоту вращения редуктор. Расширяющиеся выхлопные газы раскручивают турбину, которая находится на валу с понижающим редуктором. Редуктор используется для уменьшения частоты вращения винта так как его оптимальные рабочие характеристики достигаются на меньшей частоте вращения чем частота вращения турбины. Турбовинтовой двигатель – компромисс между турбореактивными и поршневыми силовыми установками. Наибольшая эффективность турбовинтового двигателя достигается на скоростях между 250 и 400 милями в час и высотах между 18,000 и 30,000 футов. ТВД также имеет неплохой показатель эффективности и на малых скоростях полёта при взлете и посадке требуемых для взлета и приземления, и являются экономичными по расходу топлива. Минимальный расход топлива турбовинтового двигателя достигаетсят в диапазоне высот от 25,000 ног до tropopause. [Рисунок 6-24]

Рисунок 6-24. Турбовинтовой двигатель.

A turboprop engine is a turbine engine that drives a propeller through a reduction gear. The exhaust gases drive a power turbine connected by a shaft that drives the reduction gear assembly. Reduction gearing is necessary in turboprop engines because optimum propeller performance is achieved at much slower speeds than the engine’s operating rpm. Turboprop engines are a compromise between turbojet engines and reciprocating powerplants. Turboprop engines are most efficient at speeds between 250 and 400 mph and altitudes between 18,000 and 30,000 feet. They also perform well at the slow airspeeds required for takeoff and landing, and are fuel efficient. The minimum specific fuel consumption of the turboprop engine is normally available in the altitude range of 25,000 feet to the tropopause. [Figure 6-24]

Figure 6-24. Turboprop engine.

Повреждение посторонним предметом

Foreign Object Damage (FOD)

Всегда существует вероятность повреждения турбинного двигателя внешними предметами в силу его конструктивных и функциональных особенностей. Это может привести к серьезной поломке, особенно компрессора или турбинны. Повреждением посторонним предметом (Foreign Object Damage, FOD) называется ситуация, когда происходит засасывание двигателем грязи. Обычно при повреждения внешними предметами в двигателе остаются маленькие трещины и вмятины, вызванные всасыванием двигателем мелких предметов с места стоянки, рулёжной дорожки или ВПП, но еще больший ущерб наносит столкновения со стаей птиц или засасывание двигателем льда. Иногда FOD приводит к полному разрушению двигателя.

Основная задача состоит в предотвращении FOD. Некоторые двигатели могут создавать вихревой поток воздуха между землей и впускной секцией в двигатель. На такие двигатели устанавливается вихревой рассеиватель. Кроме рассеивателя могут испозоваться экраны и/или отражатели. Предполетная проверка самолета включает в себя также проверку двигателя на предмет повреждений внешними предметами.

Due to the design and function of a turbine engineís air inlet, the possibility of ingestion of debris always exists. This causes significant damage, particularly to the compressor and turbine sections. When ingestion of debris occurs, it is called foreign object damage (FOD). Typical FOD consists of small nicks and dents caused by ingestion of small objects from the ramp, taxiway, or runway, but FOD damage caused by bird strikes or ice ingestion also occur. Sometimes FOD results in total destruction of an engine.

Prevention of FOD is a high priority. Some engine inlets have a tendency to form a vortex between the ground and the inlet during ground operations. A vortex dissipater may be installed on these engines. Other devices, such as screens and/or deflectors, may also be utilized. Preflight procedures include a visual inspection for any sign of FOD.

Эксплуатация турбинных двигателей

Turbine Engine Operational Considerations

Огромное разнообразие турбинных двигателей делает непрактичным описание какой-либо конкретной процедуры, но есть общие, характерные для всех турбинных двигателей принципы эксплуатации. Таковыми являются ограничения температуры двигателя, повреждение посторонним предметом, запуск горячего двигателя, срыв потока с лопаток компрессора и срыв пламени.

The great variety of turbine engines makes it impractical to cover specific operational procedures, but there are certain operational considerations common to all turbine engines. They are engine temperature limits, foreign object damage, hot start, compressor stall, and flameout.

Ограничение температуры двигателя

Engine Temperature Limitations

Наиболее высокая температура в любом турбинном двигателе достигается на входе турбины. Поэтому температура на входе турбины является ограничивающим фактором при эксплуатации двигателя.

The highest temperature in any turbine engine occurs at the turbine inlet. Turbine inlet temperature is therefore usually the limiting factor in turbine engine operation.

Изменение тяги

Thrust Variations

Тяга турбинного двигателя прямо пропорционально плотности воздуха. Если плотность воздуха уменьшается, то и тяга также снизится. Кроме того, увеличение температуры воздуха приводит к уменьшению его плотности, соответственно и увеличение температуры воздуха также приведет к уменьшения силы тяги. Выходная мощность и турбинного и поршневого двигателя зависят в некоторой степени и от относительной влжности воздуха, но при этом турбинные двигатели имеют незначительную потерю мощности, при высокой влажности, в то время как поршневые двигатели имеют довольно существенную потерю эффективной мощности.

Turbine engine thrust varies directly with air density. As air density decreases, so does thrust. Additionally, because air density decreases with an increase in temperature, increased temperatures will also result in decreased thrust. While both turbine and reciprocating powered engines are affected to some degree by high relative humidity, turbine engines will experience a negligible loss of thrust, while reciprocating engines a significant loss of brake horsepower.

Повреждение посторонним предметом

Foreign Object Damage (FOD)

Всегда существует вероятность повреждения турбинного двигателя внешними предметами в силу его конструктивных и функциональных особенностей. Это может привести к серьезной поломке, особенно компрессора или турбинны. Повреждением посторонним предметом (Foreign Object Damage, FOD) называется ситуация, когда происходит засасывание двигателем грязи. Обычно при повреждения внешними предметами в двигателе остаются маленькие трещины и вмятины, вызванные всасыванием двигателем мелких предметов с места стоянки, рулёжной дорожки или ВПП, но еще больший ущерб наносит столкновения со стаей птиц или засасывание двигателем льда. Иногда FOD приводит к полному разрушению двигателя.

Основная задача состоит в предотвращении FOD. Некоторые двигатели могут создавать вихревой поток воздуха между землей и впускной секцией в двигатель. На такие двигатели устанавливается вихревой рассеиватель. Кроме рассеивателя могут испозоваться экраны и/или отражатели. Предполетная проверка самолета включает в себя также проверку двигателя на предмет повреждений внешними предметами.

Due to the design and function of a turbine engineís air inlet, the possibility of ingestion of debris always exists. This causes significant damage, particularly to the compressor and turbine sections. When ingestion of debris occurs, it is called foreign object damage (FOD). Typical FOD consists of small nicks and dents caused by ingestion of small objects from the ramp, taxiway, or runway, but FOD damage caused by bird strikes or ice ingestion also occur. Sometimes FOD results in total destruction of an engine.

Prevention of FOD is a high priority. Some engine inlets have a tendency to form a vortex between the ground and the inlet during ground operations. A vortex dissipater may be installed on these engines. Other devices, such as screens and/or deflectors, may also be utilized. Preflight procedures include a visual inspection for any sign of FOD.

Запуск двигателя с забросом температуры и запуск горячего двигателя

Turbine Engine Hot/Hung Start

Если температура выхлопных газов превышает безопасный предел для самолета, то имеет место запуск двигателя с забросом температуры (выше допустимой). Он может быть вызван слишком большим количеством топлива, попадающего в камеру сгорания или недостаточной скоростью вращения турбины. Всегда, когда запуск двигателя происходит с забросом температуры необходимо обратиться к РЛЭ/СРП или соответствующему руководству по эксплуатации для проведения требуемого осмотра.

Если двигатель не в состоянии ускориться до требуемой скорости после старта или не набирает оборотов холостого хода, то имеет место ложный запуск. Он может быть вызван  из-за недостатка энергии стартера или сбоем в системе контроля топлива.

When the EGT exceeds the safe limit of an aircraft, it experiences a ìhot start.î It is caused by too much fuel entering the combustion chamber, or insufficient turbine rpm. Any time an engine has a hot start, refer to the AFM/ POH or an appropriate maintenance manual for inspection requirements.

If the engine fails to accelerate to the proper speed after ignition or does not accelerate to idle rpm, a hung or false start has occurred. A hung start may be caused by an insufficient starting power source or fuel control malfunction.

Срыв потока компрессора

Compressor Stalls

Лопасти компрессора – маленькие крылья, на которые действуют те же аэродинамические законы, которые применимы к любому крылу. Лопасти компрессора установлены под определенным углом атаки, который определяется скоростью входного потока воздуха, и скоростью вращения самого компрессора. Эти два вектора в сумме формируют итоговый вектор воздушного потока, который определяет фактический угол атаки лопасти компрессора.

Помпаж – отсутствие равноесия между величиной вектора входной скорости воздушного потока и вектора скорости вращения компрессора. Помпаж возникает, когда фактический угол атаки лопастей превышает критический. В этот момент ровный поток воздуха прерываетсяи создается турбулентные вихри с колебаниями давления, возникает срыв потока воздуха. Он препядствует нормальному потоку воздуха, замедляет, останавливает его, а иногда возникает и противоток. [Рисунок 6-28]

Рисунок 6-28. Сравнение нормального потока воздуха в секцию компрессора и потока под углом.

Помпаж компрессора может быть неустойчивым и прерывистым или стабильным и сильным. Признаком временного/прерывистого срыва потока обычно является прерывистый "удар", поскольку имеет место обратный выброс пламени и обратный ток воздуха. Если срыв потока развивается и становится постоянным, то может возникнуть сильная вибрация и громкий рев из-за непрерывного обратного потока воздуха. Зачатую датчики на приборной панели в кабине экипажа не показывают малый и разовый срыв, но развивающийся срыв потока по ним можно отследить. Типичные признаки развивающегося срыва – колебания оборотов двигателя и увеличение температуры выхлопных газов. Большинство разовых и срывов потока безвредны для двигателя и часто это явление самоисправляется. Вероятность серьезного повреждения двигателя из-за при устойчивом срыве потока компрессора крайне высока. Восстановление режима работы двигателя должно быть достигнуто быстрым снижением мощности, уменьшением угола атаки самолета и увеличением скорости полёта.

Хотя все газотурбинные двигатели подвержены срыву потока компрессора, у большинства моделей есть системы, предотвращающие их. Некоторые системы использует поворотные лопатки входного направляющего аппарата, ВНА (variable inlet guide vane, VIGV) и переменные лопатки статора, которые направляют поступающий воздух на лопатки ротора под необходимым углом. Чтобы предотвратить срыв потока воздуха, управляйте самолетом в пределах параметров, установленных изготовителем. Если срыв потока компрессора продолжает развиваться, необходимо следовать процедурам, рекомендуемыми в РЛЭ/СРП.

Compressor blades are small airfoils and are subject to the same aerodynamic principles that apply to any airfoil. A compressor blade has an angle of attack which is a result of inlet air velocity and the compressorís rotational velocity. These two forces combine to form a vector, which defines the airfoilís actual angle of attack to the approaching inlet air.

A compressor stall is an imbalance between the two vector quantities, inlet velocity and compressor rotational speed. Compressor stalls occur when the compressor bladesí angle of attack exceeds the critical angle of attack. At this point, smooth airflow is interrupted and turbulence is created with pressure fluctuations. Compressor stalls cause air flowing in the compressor to slow down and stagnate, sometimes reversing direction. [Figure 6-28]

Figure 6-28. Comparison of normal and distorted airflow into the compressor section.

Compressor stalls can be transient and intermittent or steady and severe. Indications of a transient/intermittent stall are usually an intermittent ìbangî as backfire and flow reversal take place. If the stall develops and becomes steady, strong vibration and a loud roar may develop from the continuous flow reversal. Often, the flight deck gauges do not show a mild or transient stall, but they do indicate a developed stall. Typical instrument indications include fluctuations in rpm and an increase in exhaust gas temperature. Most transient stalls are not harmful to the engine and often correct themselves after one or two pulsations. The possibility of severe engine damage from a steady state stall is immediate. Recovery must be accomplished by quickly reducing power, decreasing the aircraftís angle of attack, and increasing airspeed.

Although all gas turbine engines are subject to compressor stalls, most models have systems that inhibit them. One system uses a variable inlet guide vane (VIGV) and variable stator vanes, which direct the incoming air into the rotor blades at an appropriate angle. To prevent air pressure stalls, operate the aircraft within the parameters established by the manufacturer. If a compressor stall does develop, follow the procedures recommended in the AFM/POH.

Срыв пламени

Flameout

Срыв пламени происходит при работе газотурбинного двигателя, когда пламя двигателя самопроизвольно гаснет. Это может произойти, при условии попадания в камеру сгорания чрезмерно обогащенной рабочей смеси. Такое явление называется срывом пламени при обогащенной смеси. Оно является результатом быстрого ускорения вращения двигателя, при котором чрезмерно обогащенная смесь заставляет температуру топлива понижаться ниже температуры воспламенения. Кроме того, оно может также возникнуть в результате недостаточного потока воздуха, необходимого для горения.

Более распространено затухание, возникающее в результате низкого давления топлива и малых частот вращения двигателя, которые как правило имеют место при полете на высоте. Такая же ситуация может произойти и при сбросе газа во время снижения, это спровоцирует срыв пламени при обедненной смеси. Обедненная рабочая смесь может легко заставить двигатель заглохнуть, даже при нормальном потоке воздуха через двигатель.

Любое прерывание топливоснабжения может привести к срыву пламени. Это может произойти из-за длительного нетипичного положения самолета в воздухе, работающей со сбоями топливной системы, турбулентности, обледенения или при полном исчерпании топлива.

Признаки затухания пламени обычно те же, что и при отказе двигателя. Если затухание происходит из-за временной причины дисбаланса между потоком топлива и частотой вращения двигателя, то, как только эта причина будет устранена, можно предпринять запуск двигателя в воздухе. В любом случае пилоты должны придпринять меры соответствующей такой чрезвычайной ситуации, обозначенные в РЛЭ. В основном эти меры содержат рекомендации относительно высоты и скорости полёта, при которых с бОльшей вероятностью запуск двигателя в воздухе будет успешен.

A flameout occurs in the operation of a gas turbine engine in which the fire in the engine unintentionally goes out. If the rich limit of the fuel/air ratio is exceeded in the combustion chamber, the flame will blow out. This condition is often referred to as a rich flameout. It generally results from very fast engine acceleration, in which an overly rich mixture causes the fuel temperature to drop below the combustio temperature. It may also be caused by insufficient airflow to support combustion.

A more common flameout occurrence is due to low fuel pressure and low engine speeds, which typically are associated with high-altitude flight. This situation may also occur with the engine throttled back during a descent, which can set up the lean-condition flameout. A weak mixture can easily cause the flame to die out, even with a normal airflow through the engine.

Any interruption of the fuel supply can result in a flameout. This may be due to prolonged unusual attitudes, a malfunctioning fuel control system, turbulence, icing or running out of fuel.

Symptoms of a flameout normally are the same as those following an engine failure. If the flameout is due to a transitory condition, such as an imbalance between fuel flow and engine speed, an airstart may be attempted once the condition is corrected. In any case, pilots must follow the applicable emergency procedures outlined in the AFM/ POH. Generally these procedures contain recommendations concerning altitude and airspeed where the airstart is most likely to be successful.

Измеритель крутящего момента

Torquemeter

Выходная мощность ТВД или ТВаД двигателя измеряется датчиком крутящего момента. Крутящий момент – сила вращения приложенная для вращения вала. Измеритель крутящего момента предоставляет информацию величине крутящего момента на валу. Турбовинтовой и турбовальный двигатель разработаны для того, чтобы передавать крутящий момент винту или другому потребителю. Прибор показаний крутящего момента калибруется в процентных пунктах, футофунтах или фунтах на квадраный дюйм (psi).

Turboprop/turboshaft engine power output is measured by the torquemeter. Torque is a twisting force applied to a shaft. The torquemeter measures power applied to the shaft. Turboprop and turboshaft engines are designed to produce torque for driving a propeller. Torquemeters are calibrated in percentage units, foot-pounds, or psi.

