Руководство пилота по аэронавтике » Глава 6. Системы самолета » Газотурбинный двигатель

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.

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.

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.

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.

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.


Система Orphus