Руководство пилота по аэронавтике » Глава 6. Системы самолета » Силовая установка

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.

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.

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.

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

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

Система Orphus