Турбовентиляторный двигатель

Turbofan

Турбовентиляторные двигатели сочетают в себе положительные качества турбореактивного и турбовинтового двигателя. Турбовентиляторные двигатели создают дополнительную тягу за счет вторичного потока воздуха, который проходит по второму контуру вокруг камеры сгорания. Вторичный поток производит дополнительную тягу, охлаждает двигатель и помогает в подавлении шума выхлопа. Это обеспечивает крейсерские скорости полета, аналогичные турбореактивному типу двигателя, и при этом обеспечивает низкий расход топлива.

Входной воздух, который проходит через двигатель, обычно делится на два отдельных потока воздуха. Один поток проходит через внутренний контур, а второй поток проходит через внешний контур. Именно этот обходной поток воздуха ответственен за термин, "степень двухконтурности". Степень двухконтурности – это отношение объема воздуха, прошедшего через вентилятор двигателя к объему воздуха прошедшего через внутренний контур. [Рисунок 6-25]

Рисунок 6-24. Турбовентиляторный двигатель.

Turbofans were developed to combine some of the best features of the turbojet and the turboprop. Turbofan engines are designed to create additional thrust by diverting a secondary airflow around the combustion chamber. The turbofan bypass air generates increased thrust, cools the engine, and aids in exhaust noise suppression. This provides turbojet-type cruise speed and lower fuel consumption.

The inlet air that passes through a turbofan engine is usually divided into two separate streams of air. One stream passes through the engine core, while a second stream bypasses the engine core. It is this bypass stream of air that is responsible for the term “bypass engine.” A turbofan’s bypass ratio refers to the ratio of the mass airflow that passes through the fan divided by the mass airflow that passes through the engine core. [Figure 6-25]

Figure 6-25. Turbofan engine.

Сравнение рабочих характеристик

Performance Comparison

Сравнение рабочих характеристик поршневой силовой установки и различных типов турбинных двигателей вполне возможны. Чтобы сравнение было более точным, будем сравнивать величину тяговой мощности у поршневого двигателя (а не мощность измеряемую на валу), с величиной результатирующей тяги турбинного двигателя. Кроме того, при сравнении, характеристики конструкции самолета и его размер должны быть приблизительно одинаковы. При сравнении рабочих характеристик будем использовать следующие определения:

Снимаемая мощность (Brake horsepower, BHP) – измеренная мощность, поставляемая на ведомый вал. Снимаемая мощность – фактическая мощность годная для применения.

Результирующая тяга – тяга производимая турбореактивным или турбовентиляторным двигателем.

Тяговая мощность (Thrust horsepower, THP) – мощностное выражение тяги, развиваемой турбореактивным или турбовентиляторным двигателем.

Эквивалентная мощность на валу (Equivalent shaft horsepower, ESHP) – применительно к турбовинтовым двигателям, сумма мощности на валу (shaft horsepower, SHP) поставляемой к винту плюс тяговая мощность, создаваемая выхлопными газами.

Рисунок 6-29 показывает сравнение результатирующей тяги четырех типов двигателей при увеличении скорости полета. Эта картинка дает лишь общее сравнение двигателей, без учета характеристик конкретной модели. Сравниваются следующее четыре типа двигателей:

  • Поршневая силовая установка
  • Турбинный, в комбинации с винтом (турбовинтовой двигатель)
  • Турбинный, объединенный с вентилятором (турбовентиляторный двигатель)
  • Турбореактивный двигатель (реактивный)

Рисунок 6-29. Результирующая тяга двигателя в зависимости от скорости самолета и сопротивления. Точки от А до F объясняются далее по тексту.

Рисуя характеристическую кривую можно показать как меняется максимальная скорость самолета в зависимости от типа установленного двигателя. Так как данный график отражает только качественное сравнение, он не содержит конкретных чисел по осям.

Такое сравнение четырех силовых установок на основе результирующей тяги дает более прозрачное предствление возможностей каждого двигателя. В диапазоне скоростей, слева от линии A, поршневая силовая установка превосходит другие три типа по скоростным и динамическим характеристикам. Турбовинтовой двигатель превосходит турбовентиляторный двигатель по скоростным и динамическим характеристикам в диапазоне левее линии C. Турбовентиляторный двигатель превосходит турбореактивный двигатель по скоростным и динамическим характеристикам в диапазоне левее от линии F. Турбовентиляторный двигатель превосходит поршневую силовую установку по скоростным и динамическим характеристикам правее линии B и турбовинтовой двигатель правее линии C. Турбореактивный двигатель превосходит поршневой по скоростным и динамическим характеристикам правее линии D, турбовинтовой двигатель правее линии E и турбовентиляторный справа от линии F.

Точки, где кривая силы сопростивления самолета пересекает кривые результирующей тяги, являются точками максимальных скоростей самолета. Вертикальные линии из каждой такой точки до пересечения с осью скорости говорят о том, что турбореактивный самолет будет иметь большую максимальную скорость, чем самолет, оборудованный другими типами двигателей. Самолет, оборудованный турбовентиляторным двигателем, будет иметь большую максимальную скорость, чем оборудованный турбовинтовым или поршневым двигателем самолет.

It is possible to compare the performance of a reciprocating powerplant and different types of turbine engines. For the comparison to be accurate, thrust horsepower (usable horsepower) for the reciprocating powerplant must be used rather than brake horsepower, and net thrust must be used for the turbine-powered engines. In addition, aircraft design configuration and size must be approximately the same. When comparing performance, the following definitions are useful:

Brake horsepower (BHP)óthe horsepower actually delivered to the output shaft. Brake horsepower is the actual usable horsepower.

Net thrustóthe thrust produced by a turbojet or turbofan engine.

Thrust horsepower (THP) the horsepower equivalent of the thrust produced by a turbojet or turbofan engine.

Equivalent shaft horsepower (ESHP) with respect to turboprop engines, the sum of the shaft horsepower (SHP) delivered to the propeller and THP produced by the exhaust gases.

Figure 6-29 shows how four types of engines compare in net thrust as airspeed is increased. This figure is for explanatory purposes only and is not for specific models of engines. The following are the four types of engines:

  • Reciprocating powerplant
  • Turbine, propeller combination (turboprop)
  • Turbine engine incorporating a fan (turbofan)
  • Turbojet (pure jet)

Figure 6-29. Engine net thrust versus aircraft speed and drag. Points A through F  are explained in the text below.

By plotting the performance curve for each engine, a comparison can be made of maximum aircraft speed variation with the type of engine used. Since the graph is only a means of comparison, numerical values for net thrust, aircraft speed, and drag are not included.

Comparison of the four powerplants on the basis of net thrust makes certain performance capabilities evident. In the speed range shown to the left of line A, the reciprocating powerplant outperforms the other three types. The turboprop outperforms the turbofan in the range to the left of line C. The turbofan engine outperforms the turbojet in the range to the left of line F. The turbofan engine outperforms the reciprocating powerplant to the right of line B and the turboprop to the right of line C. The turbojet outperforms the reciprocating powerplant to the right of line D, the turboprop to the right of line E, and the turbofan to the right of line F.

The points where the aircraft drag curve intersects the net thrust curves are the maximum aircraft speeds. The vertical lines from each of the points to the baseline of the graph indicate that the turbojet aircraft can attain a higher maximum speed than aircraft equipped with the other types of engines. Aircraft equipped with the turbofan engine will attain a higher maximum speed than aircraft equipped with a turboprop or reciprocating powerplant.

Запуск двигателя с забросом температуры и запуск горячего двигателя

Turbine Engine Hot/Hung Start

Если температура выхлопных газов превышает безопасный предел для самолета, то имеет место запуск двигателя с забросом температуры (выше допустимой). Он может быть вызван слишком большим количеством топлива, попадающего в камеру сгорания или недостаточной скоростью вращения турбины. Всегда, когда запуск двигателя происходит с забросом температуры необходимо обратиться к РЛЭ/СРП или соответствующему руководству по эксплуатации для проведения требуемого осмотра.

Если двигатель не в состоянии ускориться до требуемой скорости после старта или не набирает оборотов холостого хода, то имеет место ложный запуск. Он может быть вызван  из-за недостатка энергии стартера или сбоем в системе контроля топлива.

When the EGT exceeds the safe limit of an aircraft, it experiences a ìhot start.î It is caused by too much fuel entering the combustion chamber, or insufficient turbine rpm. Any time an engine has a hot start, refer to the AFM/ POH or an appropriate maintenance manual for inspection requirements.

If the engine fails to accelerate to the proper speed after ignition or does not accelerate to idle rpm, a hung or false start has occurred. A hung start may be caused by an insufficient starting power source or fuel control malfunction.

Индикатор N1

N1 Indicator

N1 показывает скорость вращения компрессора низкого давления и представлен на индикаторе как процент от номинальной частоты вращения. После запуска двигателя скорость вращения компрессора низкого давления управляет рабочее колесо турбины N1. Турбинное колесо N1 связано с компрессором низкого давления через концентрический вал.

N1 represents the rotational speed of the low pressure compressor and is presented on the indicator as a percentage of design rpm. After start the speed of the low pressure compressor is governed by the N1 turbine wheel. The N1 turbine wheel is connected to the low pressure compressor through a concentric shaft.

Турбовальный двигатель (ТВаД)

Turboshaft

Четвертый основной тип реактивного двигателя – турбовальный. [Рисунок 6-26], В этом типе даигателя вся мощность через вал передается потребителю (не винту). Самое большое различие между турбореактивным и турбовальным двигателем – на турбовальном двигателе, большая часть энергии, произведенной расширяющимися газами, используется, чтобы вращать турбину, а не производить тягу. Большинство вертолетов используют турбовальный газотурбинный двигатель. Кроме того, турбовальные двигатели широко используются в генераторах вспомогательных источников питания на больших самолетах.

Рисунок 6-26. Туровальный двигатель.

The fourth common type of jet engine is the turboshaft. [Figure 6-26] It delivers power to a shaft that drives something other than a propeller. The biggest difference between a turbojet and turboshaft engine is that on a turboshaft engine, most of the energy produced by the expanding gases is used to drive a turbine rather than produce thrust. Many helicopters use a turboshaft gas turbine engine. In addition, turboshaft engines are widely used as auxiliary power units on large aircraft.

Figure 6-26. Turboshaft engine.

Срыв потока компрессора

Compressor Stalls

Лопасти компрессора – маленькие крылья, на которые действуют те же аэродинамические законы, которые применимы к любому крылу. Лопасти компрессора установлены под определенным углом атаки, который определяется скоростью входного потока воздуха, и скоростью вращения самого компрессора. Эти два вектора в сумме формируют итоговый вектор воздушного потока, который определяет фактический угол атаки лопасти компрессора.

Помпаж – отсутствие равноесия между величиной вектора входной скорости воздушного потока и вектора скорости вращения компрессора. Помпаж возникает, когда фактический угол атаки лопастей превышает критический. В этот момент ровный поток воздуха прерываетсяи создается турбулентные вихри с колебаниями давления, возникает срыв потока воздуха. Он препядствует нормальному потоку воздуха, замедляет, останавливает его, а иногда возникает и противоток. [Рисунок 6-28]

Рисунок 6-28. Сравнение нормального потока воздуха в секцию компрессора и потока под углом.

Помпаж компрессора может быть неустойчивым и прерывистым или стабильным и сильным. Признаком временного/прерывистого срыва потока обычно является прерывистый "удар", поскольку имеет место обратный выброс пламени и обратный ток воздуха. Если срыв потока развивается и становится постоянным, то может возникнуть сильная вибрация и громкий рев из-за непрерывного обратного потока воздуха. Зачатую датчики на приборной панели в кабине экипажа не показывают малый и разовый срыв, но развивающийся срыв потока по ним можно отследить. Типичные признаки развивающегося срыва – колебания оборотов двигателя и увеличение температуры выхлопных газов. Большинство разовых и срывов потока безвредны для двигателя и часто это явление самоисправляется. Вероятность серьезного повреждения двигателя из-за при устойчивом срыве потока компрессора крайне высока. Восстановление режима работы двигателя должно быть достигнуто быстрым снижением мощности, уменьшением угола атаки самолета и увеличением скорости полёта.

Хотя все газотурбинные двигатели подвержены срыву потока компрессора, у большинства моделей есть системы, предотвращающие их. Некоторые системы использует поворотные лопатки входного направляющего аппарата, ВНА (variable inlet guide vane, VIGV) и переменные лопатки статора, которые направляют поступающий воздух на лопатки ротора под необходимым углом. Чтобы предотвратить срыв потока воздуха, управляйте самолетом в пределах параметров, установленных изготовителем. Если срыв потока компрессора продолжает развиваться, необходимо следовать процедурам, рекомендуемыми в РЛЭ/СРП.

Compressor blades are small airfoils and are subject to the same aerodynamic principles that apply to any airfoil. A compressor blade has an angle of attack which is a result of inlet air velocity and the compressorís rotational velocity. These two forces combine to form a vector, which defines the airfoilís actual angle of attack to the approaching inlet air.

A compressor stall is an imbalance between the two vector quantities, inlet velocity and compressor rotational speed. Compressor stalls occur when the compressor bladesí angle of attack exceeds the critical angle of attack. At this point, smooth airflow is interrupted and turbulence is created with pressure fluctuations. Compressor stalls cause air flowing in the compressor to slow down and stagnate, sometimes reversing direction. [Figure 6-28]

Figure 6-28. Comparison of normal and distorted airflow into the compressor section.

Compressor stalls can be transient and intermittent or steady and severe. Indications of a transient/intermittent stall are usually an intermittent ìbangî as backfire and flow reversal take place. If the stall develops and becomes steady, strong vibration and a loud roar may develop from the continuous flow reversal. Often, the flight deck gauges do not show a mild or transient stall, but they do indicate a developed stall. Typical instrument indications include fluctuations in rpm and an increase in exhaust gas temperature. Most transient stalls are not harmful to the engine and often correct themselves after one or two pulsations. The possibility of severe engine damage from a steady state stall is immediate. Recovery must be accomplished by quickly reducing power, decreasing the aircraftís angle of attack, and increasing airspeed.

Although all gas turbine engines are subject to compressor stalls, most models have systems that inhibit them. One system uses a variable inlet guide vane (VIGV) and variable stator vanes, which direct the incoming air into the rotor blades at an appropriate angle. To prevent air pressure stalls, operate the aircraft within the parameters established by the manufacturer. If a compressor stall does develop, follow the procedures recommended in the AFM/POH.

Индикатор N2

N2 Indicator

N2 представляет скорость вращения компрессора высокого давления и представлен на индикаторе как процент от номинальной частоты вращения. Компрессором высокого давления управляет турбинное колесо N2. Турбинное колесо N2 связано с компрессором высокого давления через концентрический вал. [Рисунок 6-27]

Рисунок 6-27. Двухкаскадный осевой компрессор.

N2 represents the rotational speed of the high pressure compressor and is presented on the indicator as a percentage of design rpm. The high pressure compressor is governed by the N2 turbine wheel. The N2 turbine wheel is connected to the high pressure compressor through a concentric shaft. [Figure 6-27]

Figure 6-27. Dual-spool axial-flow compressor.

Срыв пламени

Flameout

Срыв пламени происходит при работе газотурбинного двигателя, когда пламя двигателя самопроизвольно гаснет. Это может произойти, при условии попадания в камеру сгорания чрезмерно обогащенной рабочей смеси. Такое явление называется срывом пламени при обогащенной смеси. Оно является результатом быстрого ускорения вращения двигателя, при котором чрезмерно обогащенная смесь заставляет температуру топлива понижаться ниже температуры воспламенения. Кроме того, оно может также возникнуть в результате недостаточного потока воздуха, необходимого для горения.

Более распространено затухание, возникающее в результате низкого давления топлива и малых частот вращения двигателя, которые как правило имеют место при полете на высоте. Такая же ситуация может произойти и при сбросе газа во время снижения, это спровоцирует срыв пламени при обедненной смеси. Обедненная рабочая смесь может легко заставить двигатель заглохнуть, даже при нормальном потоке воздуха через двигатель.

