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

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.


Система Orphus