что такое руд в самолете

Sukhoi Superjet 100

Реальность против домыслов

Разделы

Помощь

Случайные

Вопрос: А механические блокировки ручек какие есть у вас? У нас, например, если РУД 2 не на малом газе, РУР 3 механически блокируется в самом ПУД; на ручке РУР, чтобы двинуть её, надо головку обжать; когда РУР снят с упора выключения реверса — РУД не пойдёт вперёд (механически заблокирован в ПУД), при перемещении РУР выше упора минимального реверса при невыпущенном реверсе работает мех. блокировка перемещения ручки (она на двигателе расположена).

Ответ: РУДы могут перемещаться между передним концевым упором МАХ, соответствующим максимальной прямой тяге (режим ЧР или APR) и задним концевым упором, соответствующим максимальной обратной тяге (режим REV.MAX). Кроме концевых, имеются ещё два промежуточных упора.

Передний промежуточный упор соответствует режиму NTO (Нормальная взлётная тяга) и преодолевается приложением к РУД дополнительного усилия. Кроме пересиливания упора, режим APR может включаться автоматически — системой АСУВТ в случае отказа одного двигателя на взлёте. В соответствии с нормативными требованиями, выход на APR увеличивает тягу на 10%.

Задний промежуточный упор соответствует режиму IDLE (МГ) и снабжён механической защёлкой, которая открывается перемещением в верхнее положение специальной клавиши на РУД. Дальнейшее перемещение рычагов до заднего концевого упора увеличивает обратную тягу от REV.IDLE до REV.MAX. Защёлка промежуточного упора IDLE односторонняя, т.е. обратный переход на прямую тягу обеспечивается обычным перемещением РУД вперёд — до характерного щелчка.

Вопрос: …если реверс не переложен и нет давления в гидросистеме, ручку можно утянуть с малого газа до максимально реверса, нажав клавишу?

Ответ: РУД, конечно, можно будет переместить, но это ничего не изменит…

Объясню поподробнее про управление и индикацию режимов двигателей. В верхней части инженерного дисплея (EWD), над шкалами N1 левого и правого двигателей, индицируется наименование режима их работы — IDLE, CLIMB и т. д. Если текущие обороты двигателя и положение РУД соответствуют друг другу, режим индицируется зелёным цветом. Кроме этого, по внешней части шкалы N1 перемещается индекс положения РУД, по которому можно контролировать «ножницы» между заданными и текущими оборотами. При перемещении РУД, например, из положения МГ во взлётный режим, надпись IDLE зелёного цвета изменится на NTO голубого цвета. После выхода двигателя на NTO надпись перекрасится в зелёный цвет, а стрелка текущих оборотов N1 совместится с положением метки РУД.

Теперь о режимах обратной тяги. При переводе РУД в любое из положений от REV.IDLE до REV.MAX, на EWD высвечивается надпись REV оранжевого цвета. После открытия створок и выхода двигателя на заданные обороты, надпись перекрасится в зелёный. Если по причине какого-либо отказа створки не откроются, надпись REV останется оранжевой и появится сообщение об отказе – L(R) REV FAULT с соответствующим звуковым «кликом». FADEC не даст увеличить обороты при закрытых замках реверса и двигатель продолжит работать на режиме МГ (IDLE). После отказа, даже в случае снятия сигнала FAULT, открытие створок будет заблокировано FADEC-ом до конца полёта.

Изображение: Приборная доска | РУД | ГСС

Комментарии

Посторонним В: Вы, действительно, создали дружественный интерфейс!

Zhangjiajie: Уважаемый Engineer_2010, позвольте немного поправить Вас и самую малость добавить.

Если мне не изменяет память, у Вас нет индикации «NTO». На обычном сейчас режиме (не «флексибл») у Вас индицируется «TO/GA».

По поводу индикации реверса. Если взять в руки разные ревизии Вашего FCOM, то видно, что та логика, которую Вы описАли, была на самых ранних версиях авионики. На версиях, на которых трудятся Ваши Заказчики: никаких «транзитных» желтых сигналов нет; появление зеленой индикации REV служит сигналом Пилоту, что реверс работает штатно. Появление желтой индикации REV сигнализирует о неисправности реверса (любой). То есть, желтый сигнал он увидит только при нештатной работе.