Любое прерывание топливоснабжения может привести к срыву пламени. Это может произойти из-за длительного нетипичного положения самолета в воздухе, работающей со сбоями топливной системы, турбулентности, обледенения или при полном исчерпании топлива.

Признаки затухания пламени обычно те же, что и при отказе двигателя. Если затухание происходит из-за временной причины дисбаланса между потоком топлива и частотой вращения двигателя, то, как только эта причина будет устранена, можно предпринять запуск двигателя в воздухе. В любом случае пилоты должны придпринять меры соответствующей такой чрезвычайной ситуации, обозначенные в РЛЭ. В основном эти меры содержат рекомендации относительно высоты и скорости полёта, при которых с бОльшей вероятностью запуск двигателя в воздухе будет успешен.

A flameout occurs in the operation of a gas turbine engine in which the fire in the engine unintentionally goes out. If the rich limit of the fuel/air ratio is exceeded in the combustion chamber, the flame will blow out. This condition is often referred to as a rich flameout. It generally results from very fast engine acceleration, in which an overly rich mixture causes the fuel temperature to drop below the combustio temperature. It may also be caused by insufficient airflow to support combustion.

A more common flameout occurrence is due to low fuel pressure and low engine speeds, which typically are associated with high-altitude flight. This situation may also occur with the engine throttled back during a descent, which can set up the lean-condition flameout. A weak mixture can easily cause the flame to die out, even with a normal airflow through the engine.

Any interruption of the fuel supply can result in a flameout. This may be due to prolonged unusual attitudes, a malfunctioning fuel control system, turbulence, icing or running out of fuel.

Symptoms of a flameout normally are the same as those following an engine failure. If the flameout is due to a transitory condition, such as an imbalance between fuel flow and engine speed, an airstart may be attempted once the condition is corrected. In any case, pilots must follow the applicable emergency procedures outlined in the AFM/ POH. Generally these procedures contain recommendations concerning altitude and airspeed where the airstart is most likely to be successful.

Внутрикорпусные системы

Airframe Systems

Внутрикорпусными системами самолета являются топливная, электрическая, гидравлическая, и кислородная система.

Fuel, electrical, hydraulic, and oxygen systems make up the airframe systems.

Топливные системы

Fuel Systems

Топливная система разработана для того, чтобы обеспечить непрерывный поток чистого топлива из топливных баков к двигателю. Топливо должно поступать в двигатель при любых режимах работы двигателя, на любой высоте, во всех положениях самолета, и во время всех одобренных маневров полета. Существуют две основные классификации топливных систем, относящихся к маленьким самолетам: самотечная система подачи топлива и подача топлива насосом.

The fuel system is designed to provide an uninterrupted flow of clean fuel from the fuel tanks to the engine. The fuel must be available to the engine under all conditions of engine power, altitude, attitude, and during all approved flight maneuvers. Two common classifications apply to fuel systems in small aircraft: gravity-feed and fuel-pump systems.

Загрязнение топлива

Fuel Contamination

Несчастные случаи, связанные с неисправности силовой установки из-за загрязнения топлива часто имеют первопричиной:

  • Несоответствующий предполетный осмотр пилотом.
  • Заправка самолета ненадлежащим образом отфильтрованным топливом из маленьких резервуаров или бочек.
  • Хранение самолета с частично заполненными топливными баками.
  • Отсутствие надлежащего обслуживания.

Топливо должно сливаться из клапана быстрого слива из отстойника и из каждого поддона топливного бака в прозрачный контейнер, и затем проверяться на наличие грязи и воды. Когда вы сливаете топливо из сетчатого фильтра вода находящаяся в топливном баке может не проявиться до тех пор пока не будет слито все топливо из топливопроводов приводящих к топливному фильтру. Это указывает, что вода остается в резервуаре и не вызывает топливо из топливопроводов, приводящих к топливному сетчатому фильтру. Поэтому, сливайте достаточное количество топлива из сетчатого фильтра, чтобы быть удостовериться, что топливо сливается из бака. Количество сливаемого топлива будет зависеть от длины топливопровода от бака до дренажа сетчатого фильтра. Если вода или другие загрязнители найдены в первом образце слива, необходимо продолжить слив топлива до тех пор пока образцы не станут чистыми.

Вода может также остаться в топливных баках и после того, как слив из топливного сетчатого фильтра стал чистым. Такая остаточная вода может быть удалена только путем слива топлива из сливного клапана отстойника топливного бака.

Вода является основным загрязнителем топлива. Взвесь капелек воды в топливе может быть определена по мутноватости топлива, или очевидным разделением прозрачной воды и цветного топлива после того как вода осела на дно топливного бака. В качестве меры безопасности, необходимо производить слив топлива из отстойников топливных баков при каждом предполетном осмотре.

Топливные баки следует наполненять после каждого полета или после последнего полета в течение дня, чтобы предотвратить образование конденсата внутри бака. Для предотвращения загрязнения топлива избегайте заправку горючего из канистр и бочек.

В отдалённых районах или в чрезвычайных ситуациях может не быть альтернативы кроме как дозаправка из источников с несоответствующими системами предохранения от загрязнения. В то время как замша и воронка могут быть единственными возможными средствами фильтрации топлива, их ипользование не безопасно. Помните, использование замши не гарантирует очистку топлива от загрязнений. Старая замша и новая но влажная не отфильтрует воду. Большинство искусственных замшевых тканей также не задержат воду.

Accidents attributed to powerplant failure from fuel contamination have often been traced to:

  • Inadequate preflight inspection by the pilot.
  • Servicing aircraft with improperly filtered fuel from small tanks or drums.
  • Storing aircraft with partially filled fuel tanks.
  • Lack of proper maintenance.

Fuel should be drained from the fuel strainer quick drain and from each fuel tank sump into a transparent container, and then checked for dirt and water. When the fuel strainer is being drained, water in the tank may not appear until all the fuel has been drained from the lines leading to the tank. This indicates that water remains in the tank, and is not forcing the fuel out of the fuel lines leading to the fuel strainer. Therefore, drain enough fuel from the fuel strainer to be certain that fuel is being drained from the tank. The amount will depend on the length of fuel line from the tank to the drain. If water or other contaminants are found in the first sample, drain further samples until no trace appears.

Water may also remain in the fuel tanks after the drainage from the fuel strainer has ceased to show any trace of water. This residual water can be removed only by draining the fuel tank sump drains.

Water is the principal fuel contaminant. Suspended water droplets in the fuel can be identified by a cloudy appearance of the fuel, or by the clear separation of water from the colored fuel, which occurs after the water has settled to the bottom of the tank. As a safety measure, the fuel sumps should be drained before every flight during the preflight inspection.

Fuel tanks should be filled after each flight or after the last flight of the day to prevent moisture condensation within the tank. To prevent fuel contamination, avoid refueling from cans and drums.

In remote areas or in emergency situations, there may be no alternative to refueling from sources with inadequate anti-contamination systems. While a chamois skin and funnel may be the only possible means of filtering fuel, using them is hazardous. Remember, the use of a chamois will not always ensure decontaminated fuel. Worn-out chamois will not filter water; neither will a new, clean chamois that is already water-wet or damp. Most imitation chamois skins will not filter water.

Самотечная система подачи топлива

Gravity-Feed System

Самотечная система использует силу тяжести, чтобы доставлять топливо из топливных баков к двигателю. Например, на самолетах с высоким расположением крыла, топливные баки устанавливаются в крыльях. При таком расположении топливные баки находятся выше карбюратора, и топливо подается к двигателю под действием силы тяжести. Если конструкция самолета такова, что сила тяжести не может быть использована для передачи топлива, то устанавливаются топливные насосы. Например, на самолетах с низким расположением крыла, топливные баки в крыльях располагаются ниже карбюратора [Рисунок 6-30].

The gravity-feed system utilizes the force of gravity to transfer the fuel from the tanks to the engine. For example, on high-wing airplanes, the fuel tanks are installed in the wings. This places the fuel tanks above the carburetor, and the fuel is gravity fed through the system and into the carburetor. If the design of the aircraft is such that gravity cannot be used to transfer fuel, fuel pumps are installed. For example, on low-wing airplanes, the fuel tanks in the wings are located below the carburetor. [Figure 6-30]

Подача топлива насосом

Fuel-Pump System

Самолеты с подачей горючего от насоса имеют два топливных насоса. Основной насос, приводимый в действие двигателем и вспомогательный, работающий от бортового питания, используемый для подачи топлива при запуске двигателя и в случае, когда основной насос выходит из строя. Вспомогательный насос, также известный как подкачивающий насос, обеспечивает дополнительную надежность топливной системе. Электрическим вспомогательным насосом управляет выключатель на приборной доске в кабине экипажа.

Рисунок 6-30. Самотечная система и система с топливным насосом.

Aircraft with fuel-pump systems have two fuel pumps. The main pump system is engine driven with an electrically driven auxiliary pump provided for use in engine starting and in the event the engine pump fails. The auxiliary pump, also known as a boost pump, provides added reliability to the fuel system. The electrically driven auxiliary pump is controlled by a switch in the flight deck.

Figure 6-30. Gravity-feed and fuel-pump systems.

Подкачка топлива (подсос)

Fuel Primer

И самотечная система, и система с топливным насосом могут иметь устройство подкачки топлива. Подкачка топлива используется, чтобы протянуть топливо из топливных баков, и подать его непосредственно в цилиндры до запуска двигателя. В холодную погоду, когда двигатель трудно запустить, помогает подкачка топлива, т.к. температуры воздуха недостаточно чтобы топливо само испарялось в карбюраторе. Важно зафиксировать рукоятку управления подкачкой, когда она не используется. Если рукоятка управления подсоса не зафиксирована, она может вибрировать во время полета, что может привести к созданию чрезмерно обогащенной рабочей смеси. Чтобы избежать чрезмерной подкачки топлива, ознакомьтесь с инструкцией по подкачке топлива.

Both gravity-feed and fuel-pump systems may incorporate a fuel primer into the system. The fuel primer is used to draw fuel from the tanks to vaporize fuel directly into the cylinders prior to starting the engine. During cold weather, when engines are difficult to start, the fuel primer helps because there is not enough heat available to vaporize the fuel in the carburetor. It is important to lock the primer in place when it is not in use. If the knob is free to move, it may vibrate out during flight and can cause an excessively rich mixture. To avoid overpriming, read the priming instructions for the aircraft.

Топливные баки

Fuel Tanks

Топливные баки, обычно располагаемые в крыльях самолета, имеют горловину, находящуюся на верхней части крыла, через которое они могут быть наполнены. Крышка заливной горловины используется для закрытия заправочного отверстия. Топливные резервуары имеют выход во внешнюю среду, для поддержания внутри атмосферного давления. С внешней средой баки могут быть соединены непосредственно через крышку заливной горловины или через трубку, проходящую через поверхность крыла. В топливных баках также имеется дренаж переполнения, который может располагаться как отдельно, так и в составе вышеописанного соединения с внешней средой. Дренаж позволяет топливу расширяться с увеличениями температуры без повреждения резервуара. Если резервуары были заполнены в жаркий день, то не стоит удивляться, если топливо будет вытекать из дренажного отверстия.

The fuel tanks, normally located inside the wings of an airplane, have a filler opening on top of the wing through which they can be filled. A filler cap covers this opening. The tanks are vented to the outside to maintain atmospheric pressure inside the tank. They may be vented through the filler cap or through a tube extending through the surface of the wing. Fuel tanks also include an overflow drain that may stand alone or be collocated with the fuel tank vent. This allows fuel to expand with increases in temperature without damage to the tank itself. If the tanks have been filled on a hot day, it is not unusual to see fuel coming from the overflow drain.

Топливомер

Fuel Gauges

Датчик уровня топлива указывают на количество топлива, измеренного чувствительным датчиком, в каждом топливном баке, размерность величины представлена в галлонах или фунтах. Правила сертификации самолета требуют точности в топливных расходомерах только около отметки "пусто". Любое другое значение должно быть проверено. Не полагайтесь исключительно на показания датчиков количества топлива. Всегда визуально проверяйте уровень топлива в каждом резервуаре во время предполетного осмотра, и сравните его с показанием прибора уровня топлива.

Если в топливной системе имеется топливный насос, то и датчик давления топлива также должен присутствовать. Этот датчик указывает на давление в топливопроводах. Нормальное значение рабочего давления может быть найдено в РЛЭ или на самом приборе исходя тз его цветографической схемы.

The fuel quantity gauges indicate the amount of fuel measured by a sensing unit in each fuel tank and is displayed in gallons or pounds. Aircraft certification rules require accuracy in fuel gauges only when they read ìempty.î Any reading other than ìemptyî should be verified. Do not depend solely on the accuracy of the fuel quantity gauges. Always visually check the fuel level in each tank during the preflight inspection, and then compare it with the corresponding fuel quantity indication.

If a fuel pump is installed in the fuel system, a fuel pressure gauge is also included. This gauge indicates the pressure in the fuel lines. The normal operating pressure can be found in the AFM/POH or on the gauge by color coding.

Переключатель топливных баков

Fuel Selectors

Переключатель клапана топлива позволяет выбрать подачу топлива из различных резервуаров. Обычно переключатель содержит четыре положения: ЛЕВЫЙ, ПРАВЫЙ, ОБА, и ВЫКЛЮЧЕНО. Выбор ЛЕВОГО или ПРАВОГО положения поставляет топливо только из соответствующего резервуара, а при установке переключателя в положение ОБА, топливо подается из обоих резервуаров. Положения ЛЕВОЕ или ПРАВОЕ может использоваться, чтобы уравновесить количество топлива, остающегося в каждом резервуаре в крыле. [Рисунок 6-31]

Рисунок 6-31. Клапан селектора баков.

Дополнительные таблички указывают на ограничения при использовании того или иного положения переключателя топливных баков, например “только горизонтальный полет” или "при взлете и посадке".

Независимо от положения переключателя, необходимо тщательно следить за уровнем топлива, чтобы не допустить полной выработки горючего. Опустевший топливный бак может привести не только к остановке двигателя, но и к неуравновешенности между топливными баками при длительном использовании только одного из них. Если оба топливных бака пусты, это может привести к попаданию воздуха в топливную систему и вызвать воздушную пробку, которая осложнит перезапуск двигателя. В инжекторных системах топливо становится настолько горячим, что оно испаряется в топливопроводе, не достигая цилиндров.

The fuel selector valve allows selection of fuel from various tanks. A common type of selector valve contains four positions: LEFT, RIGHT, BOTH, and OFF. Selecting the LEFT or RIGHT position allows fuel to feed only from that tank, while selecting the BOTH position feeds fuel from both tanks. The LEFT or RIGHT position may be used to balance the amount of fuel remaining in each wing tank. [Figure 6-31]

Figure 6-31. Fuel selector valve.

Fuel placards will show any limitations on fuel tank usage, such as ìlevel flight onlyî and/or ìbothî for landings and takeoffs.

Regardless of the type of fuel selector in use, fuel consumption should be monitored closely to ensure that a tank does not run completely out of fuel. Running a fuel tank dry will not only cause the engine to stop, but running for prolonged periods on one tank causes an unbalanced fuel load between tanks. Running a tank completely dry may allow air to enter the fuel system and cause vapor lock, which makes it difficult to restart the engine. On fuel-injected engines, the fuel becomes so hot it vaporizes in the fuel line, not allowing fuel to reach the cylinders.

Топливные сетчатые фильтры, отстойники топливных баков и дренажи

Fuel Strainers, Sumps, and Drains

Из топливного бака и прежде чем попасть в карбюратор, топливо проходит через сетчатый фильтр, который удаляет любую влагу и другие отложения в системе. Так как эти загрязнители более тяжелы чем авиационное топливо, они оседают в поддоне у основания сборки сетчатых фильтров. Сливной клапан отстойника топливного бака – нижняя точка в топливной системе и/или топливном баке. Топливная система может содержать отстойник, топливный сетчатый фильтр и сливы топлива из бака, которые могут быть объединены в единую сборку.

Топливный сетчатый фильтр должен быть очищен перед каждым полетом. Топливные образцы должны сливаться и проверяться визуально на наличие воды и загрязнителей.

