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

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.


Система Orphus