«… Что касается работы реверса двигателей …» Указанные Вами блокировки реверса были свойственны Вашему самолету «в детстве». Продольный момент от реверса на RRJ-95B незначительный. Для тех версий ПО, что установлены на бортах Эксплуатантов и на опытных #03 и #05, условия включения и работы реверса: РУД в положении от REV IDLE до REV MAX и обжатие основных стоек шасси.
ОБС, что видела RRJ-95B на пробеге с высоко поднятой носовой стойкой и работающими реверсами )

Эта же «бабушка» уже и не припомнит, был ли реверс на машине #01. Если был, то именно там и были когда-то первоначальные блокировки по обжатию всех опор.

APZ комментирует: неплохо! Пилоту, при прерванном взлете, достаточно лишь РУДы на себя потянуть, и все системы переходят в режим экстренного торможения

Фото: устройство реверса | Интернет

Фото: Работа реверса | Интернет

22 Jan 2013 21:17 (опубликовано: skydiver000)

Источник

Что такое руд в самолете

РУДы. Взлетный режим. К себе или от себя?

Вот что мне в своё время ответил один военный летчик 1 класса, полковник запаса:

Кас. Рычагов Управления Двигателями (РУД).

На многодвигательных самолетах в нормальном режиме все РУДы (по
количеству двигателей) двигаются одновременно. Это достигается за
счет блокировки. Раздельно тягой никто в нормальном режиме не балуется
(начинаются всякие разворачивающие моменты, а значит и скольжения,
что опасно по ряду причин). Но в аварийных ситуациях, когда нужно
управлять отдельно взятым двигателем (отключить, запустить в воздухе
и т.д.), этот РУД разблокируется и им производят манипуляции отдельно
от остальных.

И в этом есть своя логика:

Вспоминаем принцип взлета ну например реактивного самолета:

РУД от себя на взлетный режим, происходит рывок вследствие чего пилота вжимает в кресло т.е происходит движение против направления увеличения тяги!
В случае нештатной ситуации инстинктивное хватание за РУД совпадет с уменьшением тяги что благоприятно скажеться на всем!!

Ну, например, на таком режиме полета, когда воздушная скорость равна вертикальной.

Блин ну вам все разжуй да распиши!!

Ну давай Я напишу что после отрыва и после достижения высоты ну например 20 метров уберем РУД в МГ!! И всем будет счастье. Ну чего придираться то??

И ли сейчас нужно Вам выложИть все случаи когда именно как раз разность в направлении движения РУД и самого пилота необходимы!!

Вот на этой фотке (ТУ-154) все видно.:

«Все что мешает полёту включается(перемещается) в направлениях вниз, назад и влево.»

Источник

Sukhoi Superjet 100

Реальность против домыслов

Разделы

Помощь

Случайные

Описание

РУД является электромеханической конструктивно-съемной единицей, которая считывает команды пилотов по управлению тягой и генерирует позиционные сигналы с избыточной информацией. Эту позиционную информацию получает цифровой блок управления двигателем (DECU), который затем дает команды исполнительным механизмам управления тягой на двигателях самолёта выполнять установку тяги. Двойные датчики положения измеряют позицию каждого рычага посредством беззазорной связи.

Кроме того, РУД включает в себя сервомотор автомата тяги с интерфейсом ARINC 429. РУД получает команды управления скоростью посредством информационной шины ARINC 429 самолета и генерирует визуальный и тактильный сигнал обратной связи, запуская рычаги, чтобы достигнуть скорости, на которую даёт команду вычислитель автомата тяги. Каждый рычаг тяги приводится в действие интегральным силовым приводом автомата тяги, состоящим из одного двигателя постоянного тока, зубчатых прямозубых цилиндрических/планетарных редукторов, а также тахометра, который обеспечивает обратную связь по скорости, чтобы замкнуть контур регулирования скорости при сервоуправлении. Каждый силовой привод также содержит муфту переключения на ручное управление на выходе силового привода, чтобы устранить заедание рычага в случае неисправности двигателя или зубчатого редуктора.