Вода в отстойнике топливного бака опасна, потому что при холодной погоде она может замерзнуть и заблокировать топливопроводы. В теплую погоду она может попасть в карбюратор, что приведет к остановке двигателя. Если вода присутствует в отстойнике, то велика вероятность, что вода присутствует и в топливных баках, и топливо должно сливаться, до тех пор, пока вся вода не выйдет. Никогда не взлетайте, пока вся вода и загрязнители не будут удалены из топливной системы двигателя.

Из-за многообразия топливных систем вам следует полностью ознакомится конкретной с той системой самолета, на котором летаете вы. Обратитесь к РЛЭ для получения информации о вашей топливной системе.

After leaving the fuel tank and before it enters the carburetor, the fuel passes through a strainer which removes any moisture and other sediments in the system. Since these contaminants are heavier than aviation fuel, they settle in a sump at the bottom of the strainer assembly. A sump is a low point in a fuel system and/or fuel tank. The fuel system may contain sump, fuel strainer, and fuel tank drains, which may be collocated.

The fuel strainer should be drained before each flight. Fuel samples should be drained and checked visually for water and contaminants.

Water in the sump is hazardous because in cold weather the water can freeze and block fuel lines. In warm weather, it can flow into the carburetor and stop the engine. If water is present in the sump, more water in the fuel tanks is probable and they should be drained until there is no evidence of water. Never take off until all water and contaminants have been removed from the engine fuel system.

Because of the variation in fuel systems, become thoroughly familiar with the systems that apply to the aircraft being flown. Consult the AFM/POH for specific operating procedures

Тип топлива

Fuel Grades

Авиационный бензин (AVGAS) характеризуется октаном или октановым числом (сортом), который определяет антидетонационное свойство или устойчивость топливной смеси к детонации в цилиндре двигателя. Чем выше октановое число бензина, тем большее давление может выдержать топливная смесь не детонируя. Более низкие сорта топлива используются в двигателях с меньшей степенью сжатия, потому что такое топливо воспламеняется при более низкой температуре. Более высокие сорта используются в двигателях с высокой степенью сжатия, потому что они загораются при более высоких температурах, не допуская преждевременного воспламенения. Если надлежащий сорт топлива не доступен, используйте следующий сорт с более высоким октановым числом в качестве замены.

Никогда не используйте сорт ниже чем рекомендуемый. Это может повлечь увеличение температуры головки цилиндра и моторного масла, что может привести к взрыву.

Существует несколько типов авиационного бензина. Вы должны очень вимательно следить за правильностью сорта используемого бензина для вашего типа двигателя. В РЛЭ/СРП вы найдете информацию о сорте бензина для вашего типа двигателя, кроме того, эту же информацию вы можете найти на табличках приборной панели, и рядом с крышкой заливной горловины. Никогда не используйте автомобильный бензин для авиадвигателей, если самолет не был модифицирован с Supplemental Type Certificate (STC), выпущенным Федеральным Авиационным Агентством (FAA).

Сегодня авиационный бензин для поршневых двигателей различают по октановому числу с использованием аббревиатуры AVGAS. Такие самолеты используют AVGAS 80, 100, и 100LL. Сорт 100LL имеет то же октановое число что и сорт 100, а буквы LL указывают на низкое содержание свинца (low lead ). Топливо для самолета с реактивными двигателями классифицируется как JET A, JET A-1 и JET B. Реактивное топливо – это в основном керосин и оно имеет отличительный керосиновый запах. Так как использование правильного топлива очень важно, для упрощения идентификации различных типов существуют различные цветовые маркировки. [Рисунок 6-32]

Рисунок 6-32. Цветная маркировка авиационного топлива.

Помимо цветной маркировки самого топлива, цветом маркируется различное топливное оборудование аэропорта. Например, весь AVGAS маркируется названием, нанесенным белыми буквами на красном фоне. Реактивное топливо отмечается белыми буквами на черном фоне.

Aviation gasoline (AVGAS) is identified by an octane or performance number (grade), which designates the antiknock value or knock resistance of the fuel mixture in the engine cylinder. The higher the grade of gasoline, the more pressure the fuel can withstand without detonating. Lower grades of fuel are used in lower-compression engines because these fuels ignite at a lower temperature. Higher grades are used in higher-compression engines, because they ignite at higher temperatures, but not prematurely. If the proper grade of fuel is not available, use the next higher grade as a substitute.

Never use a grade lower than recommended. This can cause the cylinder head temperature and engine oil temperature to exceed their normal operating ranges, which may result in detonation.

Several grades of AVGAS are available. Care must be exercised to ensure that the correct aviation grade is being used for the specific type of engine. The proper fuel grade is stated in the AFM/POH, on placards in the flight deck, and next to the filler caps. Auto gas should NEVER be used in aircraft engines unless the aircraft has been modified with a Supplemental Type Certificate (STC) issued by the Federal Aviation Administration (FAA).

The current method identifies AVGAS for aircraft with reciprocating engines by the octane and performance number, along with the abbreviation AVGAS. These aircraft use AVGAS 80, 100, and 100LL. Although AVGAS 100LL performs the same as grade 100, the ìLLî indicates it has a low lead content. Fuel for aircraft with turbine engines is classified as JET A, JET A-1, and JET B. Jet fuel is basically kerosene and has a distinctive kerosene smell. Since use of the correct fuel is critical, dyes are added to help identify the type and grade of fuel. [Figure 6-32]

Figure 6-32. Aviation fuel color-coding system.

In addition to the color of the fuel itself, the color-coding system extends to decals and various airport fuel handling equipment. For example, all AVGAS is identified by name, using white letters on a red background. In contrast, turbine fuels are identified by white letters on a black background.

Заправка топлива

Refueling Procedures

Из-за трения воздуха о поверхность самолета во время полета и трения топлива, протекающего через шланг и заправочный пистолет во время заправки возникает статическое электричество. Нейлон, лавсан или шерстяная одежда особенно склонны к накоплению и разрядке статического электричество от человека к топливной горловине бака или заправочному пистолету. Для предовращения воспламенения паров топлива от искры статического электричества, необходимо соединить заземляющий провод с самолетом прежде чем будет открыта крышка топливного бака. Поскольку самолет и заправщик имеют различные электростатические заряды, очень важно соединить их друг с другом. При соединении их статический заряд уравнивается. Топливный пистолет заправляющего шланга должен быть соединен с самолетом прежде, чем начнется запрвка, а соединение должно оставаться в течение всего процесса заправки горючим. Когда для заправки используется автоцистерна, она должна быть заземлена до того, как ее топливный пистолет соприкоснется с самолетом.

Если необходима заправка топливом из бочки или канистры – очень важно надлежащим образом произвести заземление и взаимное соединение. Бочки должны быть помещены рядом с точками заземления и соединяться в следующей последовательности:

  1. Заземлить бочку.
  2. Заземлить самолет.
  3. Соединить бочку с самолетом или заправочный пистолет с самолетом до того, как будет открыта крышка топливного бака.

По окончании заправки отсоединение производится в обратном порядке.

Топливо, проходя через замшу накапливает заряд статического электричества, что увеличивает опасность возникновения искры. Самолет должен быть должным образом заземлен и заправочный пистолет, замшевый фильтр, и топливная воронка, должны быть соединены с самолетом. Если используется канистра, то она должна быть соединена с точкой заземления, или с топливной воронкой. Ни в коем случае не используйте пластиковые ведра или иные не проводящие ток контейнеры при заправке.

Static electricity is formed by the friction of air passing over the surfaces of an aircraft in flight and by the flow of fuel through the hose and nozzle during refueling. Nylon, Dacron, or wool clothing is especially prone to accumulate and discharge static electricity from the person to the funnel or nozzle. To guard against the possibility of static electricity igniting fuel fumes, a ground wire should be attached to the aircraft before the fuel cap is removed from the tank. Because both the aircraft and refueler have different static charges, bonding both components to each other is critical. By bonding both components to each other, the static differential charge is equalized. The refueling nozzle should be bonded to the aircraft before refueling begins and should remain bonded throughout the refueling process. When a fuel truck is used, it should be grounded prior to the fuel nozzle contacting the aircraft.

If fueling from drums or cans is necessary, proper bonding and grounding connections are important. Drums should be placed near grounding posts and the following sequence of connections observed:

  1. Drum to ground
  2. Ground to aircraft
  3. Bond drum to aircraft or nozzle to aircraft before the fuel cap is removed

When disconnecting, reverse the order

The passage of fuel through a chamois increases the charge of static electricity and the danger of sparks. The aircraft must be properly grounded and the nozzle, chamois filter, and funnel bonded to the aircraft. If a can is used, it should be connected to either the grounding post or the funnel. Under no circumstances should a plastic bucket or similar nonconductive container be used in this operation.

Электрическая система

Electrical System

Большинство самолетов оборудовано или 14- или 28-вольтовой электрической системой постоянного тока. В основном электрическая система самолета состоит из следующих компонентов:

  • Генератор переменного/постоянного тока
  • Аккумуляторная батарея
  • Главный выключатель питания
  • Выключатель генератора
  • Шина, плавкие предохранители и автоматы защиты цепи
  • Регулятор напряжения
  • Амперметр/индикатор напряжения
  • Электропроводка

Приводимые в действие двигателем генераторы переменного или постоянного тока поставляют электрический ток в электрическую систему. Они также поддерживают достаточную уровень электрического заряда в аккумуляторе. Электроэнергия, запасенная в аккумуляторе, используется для запуска двигателя и в качестве резервного ограниченного источника питания в случае, когда генератор выходит из строя.

Большинство генераторов постоянного тока не способны производить достаточный электрический ток на малых оборотах двигателя, для всей электрической системы. Во время действий при малых оборотах необходимо максимально сократить энергопотребление от аккумулятора, так как он может быстро разрядиться.

У генераторов переменного тока есть несколько преимуществ перед генераторами постоянного тока. Генераторы переменного тока производят достаточной силы ток, чтобы управлять всей электрической системой, даже при малых частотах вращения двигателя, за счет создания переменного тока, который затем преобразуется в постоянный. Электрический ток на выходе генератора переменного тока более постоянный в широком диапазоне скоростей вращения двигателя.

У некоторых самолетов есть розетки, к которым может быть подключен аэродромный пусковой агрегат (АПА), чтобы обеспечить электроэнергию для старта двигателя. АПА очень полезны, особенно для старта в холодную погоду. Следуйте за рекомендациями изготовителя для запуска двигателя, используя АПА.

Электрическая система включается или выключается главным выключателем. Включение главного выключателя обеспечивает электроэнергию всему электрооборудованию кроме системы зажигания. Оборудование, которое использует электричество в качестве источника энергии, включает:

  • Навигационные огни
  • Огни предупреждения столкновения
  • Посадочные огни
  • Рулежная фара
  • Внутреннее освещение кабины
  • Подсветка приборной панели
  • Радиоаппаратура
  • Указатель поворота
  • Топливные расходомеры
  • Электрический топливный насос
  • Система предупреждения сваливания
  • Обогрев приемника воздушного давления
  • Стартер двигателя

На многих самолетах устанавливаются выключатель аккумулятора, который управляет подачей тока в бортсеть самолета подобно главному выключателю. В дополнение к нему, устанавливается также выключатель альтернатора (генератора переменного тока), который позволяет пилоту отключать генератор от электрической системы в случае его неисправности. [Рисунок 6-33]

Рисунок 6-33. На этом главном выключателе левая половина для генератора переменного тока, и правильная половина для аккумулятора.

При отключении генератора на главном выключателе вся электрическая нагрузка ложится на аккумулятор. Все несущественное электрооборудование должно быть выключено, для экономии заряда аккумулятора.

Электрическая шина используется как плата с клеммами в электрической системе самолета, чтобы соединить главную электрическую систему с оборудованием, используя электричество в качестве источника мощности. Она упрощает монтаж и является единой точкой, из которой электричество может быть распределено по всей системе. [Рисунок 6-34]

Плавкие предохранители и автоматы защиты цепи используются в электрической системе, чтобы защитить цепь и оборудование от электрической перегрузки.

Запасные плавкие предохранители надлежащего номинала необходимо иметь в самолете на замену дефектным или сгоревшие предохранители. Автоматы имеют ту же самую функцию что и предохранители, но могут быть включены вручную повторной установкой, а не замененой, если произошла перегрузка электрической цепи. Таблички на панели предохранителей и автоматов указывают на предохраняемый участок цепи и номинал силы тока.

Рисунок 6-34. Схема электрической цепи.

Амперметр используется, чтобы контролировать рабочие характеристики электрической системы самолета. Амперметр показывает, производит ли альтернатор или генератор необходимой силы ток. Он также указывает, заряжается ли аккумулятор.

Шкала амперметра имеет положительну и отрицательную область, разделенную нулевой отметкой в центре. [Рисунок 6-35], Когда показания амперметра положительные, это означает, что аккумулятор заряжается. Отрицательные значения указывают на то, что часть тока исходит от аккумулятора. Большие отрицательные значения говорят о сбое генератора или альтернатора. Полномасштабное положительное отклонение указывает на сбой регулятора. И в том и в другом случае обратитесь к РЛЭ или СРП для принятия соответствующих мер.

Рисунок 6-35. Амперметр и измеритель нагрузки сети.

Не все самолеты оборудованы амперметром. У некоторых есть лампа аварийной сигнализации, которая загорается, указывая на падение напряжение в электроцепи или сбой в работе генератора/альтернатора. Обратитесь к РЛЭ или СРП для определения мер, которые необходимо принять.

Другой электрический контрольный индикатор – измеритель нагрузки сети. Этот прибор имеет шкалу, начинающуюся с нуля, и показывает нагрузку на альтернатор или генератор. [Рисунок 6-35] Он отражает процентное соотношение общего потребления тока всеми потребителями в электрической цепи к максимальному вырабатываемому генератором. Когда все электрические приборы выключены, он отражает только силу тока, потребляемого аккумулятором на его зарядку.

Регулятор напряжения управляет зарядкой аккумулятора, стабилизируя выходное напряжение генератора или альтернатора. Выходное напряжения генератора должно быть выше чем напряжение аккумулятора. Например, на 12-вольтовый аккумулятор нужно подать напряжение около 14 В. Различие в напряжении сохраняет аккумулятор заряженным.

Most aircraft are equipped with either a 14- or a 28-volt direct current electrical system. A basic aircraft electrical system consists of the following components:

  • Alternator/generator
  • Battery
  • Master/battery switch
  • Alternator/generator switch
  • Bus bar, fuses, and circuit breakers
  • Voltage regulator
  • Ammeter/loadmeter
  • Associated electrical wiring

Engine-driven alternators or generators supply electric current to the electrical system. They also maintain a sufficient electrical charge in the battery. Electrical energy stored in a battery provides a source of electrical power for starting the engine and a limited supply of electrical power for use in the event the alternator or generator fails.

Most direct-current generators will not produce a sufficient amount of electrical current at low engine rpm to operate the entire electrical system. During operations at low engine rpm, the electrical needs must be drawn from the battery, which can quickly be depleted.

Alternators have several advantages over generators. Alternators produce sufficient current to operate the entire electrical system, even at slower engine speeds, by producing alternating current, which is converted to direct current. The electrical output of an alternator is more constant throughout a wide range of enne speeds.

Some aircraft have receptacles to which an external ground power unit (GPU) may be connected to provide electrical energy for starting. These are very useful, especially during cold weather starting. Follow the manufacturerís recommendations for engine starting using a GPU.

The electrical system is turned on or off with a master switch. Turning the master switch to the ON position provides electrical energy to all the electrical equipment circuits except the ignition system. Equipment that commonly uses the electrical system for its source of energy includes:

  • Position lights
  • Anticollision lights
  • Landing lights
  • Taxi lights
  • Interior cabin lights
  • Instrument lights
  • Radio equipment
  • Turn indicator
  • Fuel gauges
  • Electric fuel pump
  • Stall warning system
  • Pitot heat
  • Starting motor

Many aircraft are equipped with a battery switch that controls the electrical power to the aircraft in a manner similar to the master switch. In addition, an alternator switch is installed which permits the pilot to exclude the alternator from the electrical system in the event of alternator failure. [Figure 6-33]

Figure 6-33. On this master switch, the left half is for the alternator and the right half is for the battery.