Внешний вид

Рычаги и кнопки РУД покрашены в черный цвет. Конструкция рычага обеспечивает полную амплитуду 74° хода, а также включает в себя переключатели A/T DISC и TO/GA. Корпус и световое табло рычагов РУД покрашены в серо-синий цвет. Жёлтая область в полоску на световом табло связана с реверсом тяги, а все надписи — ослепительно белые. Нижняя поверхность монтажного фланца соответственно подготовлена, чтобы обеспечить самое лучшее электрическое соединение с центральным пультом. Нанесены обозначения, показывающие рычаги “ENG L” и “ENG R”, подъёмный затвор “REV”, кнопки “TO/GA” и кнопки “A/T DISC”. Белые линии наносятся на каждой стороне каждого рычага для определения
выбранного положения.

Размеры и вес

Максимальный вес РУД составляет 19,5 фунтов (8,8 кг).

Размеры рычагов управления двигателей соответствуют стандарту LNF65211 для установки оборудования. Длина: 247,52 мм, ширина: 146 мм, высота: 303 мм.

Механические характеристики

Механические ограничители

Механические ограничители установлены для трёх положений ручек: малого газа (IDLE), максимальной тяги (APR), и максимальной реверсной тяги (MAX REV).

Дроссельный механизм NTO

У каждого рычага есть механизм возврата в положение нормального взлёта (NTO), который предотвращает перемещение рычагов в зону максимальной тяги (APR), если только не будет приложена значительная сила. Положение APR – на 52,5° впереди положения IDLE. Положение NTO — на 47,5° впереди положения IDLE, что служит «нормальным» передним механическим ограничителем рычагов дросселя.

Для перехода в режим APR пилоту необходимо приложить усилие до 45±9 фунтов (16-24 кг). Это позволяет получить дополнительные 5° движения рычажного механизма. Тяга
может быть уменьшена в зоне APR без дополнительного усилия, и механизм блокировки «ограничителя прохода» будет автоматически переустановлен. Электропитание не требуется для работы ограничителя прохода.

Реверс тяги

Предусмотрены поднимаемые пальцем рычаги реверса тяги, один на каждом РУД. Эти рычажки подпружинены с силой, направленной вниз, чтобы предотвратить неосторожное увеличение реверса тяги. Поднятие рычажка пальцем позволяет переход главных рычагов управления тягой из положения малого газа в положение полной тяги реверса. У подъёмных рычажков реверса есть также блокировка, которая препятствует их поднятию, когда главные дроссельные рычаги не находятся в положении режима малого газа.

У каждого рычага управления тягой имеется два положения фиксации реверса, которые определяют малый газ реверса (REV) и положение минимального газа реверса (REV MIN). Положение IDLE REV расположено на 9° сзади от IDLE; положение REV находится на 15.5° сзади от IDLE. Сила управления рычагами реверсивной тяги приблизительно
равняется прямой тяге.

Фрикционное устройство рычагов

Фрикционное/контрольное устройство является неотъемлемой частью каждого блока рычага управления тягой. Данное устройство обеспечивает контроль пилотов, а также предотвращает произвольное перемещение рычага, вызванное экстремальной окружающей обстановкой (вибрация, ускорение и т.д.). Сила, которая требуется для
перемещения рычагов через фрикционное устройство, имеет номинальное установленное на заводе значение 2,0 +/- 0,5 фунтов (1 кг) на кнопках рычага дросселя, которая подтверждается как достаточная во время испытаний на надежность.

У каждого рычага есть своя собственная независимая фрикционная контрольная муфта, расположенная между главным рычагом и ходовой частью корпуса. Потеря или заедание фрикционного механизма одного рычага не оказывает никакого влияния на другой.

Электрические характеристики

Датчики положения

РУД обеспечивает выработку сигналов команд позиционирования посредством двойных датчиков положения на каждом рычаге дросселя. Единичный отказ не вызывает показания обоими датчиками на одном рычаге идентичного положения, которое не отражает фактическое положение рычага (нет необходимости рассматривать очевидную полную поломку главного рычага РУД, которая может быть легко обнаружена пилотом).

Угловые зависимости РУД в отношении позиции датчиков положения:

*Допуски являются общими для механических, установочных и электрических величин (включают температуру, нагрузку, частоту и возбуждение).