With the alternator half of the switch in the OFF position, the entire electrical load is placed on the battery. All nonessential electrical equipment should be turned off to conserve battery power.

A bus bar is used as a terminal in the aircraft electrical system to connect the main electrical system to the equipment using electricity as a source of power. This simplifies the wiring system and provides a common point from which voltage can be distributed throughout the system. [Figure 6-34]

Fuses or circuit breakers are used in the electrical system to protect the circuits and equipment from electrical overload.

Spare fuses of the proper amperage limit should be carried in the aircraft to replace defective or blown fuses. Circuit breakers have the same function as a fuse but can be manually reset, rather than replaced, if an overload condition occurs in the electrical system. Placards at the fuse or circuit breaker panel identify the circuit by name and show the amperage limit.

Figure 6-34. Electrical system schematic.

An ammeter is used to monitor the performance of the aircraft electrical system. The ammeter shows if the alternator/ generator is producing an adequate supply of electrical power. It also indicates whether or not the battery is receiving an electrical charge.

Ammeters are designed with the zero point in the center of the face and a negative or positive indication on either side. [Figure 6-35] When the pointer of the ammeter is on the plus side, it shows the charging rate of the battery. A minus indication means more current is being drawn from the battery than is being replaced. A full-scale minus deflection indicates a malfunction of the alternator/generator. A full-scale positive deflection indicates a malfunction of the regulator. In either case, consult the AFM or POH for appropriate action to be taken.

Figure 6-35. Ammeter and loadmeter.

Not all aircraft are equipped with an ammeter. Some have a warning light that, when lighted, indicates a discharge in the system as a generator/alternator malfunction. Refer to the AFM or POH for appropriate action to be taken.

Another electrical monitoring indicator is a loadmeter. This type of gauge has a scale beginning with zero and shows the load being placed on the alternator/generator. [Figure 6-35] The loadmeter reflects the total percentage of the load placed on the generating capacity of the electrical system by the electrical accessories and battery. When all electrical components are turned off, it reflects only the amount of charging current demanded by the battery.

A voltage regulator controls the rate of charge to the battery by stabilizing the generator or alternator electrical output. The generator/alternator voltage output should be higher than the battery voltage. For example, a 12-volt battery would be fed by a generator/alternator system of approximately 14 volts. The difference in voltage keeps the battery charged.

Гидравлическая система

Hydraulic Systems

Гидравлические системы применяются во многих местах самолета, в зависимости от его сложности. Например, гидравлика часто используется на маленьких самолетах, чтобы управлять тормозами колеса, убирающимися шасси и некоторыми винтами постоянной скорости. На больших самолетах гидравлика используется для управления аэродинамическими поверхностями, закрылками, спойлерами и т.д.

Обычно гидросистема состоит из резервуара, насоса (с ручным или электрическим приводом, а также работающие от двигателя), фильтра, чтобы сохранять жидкость в чистоте, переключающего клапана, чтобы управлять направлением потока, предохранительного клапана, чтобы предотвратить избыточное давление и привода. [Рисунок 6-36]

Рисунок 6-36. Типовая гидравлическая система.

Жидкость прокачивается через годросистему к приводу или сервоприводу. Сервопривод – цилиндр с поршнем внутри, который превращает давление жидкости в работу и создает мощность, необходимую для других систем самолета или систем управления полетом. Сервомоторы могут быть или одностороннего действия или двустороннего действия, в зависимости от потребностей системы. Это означает, что жидкость может создавать усилие с одной или с обеих сторон поршня в цилиндре сервопривода, в зависимости от его типа. Сервомотор одностороннего действия обеспечивает работу в одном направлении. Клапан селектора позволяет управлять направлением движения жидкости в двустороннем сервомотре. Это необходимо для таких операций, как выпускание и убирание шасси, во время которых жидкость должна работать в двух различных направлениях. Предохранительный клапан обеспечивает выход жидкости в случае чрезмерного давления в системе. Каждая гидравлическая система включает различные компоненты, для обеспечения индивидуальных потребностей различных самолетов.

В маленьких самолетах в гидравлических системах наиболее широко используется минеральный тип жидкости. Этой жидкости для гидросистемы, являющейся керосиноподобным нефтепродуктом, присущи хорошие смазочные свойства, отсутствие склонности к вспениванию и формированию коррозии. Это химически устойчивая жидкость, имеет очень малое изменения вязкости при изменении температуры и имеет цвет для идентификации. Так как обычно используются несколько типов жидкостей для гидросистемы, самолет должен обслуживаться с учетом типа, определенного изготовителем. Обратитесь к РЛЭ/СРП или руководству по эксплуатации.

There are multiple applications for hydraulic use in aircraft, depending on the complexity of the aircraft. For example, hydraulics is often used on small airplanes to operate wheel brakes, retractable landing gear, and some constant-speed propellers. On large airplanes, hydraulics is used for flight control surfaces, wing flaps, spoilers, and other systems.

A basic hydraulic system consists of a reservoir, pump (either hand, electric, or engine driven), a filter to keep the fluid clean, selector valve to control the direction of flow, relief valve to relieve excess pressure, and an actuator. [Figure 6-36]

Figure 6-36. Basic hydraulic system.

The hydraulic fluid is pumped through the system to an actuator or servo. A servo is a cylinder with a piston inside that turns fluid power into work and creates the power needed to move an aircraft system or flight control. Servos can be either single-acting or double-acting, based on the needs of the system. This means that the fluid can be applied to one or both sides of the servo, depending on the servo type. A single-acting servo provides power in one direction. The selector valve allows the fluid direction to be controlled. This is necessary for operations such as the extension and retraction of landing gear during which the fluid must work in two different directions. The relief valve provides an outlet for the system in the event of excessive fluid pressure in the system. Each system incorporates different components to meet the individual needs of different aircraft.

A mineral-based hydraulic fluid is the most widely used type for small aircraft. This type of hydraulic fluid, a kerosene-like petroleum product, has good lubricating properties, as well as additives to inhibit foaming and prevent the formation of corrosion. It is chemically stable, has very little viscosity change with temperature, and is dyed for identification. Since several types of hydraulic fluids are commonly used, an aircraft must be serviced with the type specified by the manufacturer. Refer to the AFM/POH or the Maintenance Manual.

Самолеты с носовым колесом

Tricycle Landing Gear Airplanes

У самолета с носовым колесом есть три преимущества:

  1. Оно позволяет усилить действие тормозов во время приземлений на высоких скоростях, не позволяя самолету капотировать.
  2. Оно увеличивает обзорность пилота при взлете, приземлении и рулении.
  3. Оно имеет тенденцию предотвращать резкий разворот на земле (отклонение от траектории движения), обеспечивая бо`льшую курсовую устойчивость во время маневров по земле, так как центр тяжести самолета (CG) располагается перед главными колесами. Расположенный впереди главных колес центр тяжести стремится удержать самолет на прямой траектории, препядствуя развороту самолета при отклонении с траектории движения.

Носовое колесо может быть как управляемым и так и свободно вращающимися. Управляемое колесо соединено тягой с рулем направления, в то время как свободно вращающееся колесо не имеет связи с рулем и может свободно вертеться. В обоих случаях самолет управляется с помощью педалей управления рулем направления. Для управления самолетом со свободно вращающиеся носовым колесом от пилота может потребоваться совместное использование педалей руля направления и тормозов.

A tricycle gear airplane has three advantages:

  1. It allows more forceful application of the brakes during landings at high speeds without causing the aircraft to nose over.
  2. It permits better forward visibility for the pilot during takeoff, landing, and taxiing.
  3. It tends to prevent ground looping (swerving) by providing more directional stability during ground operation since the aircraftís center of gravity (CG) is forward of the main wheels. The forward CG keeps the airplane moving forward in a straight line rather than ground looping.

Nosewheels are either steerable or castering. Steerable nosewheels are linked to the rudders by cables or rods, while castering nosewheels are free to swivel. In both cases, the aircraft is steered using the rudder pedals. Aircraft with a castering nosewheel may require the pilot to combine the use of the rudder pedals with independent use of the brakes.

Шасси

Landing Gear

Шасси является основной опорой самолета на поверхности. Наиболее распространенный тип шасси состоит из колес, но самолет может также быть оборудован поплавками для эксплуатации на воде или лыжами для того, чтобы приземлиться на снег. [Рисунок 6-37]

Рисунок 6-37. Шасси поддерживает самолет во время разбега, приземления, рулении и стоянки.

Шасси на маленьком самолете состоит из трех колес: два главных колеса (по одному на каждой стороне фюзеляжа) и третье колесо, размещенное или на передней или задней части самолета. Шасси, с колесом расположенное позади, называют традиционным шасси. Такое колесо часто называют хвостовым колесом самолета. Когда третье колесо расположено на передней части самолета, его называют носовым колесом, а по конструкции такое шасси похоже на трехколёсный велосипед. Управляемое носовое или хвостовое колесо позволяет производить руление самолетом когда он на земле.

The landing gear forms the principal support of an aircraft on the surface. The most common type of landing gear consists of wheels, but aircraft can also be equipped with floats for water operations or skis for landing on snow. [Figure 6-37]

Figure 6-37. The landing gear supports the airplane during the takeoff run, landing, taxiing, and when parked.

The landing gear on small aircraft consists of three wheels: two main wheels (one located on each side of the fuselage) and a third wheel positioned either at the front or rear of the airplane. Landing gear employing a rear-mounted wheel is called conventional landing gear. Airplanes with conventional landing gear are often referred to as tailwheel airplanes. When the third wheel is located on the nose, it is called a nosewheel, and the design is referred to as a tricycle gear. A steerable nosewheel or tailwheel permits the airplane to be controlled throughout all operations while on the ground.

Самолеты с носовым колесом

Tricycle Landing Gear Airplanes

У самолета с носовым колесом есть три преимущества:

  1. Оно позволяет усилить действие тормозов во время приземлений на высоких скоростях, не позволяя самолету капотировать.
  2. Оно увеличивает обзорность пилота при взлете, приземлении и рулении.
  3. Оно имеет тенденцию предотвращать резкий разворот на земле (отклонение от траектории движения), обеспечивая бо`льшую курсовую устойчивость во время маневров по земле, так как центр тяжести самолета (CG) располагается перед главными колесами. Расположенный впереди главных колес центр тяжести стремится удержать самолет на прямой траектории, препядствуя развороту самолета при отклонении с траектории движения.

Носовое колесо может быть как управляемым и так и свободно вращающимися. Управляемое колесо соединено тягой с рулем направления, в то время как свободно вращающееся колесо не имеет связи с рулем и может свободно вертеться. В обоих случаях самолет управляется с помощью педалей управления рулем направления. Для управления самолетом со свободно вращающиеся носовым колесом от пилота может потребоваться совместное использование педалей руля направления и тормозов.

A tricycle gear airplane has three advantages:

  1. It allows more forceful application of the brakes during landings at high speeds without causing the aircraft to nose over.
  2. It permits better forward visibility for the pilot during takeoff, landing, and taxiing.
  3. It tends to prevent ground looping (swerving) by providing more directional stability during ground operation since the aircraftís center of gravity (CG) is forward of the main wheels. The forward CG keeps the airplane moving forward in a straight line rather than ground looping.

Nosewheels are either steerable or castering. Steerable nosewheels are linked to the rudders by cables or rods, while castering nosewheels are free to swivel. In both cases, the aircraft is steered using the rudder pedals. Aircraft with a castering nosewheel may require the pilot to combine the use of the rudder pedals with independent use of the brakes.

Шасси с хвостовой опорой

Tailwheel Landing Gear Airplanes

У самолетов с шасси, имеющим хвостовую опору есть два главных колеса, присоединенные к корпусу перед его центром тяжести, которые поддерживают большую часть веса самолета. Хвостовое колесо в самой задней части фюзеляжа обеспечивает третью точку опоры. Такое расположение третьего колеса обеспечивает необходимый клиренс для большего пропеллера и оно более предпочтительнее при маневрах в поле. [Рисунок 6-38]

Рисунок 6-38. Посадочное устройство с хвостовым колесом.

Из-за расположенного позади основных колес центра тяжести, самолет с таким типом шасси имеет меньшую курсовую устойчивать во время маневров на земле. Это – главное неудобство шасси с хвостовым колесом. Например, если пилот позволит самолету отклониться от траектории движения при повороте на земле на низкой скорости, и не правильно выровняет его рулем направления, то центр тяжести самолета будет "догонять" основные колеса и стремиться развернуть самолет.

Недостаток лобовой обзорности для пилота, когда хвостовое колесо на уровне земли является вторым неудобством шасси с хвостовым колесом. Эти присущие такому типу шасси особенности подразумевает, что требуется определенное обучение для управления самолетом с хвостовым колесом.

Tailwheel landing gear aircraft have two main wheels attached to the airframe ahead of its CG that support most of the weight of the structure. A tailwheel at the very back of the fuselage provides a third point of support. This arrangement allows adequate ground clearance for a larger propeller and is more desirable for operations on unimproved fields. [Figure 6-38]

Figure 6-38. Tailwheel landing gear.

With the CG located behind the main gear, directional control of this type aircraft becomes more difficult while on the ground. This is the main disadvantage of the tailwheel landing gear. For example, if the pilot allows the aircraft to swerve while rolling on the ground at a low speed, he or she may not have sufficient rudder control and the CG will attempt to get ahead of the main gear which may cause the airplane to ground loop.

Lack of good forward visibility when the tailwheel is on or near the ground is a second disadvantage of tailwheel landing gear aircraft. These inherent problems mean specific training is required in tailwheel aircraft.

Убираемое и неубираемое шасси

Fixed and Retractable Landing Gear

Шасси может также быть классифицировано как стационарное или убираемое. Стационарное шасси всегда остается выпущенным а простота использования и низкие эксплуатационные расходы являются его преимуществом. Убираемое шасси, сконструировано для того, чтобы придать самолету более обтекаемую форму, за счет втягивания шасси внутрь корпуса во время крейсерского полета. [Рисунок 6-39]

Рисунок 6-39. Неубираемое (слева) и убираемое (справа) шасси самолета.

Landing gear can also be classified as either fixed or retractable. A fixed gear always remains extended and has the advantage of simplicity combined with low maintenance. A retractable gear is designed to streamline the airplane by allowing the landing gear to be stowed inside the structure during cruising flight. [Figure 6-39]

Figure 6-39. Fixed (left) and retractable (right) gear airplanes.

Тормоза

Brakes

Тормоза самолета расположены на главных колесах и задействуются ручным управлением или педалями (мыском или пяткой). Педали работают независимо и позволяют тормозить левым или правым колесом раздельно. Во время маневров на земле с помощью раздельного управления тормозами можно управлять носовым или хвостовым колесом.

Airplane brakes are located on the main wheels and are applied by either a hand control or by foot pedals (toe or heel). Foot pedals operate independently and allow for differential braking. During ground operations, differential braking can supplement nosewheel/tailwheel steering.

Шасси с хвостовой опорой

Tailwheel Landing Gear Airplanes

У самолетов с шасси, имеющим хвостовую опору есть два главных колеса, присоединенные к корпусу перед его центром тяжести, которые поддерживают большую часть веса самолета. Хвостовое колесо в самой задней части фюзеляжа обеспечивает третью точку опоры. Такое расположение третьего колеса обеспечивает необходимый клиренс для большего пропеллера и оно более предпочтительнее при маневрах в поле. [Рисунок 6-38]

Рисунок 6-38. Посадочное устройство с хвостовым колесом.

Из-за расположенного позади основных колес центра тяжести, самолет с таким типом шасси имеет меньшую курсовую устойчивать во время маневров на земле. Это – главное неудобство шасси с хвостовым колесом. Например, если пилот позволит самолету отклониться от траектории движения при повороте на земле на низкой скорости, и не правильно выровняет его рулем направления, то центр тяжести самолета будет "догонять" основные колеса и стремиться развернуть самолет.

Недостаток лобовой обзорности для пилота, когда хвостовое колесо на уровне земли является вторым неудобством шасси с хвостовым колесом. Эти присущие такому типу шасси особенности подразумевает, что требуется определенное обучение для управления самолетом с хвостовым колесом.

Tailwheel landing gear aircraft have two main wheels attached to the airframe ahead of its CG that support most of the weight of the structure. A tailwheel at the very back of the fuselage provides a third point of support. This arrangement allows adequate ground clearance for a larger propeller and is more desirable for operations on unimproved fields. [Figure 6-38]

Figure 6-38. Tailwheel landing gear.

With the CG located behind the main gear, directional control of this type aircraft becomes more difficult while on the ground. This is the main disadvantage of the tailwheel landing gear. For example, if the pilot allows the aircraft to swerve while rolling on the ground at a low speed, he or she may not have sufficient rudder control and the CG will attempt to get ahead of the main gear which may cause the airplane to ground loop.

Lack of good forward visibility when the tailwheel is on or near the ground is a second disadvantage of tailwheel landing gear aircraft. These inherent problems mean specific training is required in tailwheel aircraft.

Убираемое и неубираемое шасси

Fixed and Retractable Landing Gear

Шасси может также быть классифицировано как стационарное или убираемое. Стационарное шасси всегда остается выпущенным а простота использования и низкие эксплуатационные расходы являются его преимуществом. Убираемое шасси, сконструировано для того, чтобы придать самолету более обтекаемую форму, за счет втягивания шасси внутрь корпуса во время крейсерского полета. [Рисунок 6-39]

Рисунок 6-39. Неубираемое (слева) и убираемое (справа) шасси самолета.

Landing gear can also be classified as either fixed or retractable. A fixed gear always remains extended and has the advantage of simplicity combined with low maintenance. A retractable gear is designed to streamline the airplane by allowing the landing gear to be stowed inside the structure during cruising flight. [Figure 6-39]

Figure 6-39. Fixed (left) and retractable (right) gear airplanes.

Герметичность самолета

Pressurized Aircraft

Самолеты летают на больших высотах по двум причинам. Во-первых, самолет, на большой высоте, потребляет меньше топлива, чем тот же самолет при той же скорости на более низкой высоте, потому что самолет более эффективен на большей высоте полета. Во-вторых, плохой погоды и бури можно избежать, летая в относительно спокойном слое атмосферы выше штормов. Большинство современных самолетов рассчитаны на полеты на больших высотах, чтобы использовать преимущества высотных полетов. Чтобы иметь возможность летать на больших высотах, самолет должен быть герметичен. Пилотам важно знать основные принципы эксплуатации таких самолетов.

В типовом герметичном самолете кабина, салон и багажные отделения составляют единую монолитную часть корпуса, способную к удержанию бо`льшего давления воздуха чем атмосферное давление снаружи. На самолетах, оснащенных турбинными двигателями, воздух, забираемый с компрессора используется для наддува давления в кабине. На ранних моделях турбинных самолетов использовались нагнетатели для поддержания давления в герметичном фюзеляже. На самолете с поршневыми двигателями для поддержания давления используется воздух, поступающий через трубку Вентури (ограничитель потока) с каждого компрессора. Выходит воздух из герметичного фюзеляжа с помощью устройства, назваемого клапаном оттока. Клапан учитывает постоянный приток воздуха в герметичную область и соответствующим образом регулирует выход воздуха. [Рисунок 6-40]

Рисунок 6-40. Высокоэффективная система герметизации самолета.

Система наддува кабины как правило поддерживает давление в кабине соответствующее приблизительно 8,000 футам при максимальной конструктивной крейсерской высоте самолета. Это предотвращает резкие изменения давления в кабине, которые могут быть некомфортны или травмоопасны для пассажиров и экипажа. Кроме того, система герметизации осуществляет необходимый обмен воздуха из кабины с окружающей средой. Это необходимо для устранения запахов и освежния воздуха. [Рисунок 6-41]

Рисунок 6-41. Таблица стандартного атмосферного давления.

Наддув кабины самолета – метод защиты находящихся в кабине людей от эффектов гипоксии. Внутри герметичной кабины пассажиры и экипаж могут благополучно находиться в время длительных полетов не испытывая дискомфорта и неудобств, особенно если высота полета около 8,000 футов или ниже, где использование кислородного оборудования не требуется. Летный экипаж в таких самолетах должен знать об опасности случайной потери давления в кабине и быть всегда готовым для устранения таких чрезвычайных ситуаций когда бы они не произошли.

Следующие определения помогут в понимании принципов систем герметизации и кондиционирования воздуха:

  • Высота самолета – фактическая высота выше уровня моря, в на которой летит самолет
  • Температура окружающего воздуха – температура в области, непосредственно вокруг самолета
  • Давление окружающего воздуха – давление в области, непосредственно вокруг самолета
  • Высота в кабине – давление в кабине с точки зрения давления эквивалентного давлению на данной высоте выше уровня моря (барометрическое давление)
  • Перепад давления – различие между давлением, действующим с одной стороны стенки и давлением, действующим с другой стороны стенки. В самолетных системах кондиционирования и наддува – это различие между давлением в кабине и давлением окружающего воздуха.

Система контроля давления кабины обеспечивает регулирование давления кабины путем нагнетания и стравливания давления, а также предоставляет средства для того, чтобы выбрать желаемую высоту в кабине в изобарическом диапазоне или указав перепад давления. Кроме того, аварийное снижение давления кабины также является функцией системы контроля давления. Для реализации этин функций контроля давления используются регулятор давления кабины, клапан оттока и предохранительный клапан.

С помощью регулятор давления кабины можно задать необходимое значение давления внутри кабины в изобарическом диапазоне или задать значение максимального перепада давления. Если самолет достигает высоты, при которой различие между давлением внутри и снаружи кабины равно максимальному конструктивно-допустимому знаючению перепада давления, на который рассчитан фюзеляж, то дальнейшее увеличение высоты полета приведет к соответствующему увеличению высоты кабины. Контроль перепада давления используется, чтобы предотвратить повреждения фюзеляжа из-за большого перепада давления с внешней и внутренней стороны. Этот предел перепада определяется устойчивостью структуры фюзеляжа, и чаще всего определяется отношением размера кабины и размером мест потенциального разрыва, такие как окна и двери.

Предохранительный клапан давления воздуха в кабине – это комбинация клапана нагнетания, стравливания давления и клапана аварийного спуска давления воздуха. Регулятор нагнетания давления препятствует тому, чтобы давление в кабине превысило заданное значение разницы давления относительно давления окружающего воздуха. Регулятор стравливания давления препятствует тому, чтобы окружающее давление превысило давление в кабине, позволяя окружающему воздуху попасть в кабину, когда давление окружающего воздуха превышает давление кабины. Контрольный переключатель на прибоной панели приводит в действие клапан аварийного сброса давления. Когда этот переключатель включается, соленоидный клапан открывается, позволяя воздуху из кабины уйти в атмосферу.

Степень наддува и высота полета самолета ограничены несколькими критическими конструтивными факторами. Прежде всего констуктивной особенность фюзеляжа, определяющего максимальный перепад давлений.

Совместно с регулятором наддува используется несколько датчиков и приборов. Индикатор перепада давления кабины указывает на разницу между внутренним и внешним давлением. Необходимо следить за показаниями этого прибора, чтобы быть уверенным, что перепад давления не превышает максимально допустимого. Указатель барометрической высоты в кабине также является индикатором текущего состояния давления в кабине. Иногда эти два индикатора объединены в один. Третий инструмент указывает на скорость прдъема или снижения. Прибор скорости подъема и снижения и указатель высоты кабины приведены рисунке 6-42.

Разгерметизацией самолета называется неспособность системы наддува поддержать заданный перепад давления. Это может быть вызвано сбоем в системе наддува или нарушении герметичности самолета.

Разгерметизация или декомпрессия бывает двух типов по воздействию на человека:

  • Взрывная декомпрессия – изменение давления в кабине быстрее, чем изменение давления в легких, при этом возможно повреждение легких человека. Обычно, время, требуемое для выхода воздуха из легких без использования кислородной маски составляет 0.2 секунды. Большинство специалистов считают, что любое падение давления происходящее быстрее чем за 0.5 секунды, является потенциально опасным.
  • Быстрая декомпрессия – изменение давления в кабине происходящее медленее, чем выход воздуха из легких, при этом отсутствует вероятность повреждения легких.

Рисунок 6-42. Показатели давления в салоне.

Во время взрывной декомпрессии может появиться шум в ушах и на мгновение можно потерять сознание. Воздух салона становится туманным и наполнен пылью и взметнувшейся грязью. Туман возникает из-за резкого снижения температуры и изменения относительной влажности. Обычно заложенность ушей нормализуется автоматически. Воздух выходит из легких через рот и нос.

Быстрое падение давления в самолете снижает скорость реакции человека, потому что кислород быстро выдыхается из легких, снижая артериальное давление. Это уменьшает парциальное давление кислорода в крови и уменьшает скорость реакции пилота на 30-25%. Поэтому кислородную маску нужно одевать при полете на очень больших высотах (35,000 футов или выше). Рекомендуется, чтобы члены экипажа установили 100% кислорода на кислородном регуляторе на большой высоте, если самолет оборудован кислородной системой прерывной подачи.

Основная опасность разгерметизации – гипоксия. Быстрое и правльное применение кислородного оборудования необходимо, чтобы избежать потери сознания. Другая потенциальная опасность заключается в том, что во время разгерметизации семолета на большой высоте у пилота, экипажа и пассажиров может начать развиваться кесонная болезнь. Это происходит при падении давления вдыхаемого воздуха, когда азот, растворенный в крови выделяется в виде пузырьков, что может привести к разрушению тканей тела.

Если разгерметизация вызвана структурным повреждением самолета, то пилоты, члены экипажа или пассажиры находящиеся вблизи повреждёния подвергаются опасности быть выброшенным или унесенными из самолета. Люди, находящиеся около очага повреждения должны всегда одевать ремни безопасности или привязные ремни на своих местах, когда самолет находится под давлением. Кроме того, люди около очага повреждения подвергаются воздействию сильных порывов ветра и чрезвычайно холодным температурам.

Необходимо предпринять быстрое снижение для уменьшения пагубного влияния разгерметизации. Автоматические визуальные и звуковые сигнализации входят в состав любого оборудования наддува салона.

Aircraft are flown at high altitudes for two reasons. First, an aircraft flown at high altitude consumes less fuel for a given airspeed than it does for the same speed at a lower altitude because the aircraft is more efficient at a high altitude. Second, bad weather and turbulence may be avoided by flying in relatively smooth air above the storms. Many modern aircraft are being designed to operate at high altitudes, taking advantage of that environment. In order to fly at higher altitudes, the aircraft must be pressurized. It is important for pilots who fly these aircraft to be familiar with the basic operating principles.

In a typical pressurization system, the cabin, flight compartment, and baggage compartments are incorporated into a sealed unit capable of containing air under a pressure higher than outside atmospheric pressure. On aircraft powered by turbine engines, bleed air from the engine compressor section is used to pressurize the cabin. Superchargers may be used on older model turbine-powered aircraft to pump air into the sealed fuselage. Piston-powered aircraft may use air supplied from each engine turbocharger through a sonic venturi (flow limiter). Air is released from the fuselage by a device called an outflow valve. By regulating the air exit, the outflow valve allows for a constant inflow of air to the pressurized area. [Figure 6-40]

Figure 6-40. High performance airplane pressurization system.

A cabin pressurization system typically maintains a cabin pressure altitude of approximately 8,000 feet at the maximum designed cruising altitude of an aircraft. This prevents rapid changes of cabin altitude that may be uncomfortable or cause injury to passengers and crew. In addition, the pressurization system permits a reasonably fast exchange of air from the inside to the outside of the cabin. This is necessary to eliminate odors and to remove stale air. [Figure 6-41]

Figure 6-41. Standard atmospheric pressure chart.

Pressurization of the aircraft cabin is an accepted method of protecting occupants against the effects of hypoxia. Within a pressurized cabin, occupants can be transported comfortably and safely for long periods of time, particularly if the cabin altitude is maintained at 8,000 feet or below, where the use of oxygen equipment is not required. The flight crew in this type of aircraft must be aware of the danger of accidental loss of cabin pressure and be prepared to deal with such an emergency whenever it occurs.

The following terms will aid in understanding the operating principles of pressurization and air conditioning systems:

  • Aircraft altitudeóthe actual height above sea level at which the aircraft is flying
  • Ambient temperatureóthe temperature in the area immediately surrounding the aircraft
  • Ambient pressureóthe pressure in the area immediately surrounding the aircraft
  • Cabin altitudeócabin pressure in terms of equivalent altitude above sea level
  • Differential pressureóthe difference in pressure between the pressure acting on one side of a wall and the pressure acting on the other side of the wall. In aircraft air-conditioning and pressurizing systems, it is the difference between cabin pressure and atmospheric pressure.

The cabin pressure control system provides cabin pressure regulation, pressure relief, vacuum relief, and the means for selecting the desired cabin altitude in the isobaric and differential range. In addition, dumping of the cabin pressure is a function of the pressure control system. A cabin pressure regulator, an outflow valve, and a safety valve are used to accomplish these functions.

The cabin pressure regulator controls cabin pressure to a selected value in the isobaric range and limits cabin pressure to a preset differential value in the differential range. When an aircraft reaches the altitude at which the difference between the pressure inside and outside the cabin is equal to the highest differential pressure for which the fuselage structure is designed, a further increase in aircraft altitude will result in a corresponding increase in cabin altitude. Differential control is used to prevent the maximum differential pressure, for which the fuselage was designed, from being exceeded. This differential pressure is determined by the structural strength of the cabin and often by the relationship of the cabin size to the probable areas of rupture, such as window areas and doors.

The cabin air pressure safety valve is a combination pressure relief, vacuum relief, and dump valve. The pressure relief valve prevents cabin pressure from exceeding a predetermined differential pressure above ambient pressure. The vacuum relief prevents ambient pressure from exceeding cabin pressure by allowing external air to enter the cabin when ambient pressure exceeds cabin pressure. The flight deck control switch actuates the dump valve. When this switch is positioned to ram, a solenoid valve opens, causing the valve to dump cabin air to atmosphere.

The degree of pressurization and the operating altitude of the aircraft are limited by several critical design factors. Primarily, the fuselage is designed to withstand a particular maximum cabin differential pressure.

Several instruments are used in conjunction with the pressurization controller. The cabin differential pressure gauge indicates the difference between inside and outside pressure. This gauge should be monitored to assure that the cabin does not exceed the maximum allowable differential pressure. A cabin altimeter is also provided as a check on the performance of the system. In some cases, these two instruments are combined into one. A third instrument indicates the cabin rate of climb or descent. A cabin rate-of-climb instrument and a cabin altimeter are illustrated in Figure 6-42.

Decompression is defined as the inability of the aircraftís pressurization system to maintain its designed pressure differential. This can be caused by a malfunction in the pressurization system or structural damage to the aircraft.

Physiologically, decompressions fall into two categories:

  • Explosive decompressionóa change in cabin pressure faster than the lungs can decompress, possibly causing lung damage. Normally, the time required to release air from the lungs without restrictions, such as masks, is 0.2 seconds. Most authorities consider any decompression that occurs in less than 0.5 seconds to be explosive and potentially dangerous.
  • Rapid decompressionóa change in cabin pressure in which the lungs decompress faster than the cabin, resulting in no likelihood of lung damage.

Figure 6-42. Cabin pressurization instruments.

During an explosive decompression, there may be noise, and one may feel dazed for a moment. The cabin air fills with fog, dust, or flying debris. Fog occurs due to the rapid drop in temperature and the change of relative humidity. Normally, the ears clear automatically. Air rushes from the mouth and nose due to the escape of air from the lungs, and may be noticed by some individuals.

Rapid decompression decreases the period of useful consciousness because oxygen in the lungs is exhaled rapidly, reducing pressure on the body. This decreases the partial pressure of oxygen in the blood and reduces the pilotís effective performance time by one-third to one-fourth its normal time. For this reason, an oxygen mask should be worn when flying at very high altitudes (35,000 feet or higher). It is recommended that the crewmembers select the 100 percent oxygen setting on the oxygen regulator at high altitude if the aircraft is equipped with a demand or pressure demand oxygen system.

The primary danger of decompression is hypoxia. Quick, proper utilization of oxygen equipment is necessary to avoid unconsciousness. Another potential danger that pilots, crew, and passengers face during high altitude decompressions is evolved gas decompression sickness. This occurs when the pressure on the body drops sufficiently, nitrogen comes out of solution, and forms bubbles that can have adverse effects on some body tissues.

Decompression caused by structural damage to the aircraft presents another type of danger to pilots, crew, and passengersññbeing tossed or blown out of the aircraft if they are located near openings. Individuals near openings should wear safety harnesses or seatbelts at all times when the aircraft is pressurized and they are seated. Structural damage also has the potential to expose them to wind blasts and extremely cold temperatures.

Rapid descent from altitude is necessary if these problems are to be minimized. Automatic visual and aural warning systems are included in the equipment of all pressurized aircraft.

Кислородные системы

Oxygen Systems

На большинстве высотных самолетов уже установлены встроенные кислородные установки. Если самолет не имеет предустановленную кислородную систему, то портативное кислородное оборудование должно быть подготовлено и быть доступным во время полета. Портативное оборудование обычно состоит из баллона, регулятора, маски и манометра. В самолете кислород обычно хранится в баллонах высокого давления 1 800 – 2 200 psi. Если температура воздуха вокруг одного баллона падает, то давление внутри этого баллона также падает так как давление прямо пропорционально температуре при постоянстве объема газа. Поэтому, при падении значения показаний манометра баллона, нет причин подозревать утечку кислорода, т.к. давление уменьшилось из-за того, что газ сжался всвязи с размещением баллона в неподогреваемой части самолета. На кислородные баллоны высокого давления должна быть нанесена маркировка допустимого давления (напр., 1,800 psi) прежде, чем баллон будет заполнен под этим давлением. Баллоны должны заправляться только авиационным кислородом, который является 100-процентным чистым кислородом. Технический кислород не предназначен для того, чтобы дышать и может содержать примеси, а медицинский кислород содержит водяной пар, который может замерзнуть в регуляторе под действием низкой температуры. Чтобы гарантировать безопасность кислородной системы необходимо проводить ее периодический осмотр и техническое обслуживание.

Кислородная система самолета включает в себя маску или канюлю и регулятор, который регулирует поток кислорода, в зависимости от высоты кабины. Канюли не одобрены для полетов выше 18,000 футов. Регуляторы, одобренные для использования до 40,000 футов спроектированы таким образом, что на высоте до 8000 футов они подают 100% кабинного и 0% кислорода из баллона меняя это соотношение до 100% кислорода из баллона к высоте приблизительно 34,000 футов. [Рисунок 6-43] Регуляторы одобренные для полетов на высоте вплоть до 45,000 футов, устроены таким образом, что обеспечивают подачу 40% кислорода из баллона и 60% салонного воздуха на назких высотах доводя это соотношение до 100% на большей высоте. Пилоты должны избегать полетов на высотах выше 10,000 футов без кислорода днем и выше 8,000 футов ночью.

Рисунок 6-43. Система регулирования подачи кислорода.

Пилоты должны знать об опасности возгорания при использовании кислорода. Материалы, которые являются в обычной атмосфере почти несгораемыми, могут быть воспламенимы в кислороде. Масла и смазочные материалы могут загореться если будут подвержены воздействию кислорода и не могут использоваться для смазки клапанов и других деталей кислородного оборудования. Курение во время использования любого вида кислородного оборудования запрещено. Перед каждым полетом пилот должен полностью осмотреть и протестировать все кислородное оборудование. Тестирование должно включать полную проверку кислородного оборудования самолета, проверку доступного запаса кислорода, эксплуатационную проверку системы и гарантировать, что запас кислорода готов для использования. Проверка должна проводиться чистыми руками и включать осмотр маски и трубок на наличие разрывов, трещин или износа; состояие и положение регулятора и клапана; количество кислорода; местоположение и функционирование кислородных манометров, расходомеров и штуцеров. Маску необходимо надеть и протестировать систему. После каждого использования кислородным оборудованием проверьте, что все компоненты и клапаны перекрыты.

Most high altitude aircraft come equipped with some type of fixed oxygen installation. If the aircraft does not have a fixed installation, portable oxygen equipment must be readily accessible during flight. The portable equipment usually consists of a container, regulator, mask outlet, and pressure gauge. Aircraft oxygen is usually stored in high pressure system containers of 1,800ñ2,200 psi. When the ambient temperature surrounding an oxygen cylinder decreases, pressure within that cylinder decreases because pressure varies directly with temperature if the volume of a gas remains constant. If a drop in indicated pressure on a supplemental oxygen cylinder is noted, there is no reason to suspect depletion of the oxygen supply, which has simply been compacted due to storage of the containers in an unheated area of the aircraft. High pressure oxygen containers should be marked with the psi tolerance (i.e., 1,800 psi) before filling the container to that pressure. The containers should be supplied with aviation oxygen only, which is 100 percent pure oxygen. Industrial oxygen is not intended for breathing and may contain impurities, and medical oxygen contains water vapor that can freeze in the regulator when exposed to cold temperatures. To assure safety, periodic inspection and servicing of the oxygen system should be done.

An oxygen system consists of a mask or cannula and a regulator that supplies a flow of oxygen dependent upon cabin altitude. Cannulas are not approved for flights above 18,000 feet. Regulators approved for use up to 40,000 feet are designed to provide zero percent cylinder oxygen and 100 percent cabin air at cabin altitudes of 8,000 feet or less, with the ratio changing to 100 percent oxygen and zero percent cabin air at approximately 34,000 feet cabin altitude. [Figure 6-43] Regulators approved up to 45,000 feet are designed to provide 40 percent cylinder oxygen and 60 percent cabin air at lower altitudes, with the ratio changing to 100 percent at the higher altitude. Pilots should avoid flying above 10,000 feet without oxygen during the day and above 8,000 feet at night.

Figure 6-43. Oxygen system regulator.

Pilots should be aware of the danger of fire when using oxygen. Materials that are nearly fireproof in ordinary air may be susceptible to combustion in oxygen. Oils and greases may ignite if exposed to oxygen, and cannot be used for sealing the valves and fittings of oxygen equipment. Smoking during any kind of oxygen equipment use is prohibited. Before each flight, the pilot should thoroughly inspect and test all oxygen equipment. The inspection should include a thorough examination of the aircraft oxygen equipment, including available supply, an operational check of the system, and assurance that the supplemental oxygen is readily accessible. The inspection should be accomplished with clean hands and should include a visual inspection of the mask and tubing for tears, cracks, or deterioration; the regulator for valve and lever condition and positions; oxygen quantity; and the location and functioning of oxygen pressure gauges, flow indicators and connections. The mask should be donned and the system should be tested. After any oxygen use, verify that all components and valves are shut off.

Кислородные маски

Oxygen Masks

Существует огромное количество типов масок. При использовании кислородной системы очень важно, чтобы маска и кислородная система были совместимы. Маски членов экипажа подходят к лицу конкретного человека, они минимизируют утечки и обычно содержат микрофон. Большинство масо покрывают только рот и нос.

Пассажирская маска обычно имеет простую чашеобразную форму и изготавливается из достаточно гибкой резины, чтобы подходить различным пассажирам. Она может иметь простой головной ремешок, либо пассажир может ее просто прижимать к лицу.

Для продления срока службы масок и уменьшения опасности инфицирования все кислородные маски должны содержаться в чистоте. Для очистки маски, вымойте ее раствором воды и мягкого мыла и ополосните ее чистой водой. Если имеется микрофон, используйте тампон, вместо воды, чтобы вытереть мыльный раствор. Кроме того, маска должна быть дезинфицирована. Для дезинфекции можно использовать марлю пропитанную водным раствором мертиолята. Разведите чайную ложку мертиолата с водой в пропорции один к четырем. После дезинфекции протрите маску чистой тканью и просушите на воздухе.

There are numerous types and designs of oxygen masks in use. The most important factor in oxygen mask use is to insure the masks and oxygen system are compatible. Crew masks are fitted to the userís face with a minimum of leakage and usually contain a microphone. Most masks are the oronasal type, which covers only the mouth and nose.

A passenger mask may be a simple, cup-shaped rubber molding sufficiently flexible to obviate individual fitting. It may have a simple elastic head strap or the passenger may hold it to his or her face.

All oxygen masks should be kept clean to reduce the danger of infection and prolong the life of the mask. To clean the mask, wash it with a mild soap and water solution and rinse it with clear water. If a microphone is installed, use a clean swab, instead of running water, to wipe off the soapy solution. The mask should also be disinfected. A gauze pad that has been soaked in a water solution of Merthiolate can be used to swab out the mask. This solution used should contain one-fifth teaspoon of Merthiolate per quart of water. Wipe the mask with a clean cloth and air dry.

Канюля

Cannula

Канюля – эргономическая пластиковая трубочка, которая проходит под носом и используется для снабжения кислородом в разгерметезированном самолете. [Рисунок 6-44] Канюли как правило более удобны нежели маски и может использоваться вплоть до высоты в 18,000 футов. Высоты больше 18,000 футов, требуют использования кислородной маски. У многих канюль есть указатели расхода. Если расходомер установлен он должен периодически проверяться пилотом.

Рисунок 6-44. Канюля с зеленым расходомером.

A cannula is an ergonomic piece of plastic tubing which runs under the nose and is often used to administer oxygen in non-pressurized aircraft. [Figure 6-44] Cannulas are typically more comfortable then masks and can be used up to 18,000 feet. Altitudes greater than 18,000 feet require the use of an oxygen mask. Many cannulas have a flow meter in the line. If equipped, a periodic check of the green flow detector should be part of a pilotís regular scan.

Figure 6-44. Cannula with green flow detector.

Система прерывной подачи кислорода с подсосом воздуха

Diluter-Demand Oxygen Systems

Кислородные системы с подсосом воздуха поставляют кислород только тогда, когда пользователь дышит через маску. Автоматический смеситель позволяет регулировать подачу воздуха смешивая воздух из кабины с кислородом в нужных пропорциях в зависимости от высоты. Такая маска обеспечивает плотное прилегание по краю к лицу для предотвращения утечки во внешнюю среду и может благополучно использоваться на высотах вплоть до 40,000 футов. Пилот, имеющий бороду или усы, должен убедиться, что они подстрижены так, чтобы не нарушать герметичность прилежания маски к лицу. Прилегание маски вокруг бороды или усов должно быть проверено на земле.

Diluter-demand oxygen systems supply oxygen only when the user inhales through the mask. An automix lever allows the regulators to automatically mix cabin air and oxygen or supply 100 percent oxygen, depending on the altitude. The demand mask provides a tight seal over the face to prevent dilution with outside air and can be used safely up to 40,000 feet. A pilot who has a beard or mustache should be sure it is trimmed in a manner that will not interfere with the sealing of the oxygen mask. The fit of the mask around the beard or mustache should be checked on the ground for proper sealing.

Системы прерывной подачи кислорода под давлением

Pressure-Demand Oxygen Systems

Системы подачи кислорода под давлением подобны кислородному системам с подсосом воздуха, за исключением того, что кислород поставляется в маску под давлением при достижении высоты в 34,000 футов и более. Кислородный прибор регулируемой подачи давления создает воздухонепроницаемые и непроницаемую для кислорода область внутри маски, а также создает дополнительное давление кислорода внутри маски, что позволяет увеличить давление кислорода в легких. Эта особенность дает возможность безопасно применять кислородные приборы регулируемой подачи давления применимыми на высотах более 40,000 футов. У некоторых систем легочный автомат может быть встроен непосредственно в маску, а не смонтированным на приборной панели или в других местах кабины пилота. Установленный в маске прибор устраняет проблему длинного шланга, который должен быть освобожден от воздуха прежде, чем 100-процентный кислород начнет поступать в маску.

Pressure-demand oxygen systems are similar to diluter demand oxygen equipment, except that oxygen is supplied to the mask under pressure at cabin altitudes above 34,000 feet. Pressure-demand regulators create airtight and oxygen-tight seals, but they also provide a positive pressure application of oxygen to the mask face piece that allows the userís lungs to be pressurized with oxygen. This feature makes pressure demand regulators safe at altitudes above 40,000 feet. Some systems may have a pressure demand mask with the regulator attached directly to the mask, rather than mounted on the instrument panel or other area within the flight deck. The mask-mounted regulator eliminates the problem of a long hose that must be purged of air before 100 percent oxygen begins flowing into the mask.

Кислородная система с непрерывной подачей кислорода

Continuous-Flow Oxygen System<

Кислородные системы непрерывной подачей обычно предоставляются пассажирам. У пассажирской маски как правило есть дыхательный мешочек, в котором накапливается кислород от кислородной системы непрерывной подачи во время, пока пассажир производит выдох. Кислород, собранный в таком мешке позволяет оптимизировать расход кислорода во время дыхательного цикла, а также сократить смешение кислорода с воздухом. После того, как кислород будет исчерпан из дыхательного мешка, то для дыхания кислород от кислородной системы будет смешиваться с воздухом из окружающей среды. Выдыхаемый воздух выпускается в в салон самолета. [Рисунок 6-45]

Рисунок 6-45. Маска непрерывной подачи и дыхательный мешочек.

Continuous-flow oxygen systems are usually provided for passengers. The passenger mask typically has a reservoir bag, which collects oxygen from the continuous-flow oxygen system during the time when the mask user is exhaling. The oxygen collected in the reservoir bag allows a higher aspiratory flow rate during the inhalation cycle, which reduces the amount of air dilution. Ambient air is added to the supplied oxygen during inhalation after the reservoir bag oxygen supply is depleted. The exhaled air is released to the cabin. [Figure 6-45]

Figure 6-45. Continuous flow mask and rebreather bag.

Электрическая имульсная система прерыной подачи кислорода

Electrical Pulse-Demand Oxygen System

Портативные кислородные системы имульсной подачи подают кислород, только при обнаружении вдоха человека и обеспечивают поток кислорода только в начальной фазе вдоха. Такие системы очень экономичны по расходу кислорода во время дыхательного цикла, потому что кислород подается только во время вдоха. По сравнению с системами непрерывного потока, импульсная система имеет на 50-85% меньший расход кислорода. Большинство импульсных кислородных систем имеют встроенный барометр, который автоматически регулирует количество подаваемого кислорода в зависимости от высоте, увеличивая его количество на каждый вдох при увеличении высоты. [Рисунок 6-46]

Рисунок 6-46. EDS-011 (Electrical Demand System) – портативная импульсная система прерывной подачи кислорода.

Portable electrical pulse-demand oxygen systems deliver oxygen by detecting an individualís inhalation effort and provide oxygen flow during the initial portion of inhalation. Pulse demand systems do not waste oxygen during the breathing cycle because oxygen is only delivered during inhalation. Compared to continuous-flow systems, the pulse- demand method of oxygen delivery can reduce the amount of oxygen needed by 50ñ85 percent. Most pulse-demand oxygen systems also incorporate an internal barometer that automatically compensates for changes in altitude by increasing the amount of oxygen delivered for each pulse as altitude is increased. [Figure 6-46]

Figure 6-46. EDS-011 portable pulse-demand oxygen system.

Пульсоксиметр

Pulse Oximeters

Пульсоксиметр является устройством, которое измеряет количество кислорода в крови человека, и сердечный ритм. Измерения производится с помощью безболезненного метода на основании свойства эритроцитов крови изменять цвет в зависимости от их насыщенности кислородом. Просвечивая кончик пальца специальным лучем света, оксиметр производит оценку цвета эритроцитов и вычисление степени кислородной насыщенности с погрешностью в пределах одного процента. Из-за мобильности и скорости проведения измерения пульсовой оксиметр очень полезен для пилотов, действующих в разгерметизированном самолете на высоте более 12,500 футов, где требуется дополнительный кислород. Оксиметр дает возможность членам экипажа и пассажирам самолета оценивать свою фактическую потребность в дополнительном кислороде. [Рисунок 6-47]

Рисунок 6-47. Пульсоксиметр Onyx.

A pulse oximeter is a device that measures the amount of oxygen in an individualís blood, in addition to heart rate. This non-invasive device measures the color changes that red blood cells undergo when they become saturated with oxygen. By transmitting a special light beam through a fingertip to evaluate the color of the red cells, a pulse oximeter can calculate the degree of oxygen saturation within one percent of directly measured blood oxygen. Because of their portability and speed, pulse oximeters are very useful for pilots operating in nonpressurized aircraft above 12,500 feet where supplemental oxygen is required. A pulse oximeter permits crewmembers and passengers of an aircraft to evaluate their actual need for supplemental oxygen. [Figure 6-47]

Figure 6-47. Onyx pulse oximeter.

Обслуживание кислородных систем

Servicing of Oxygen Systems

Прежде, чем производить обслуживание кислородных систем на любом самолете, обратитесь к соответствующему руководству по техническому обслуживанию воздушных судов, чтобы определить тип необходимых инструментов и состав выполняемых операций. Необходимо соблюдать определенные меры предосторожности всякий раз, когда производится обслуживание кислородных систем самолета. Обслуживание должно производиться исключительно за пределами ангаров. Персонал обслуживающий кислородные системы должен соблюдать чистоту и порядок. Результат взаимодействия нефтепродуктов и кислорода под давлением может быть непредсказуем. Технический персонал должен быть уверен, что смыли грязь, масло и смазочный материал (включая помаду и масло для волос) с рук прежде, чем работать рядом с кислородным оборудованием. Также важно, чтобы одежда и инструменты были очищены от масла, смазочного материала и грязи. Для обслуживания самолета со стационарными кислородными баллонами обычно требуется два человека. Один человек должен находится около вентилей обслуживаемой системы, а другой должен находиться так, чтобы он мог видеть датчики давления в системе самолета. Не рекомендуется производить обслуживание кислородной системы во время заправки самолета топливом или во время выполнения других работ, которые могут спровоцировать искру. Также не рекомендуется производить обслуживание кислородной системы при наличии пассажиров на борту самолета.

Before servicing any aircraft with oxygen, consult the specific aircraft service manual to determine the type of equipment required and procedures to be used. Certain precautions should be observed whenever aircraft oxygen systems are to be serviced. Oxygen system servicing should be accomplished only when the aircraft is located outside of the hangars. Personal cleanliness and good housekeeping are imperative when working with oxygen. Oxygen under pressure and petroleum products create spontaneous results when they are brought in contact with each other. Service people should be certain to wash dirt, oil, and grease (including lip salves and hair oil) from their hands before working around oxygen equipment. It is also essential that clothing and tools are free of oil, grease, and dirt. Aircraft with permanently installed oxygen tanks usually require two persons to accomplish servicing of the system. One should be stationed at the service equipment control valves, and the other stationed where he or she can observe the aircraft system pressure gauges. Oxygen system servicing is not recommended during aircraft fueling operations or while other work is performed that could provide a source of ignition. Oxygen system servicing while passengers are on board the aircraft is not recommended.

Противообледенительные системы и системы удаления льда

Anti-Ice and Deice Systems

Противообледенительное оборудование создано для того, чтобы предотвратить образование льда, в то время как системы удаления льда разработано для удаления льда когда он уже образовался. Эти системы защищают перед ничем кромки крыльев и хвоста, отверстия приемников полного и статического давления, дренажные отверстия топливного бака, устройства предупреждения сваливания, ветровые стекла и лопасти винта. Также на некоторых самолетах могут быть установлены индикаторы обледенения, чтобы иметь возможность определения обледенения во время ночных полетов.

Большинство легких воздушных судов имеет подогрев только трубы приемника полного давления и не сертифицированы для полетов в условиях обледенения. Такие легкие воздушные суда имеют ограничения маршрутных полетов в холодной атмосфере поздней осенью, зимой и ранней весной. Несертифицированный самолет должен немедленно покинуть область с условиями обледенения. Обратитесь к РЛЭ/СРП для уточнения деталей.

Anti-icing equipment is designed to prevent the formation of ice, while deicing equipment is designed to remove ice once it has formed. These systems protect the leading edge of wing and tail surfaces, pitot and static port openings, fuel tank vents, stall warning devices, windshields, and propeller blades. Ice detection lighting may also be installed on some aircraft to determine the extent of structural icing during night flights.

Most light aircraft have only a heated pitot tube and are not certified for flight in icing. These light aircraft have limited cross-country capability in the cooler climates during late fall, winter, and early spring. Noncertificated aircraft must exit icing conditions immediately. Refer to the AFM/POH for details.

Противообледенительная система крыла и удаление льда с крыла

Airfoil Anti-Ice and Deice

Раздувающаяся пневмокамера для удаления льда состоят из резинового листа, присоединенного к передней кромке крыла. Когда лед нарастает на передней кромке, насос с приводом от двигателя раздувает резиновые камеры. Большинство турбовинтовых самолетов отбирают воздух с двигателя для раздувания резиновых камер. После накачивания лед раскалывается и спадает с переднего края крыла. Управляет противообледенительными камерами выключатель на приборной панели, также можно задать разовый режим работы или автоматический циклический режим по временному интервалу. [Рисунок 6-48]

Рисунок 6-48. Удаление льда с помощью раздувающейся камеры на передней кромке крыла.

Раньше считалось, что, если бы пневмокамеры раздувались слишком быстро после удаления льда, то лед в итоге еще больше бы нарастал, а не разрушался из-за такого явления как "ice bridging". Раздуваясь, камера может не сломать лед, а лишь отодвинуть его, особенно если он мягкий, и следующий слой льда уже намерзнет на этот отодвинутый слой, тем самым какждый последующий цикл раздувания камеры будет полностью неэффективен. Не смотря на то, что немного льда может и остаться после цикла раздувания камеры, но нарастания льда ("ice bridging") на современных пневмокамерах не происходит. Пилоты могут производить раздувание камеры, как только наблюдается формирование льда. Обратитесь к РЛЭ/СРП для получения информации о работе противообледенительных камер на самолете.

Надлежащую работу большинства систем пневматического удаления льда можно контролировать с помощью датчика всасывания и пневматический манометра. У этих датчиков есть маркировки рабочих диапазонов системы раздувания пневматических камер. Некоторые системы могут также иметь световой индикатор работы.

Надлежащее обслуживание и уход за системой удаления льда важны для ее продолжительной работы. Пневмокамеры должны быть тщательно осмотрены во время предполетного осмотра.

Другой тип защиты передней кромки крыла – тепловая система удаления льда . Высокая температура обеспечивает один из самых эффективных методов удаления льда и предотвращения его образования. Высокоэффективный турбинный самолет часто использует горячий воздух от секции компрессора двигателя для обогрева передней кроки крыльев. Горячий воздух нагревает поверхности достаточно для того, чтобы предотвратить формирование льда. Более современный тип тепловой антиобледегительной системы, называемой "thermawing" использует электрически нагреваемую графитовую ламинированную фольгу нанесенную на передний край крыла и горизонтального стабилизатора. У систем Thermawing как правило есть две температурные области. Одна область на передней кромке имеет постоянный нагрев; вторая область находится ближе к задней части на поверхности крыла и нагревается циклично, чтобы нагреть лед и дать возможность аэродинамическим силам удалить его. Тепловые противообледегительные системы должны быть активизированы до входа в условия обледенения.

Еще один тип удаления льда с передней кромки крыла известен как "плачущее крыло" (weeping wing), он не так распротранен как тепловой метод и пневматический. Конструкция крыла имеет специальные отверстия, расположенные на переднем крае крыла, для предотвращения формирования и наращивания льда. Раствор антифриза под давлением накачивается в педнюю кромку крыла и попадает на поверхность крыла через эти отверстия. Более того система "плачущее крыло" способствует удалению уже образовавшегося льда с самолета. Когда лед накопился на передних поверхностях крыла, раствор антифриза за счет химической реакции разрушает связь льда и корпуса самолета, позволяя аэродинамическим силам удалить лед. [Рисунок 6-48]

Рисунок 6-48. "плачущее крыло" THX, антиобледенительная и противоледная система.

Inflatable deicing boots consist of a rubber sheet bonded to the leading edge of the airfoil. When ice builds up on the leading edge, an engine-driven pneumatic pump inflates the rubber boots. Many turboprop aircraft divert engine bleed air to the wing to inflate the rubber boots. Upon inflation, the ice is cracked and should fall off the leading edge of the wing. Deicing boots are controlled from the flight deck by a switch and can be operated in a single cycle or allowed to cycle at automatic, timed intervals. [Figure 6-48]

Figure 6-48. Deicing boots on the leading edge of the wing.

In the past it was believed that if the boots were cycled too soon after encountering ice, the ice layer would expand instead of breaking off, resulting in a condition referred to as ice ìbridging.î Consequently, subsequent deice boot cycles would be ineffective at removing the ice buildup. Although some residual ice may remain after a boot cycle, ìbridgingî does not occur with any modern boots. Pilots can cycle the boots as soon as an ice accumulation is observed. Consult the AFM/POH for information on the operation of deice boots on an aircraft.

Many deicing boot systems use the instrument system suction gauge and a pneumatic pressure gauge to indicate proper boot operation. These gauges have range markings that indicate the operating limits for boot operation. Some systems may also incorporate an annunciator light to indicate proper boot operation.

Proper maintenance and care of deicing boots are important for continued operation of this system. They need to be carefully inspected during preflight.

Another type of leading edge protection is the thermal anti-ice system. Heat provides one of the most effective methods for preventing ice accumulation on an airfoil. High performance turbine aircraft often direct hot air from the compressor section of the engine to the leading edge surfaces. The hot air heats the leading edge surfaces sufficiently to prevent the formation of ice. A newer type of thermal anti-ice system referred to as thermawing uses electrically heated graphite foil laminate applied to the leading edge of the wing and horizontal stabilizer. Thermawing systems typically have two zones of heat application. One zone on the leading edge receives continuous heat; the second zone further aft receives heat in cycles to dislodge the ice allowing aerodynamic forces to remove it. Thermal anti-ice systems should be activated prior to entering icing conditions.

An alternate type of leading edge protection that is not as common as thermal anti-ice and deicing boots is known as a weeping wing. The weeping-wing design uses small holes located in the leading edge of the wing to prevent the formation and build-up of ice. An antifreeze solution is pumped to the leading edge and weeps out through the holes. Additionally, the weeping wing is capable of deicing an aircraft. When ice has accumulated on the leading edges, application of the antifreeze solution chemically breaks down the bond between the ice and airframe, allowing aerodynamic forces to remove the ice. [Figure 6-48]

Figure 6-48. TKS weeping wing anti-ice/deicing system.

Системы предотвращения обледенения ветрового стекла

Windscreen Anti-Ice

Существует два основных типа противообледенительных систем ветрового стекла. Первая система разбрызгивает спирт по ветровому стеклу. Если на стекло заблаговременно нанести достаточное количество спирта, он будет препятствовать обледенению. Силу струи спирта можно задать на шкале приборной панели в кабине согласно рекомендациям производителя авиационной техники.

Другой эффективный метод защиты ото льда – электрическое отопление стекла. Маленькие провода или другой токопроводящий материал встроены в ветровое стекло. Нагреватель может быть активирован включателем на приборное панели, заставляя электрический ток проходить через стекло, обеспечивая его нагрев, что предотвращает формирование льда на ветровом стекле. Подогрев лобового стекла должен использоваться только во время полета. Не оставляйте его включенным во время маневров на земле, поскольку это может перегреть лобовое стекло и испортить его. Предупреждение: электрический ток может вызвать ошибки девиации компаса до 40°.

There are two main types of windscreen anti-ice systems. The first system directs a flow of alcohol to the windscreen. If used early enough, the alcohol will prevent ice from building up on the windscreen. The rate of alcohol flow can be controlled by a dial in the flight deck according to procedures recommended by the aircraft manufacturer.

Another effective method of anti-icing equipment is the electric heating method. Small wires or other conductive material is imbedded in the windscreen. The heater can be turned on by a switch in the flight deck, causing an electrical current to be passed across the shield through the wires to provide sufficient heat to prevent the formation of ice on the windscreen. The heated windscreen should only be used during flight. Do not leave it on during ground operations, as it can overheat and cause damage to the windscreen. Warning: the electrical current can cause compass deviation errors by as much as 40°.

Защита воздушного винта от обледенения

Propeller Anti-Ice

Винты предохраняются от обледенения раствором спирта или электрическими элементами с подогревом. Некоторые винты оборудованы форсункой, которая установлена у основания винта и направлена к краю лопасти винта. Спирт распрыскивается форсункой, и под действием центробежной силы он попадает на край лопасти винта. Это препятствует образованию льда на переднем крае лопасти. Винты также могут быть оснащены пневматически раздуваемыми камерами. Камера лопасти разделена на две части – внутренняя и внешняя. Пневмокамеры имеют встроенные провода, по которым проходит ток для нашрева винта. Отслеживать правильность работы противообледенительной системы винта можно с помощью соответствующего амперметра. Во время преполетного осмотра проверьте работоспособность пневмокамер винта. Если неисправен нагрев на хотябы на одной из лопастей винта, это модет привести к неравной нагрузке на лопасти, что приведет к сильной вибрации винта. [Рисунок 6-49]

Рисунок 6-49. Амперметр и противообледенительная камера.

Propellers are protected from icing by the use of alcohol or electrically heated elements. Some propellers are equipped with a discharge nozzle that is pointed toward the root of the blade. Alcohol is discharged from the nozzles, and centrifugal force drives the alcohol down the leading edge of the blade. The boots are also grooved to help direct the flow of alcohol. This prevents ice from forming on the leading edge of the propeller. Propellers can also be fitted with propeller anti-ice boots. The propeller boot is divided into two sectionsóthe inboard and the outboard sections. The boots are imbedded with electrical wires that carry current for heating the propeller. The prop anti-ice system can be monitored for proper operation by monitoring the prop anti-ice ammeter. During the preflight inspection, check the propeller boots for proper operation. If a boot fails to heat one blade, an unequal blade loading can result, and may cause severe propeller vibration. [Figure 6-49]

Figure 6-49. Prop ammeter and anti-ice boots.

Борьба с объедением других элементов

Other Anti-Ice and Deice Systems

Приемники полного и статического давления, топливные отверстия, датчики предупреждения сваливания и другое дополнительное оборудование могут быть нагреты электрическими элементами. Эксплуатационные проверки электрических систем подогрева должны быть проверены в соответствии с РЛЭ/СРП.

Работа систем предотвращающих формирование льда и удаляющих уже образовавшегося должна быть проверена до попадания самолета в условия обледенения. Столкновения со структурным льдом требуют незамедлительного принятия мер. Антиобледенительные системы и оборудование удаления льда не предназначены, чтобы выдержать длительный полет в условиях обледенения.

Pitot and static ports, fuel vents, stall-warning sensors, and other optional equipment may be heated by electrical elements. Operational checks of the electrically heated systems are to be checked in accordance with the AFM /POH.

Operation of aircraft anti-icing and deicing systems should be checked prior to encountering icing conditions. Encounters with structural ice require immediate action. Anti-icing and deicing equipment are not intended to sustain long-term flight in icing conditions.

Резюме главы

Chapter Summary

У всех самолетов есть определенные требования к системам имеющимся на всех самолетах, таких как двигатель, винт, система подачи топлива, системы зажигания так же как и само топливо, масло, система охлаждения, электрические системы, шасси и системы контроля за состоянием окружающей среды, без которых полет невозможен. Для производства безопасных полетов важно понимать, как работают системы самолета и как правильно их обслуживать. Обратитесь к РЛЭ/СРП чтобы найти информацию конкретно о вашем самолете на котором вы производите полет. Различная информация от производителя и с сайтов владельцев могут быть ценными источниками дополнительной информации.

All aircraft have a requirement for essential systems such as the engine, propeller, induction, ignition systems as well as the fuel, lubrication, cooling, electrical, landing gear, and environmental control systems to support flight. Understanding the aircraft systems of the aircraft being flown is critical to its safe operation and proper maintenance. Consult the AFM/POH for specific information pertaining to the aircraft being flown. Various manufacturer and owners group websites can also be a valuable source of additional information.


Система Orphus