Выключатель автомата тяги «AT DISC»

Выключатели автомата тяги «AT DISC» расположены на наружных сторонах ручек. Белые кнопки углублены, чтобы предотвратить случайное включение. Данный выключатель является выключателем мгновенного двухполюсного типа на два положения для обеспечения работы двух отдельных цепей схемы, которые связаны с помощью интерфейса с авионикой, как показано на рисунке. Когда любой из этих выключателей нажимается пилотом, изменение состояния выключателей посылается в каждый канал авионики через каждую из двух отдельных линий цепей схемы 0В/Open. Выключатели соответствуют MIL-S-8805 и способны переключать ток логического уровня (приблизительно 1мA).

Переключатель TO/GA

Переключатели Take-Off (взлёт) / Go-Around (уход на второй круг) расположены на поверхности задней части каждого РУД, ниже захватов. Такое размещение позволяет пилотам легко включать переключатель TO/GO с помощью их большого пальца кисти, предлагая эргономичную работу. Кнопки имеют немного утопленную форму для предотвращения случайного зацепления. Выключатель имеет мгновенный двухполюсный тип на два положения для обеспечения работы двух отдельных цепей схемы, которые связаны с помощью интерфейса с авионикой, как показано на рисунке. Когда любой из этих выключателей нажимается пилотом, изменение состояния выключателей посылается в каждый канал авионики через каждую из двух отдельных линий цепей схемы 0V/Open. Выключатели соответствуют MIL-S-8805 и способны переключать ток логического уровня (приблизительно 1мA).

Переключатели положения рычага

В дополнение к установленным на захватах выключателям, каждый рычаг, расположенный на РУД, содержит четыре изолированных от внешней среды переключателя (однополюсный тип на два положения) положения, выполненные в стиле микропереключателей, которые должны механически приводиться в действие поворотом РУД. Два переключателя на один рычаг приводятся в действие до включения режима «Малого газа реверса тяги» системы реверса тяги, и два переключателя на один рычаг приводятся в действие при положении впереди от положения BRAKE. Положения срабатывания и допуски перечислены в Таблице 1. Данные переключатели соответствуют MIL-S-8805 и способны переключать ток логического уровня (приблизительно 1мA).

Освещённая приборная доска

РУД включает в себя встроенную освещённую приборную панель. На приборной доске подсвечены обозначения с текстом и пазы рычагов, с использованием светодиодной технологии. Обозначения следующие: APR, NTO, CLIMB, IDLE, IDLE REV, MIN REV и MAX REV. Текстовые надписи и пазы рычагов обозначаются на приборной доске с каждой стороны каждого рычага. Уровень подсветки формируется системой освещения кабины.

Автомат тяги

Главная функция подсистемы регулирования скорости сервомотора РУД — обеспечивать независимое регулирование состояний установки скорости рычагами на максимальной скорости ±15 градусов/секунду на основе команд, получаемых от авионики и отдельных независимых дискретных компонентов.

Данная подсистема состоит из модуля электронного управления и двух силовых приводов сервомотора, показанных на рисунке. Каждый рычаг приводится в действие интегральным силовым приводом автомата тяги, состоящим из одного бесщёточного двигателя постоянного тока, прямозубой цилиндрической/планетарной передачи, а также тахометра, который обеспечивает обратную связь по скорости для замыкания контура регулирования скорости сервомотора. Каждый силовой привод содержит ограничительную муфту, чтобы предотвращать заедание рычага в случае неисправности силового привода.

Электрическая схема в управляющем модуле электронной аппаратуры обеспечивает двигателям постоянного тока питание приводов с ограничением тока, а бортовому радиоэлектронному оборудованию — регулирование скорости двигателя и связь. Сила ручного управления рычагом должна быть в пределах от 5 фунтов до 8 фунтов. Программного обеспечения в электронной аппаратуре контроля не существует, а есть только программируемое логические элементы (PLD).

Регулирование скорости рычагов

Цифровые команды по скорости принимаются управляющим модулем по шине ARINC 429 от авионики и преобразовываются в их аналоговые эквиваленты. Бесщёточные тахометры, расположенные на сервомоторах, предоставляют необходимую информацию по обратной связи управления скоростью. Модуль электронного управления демодулирует сигналы тахометра и использует для замыкания сбалансированного контура регулирования скорости каждого двигателя.

Дискретная команда включения автомата тяги

Включение или выключение автомата тяги производится по дискретному сигналу от авионики (28В). Функциональные структура такова, что входной сигнал 28В включает привод РУД.

15 May 2013 11:47 (опубликовано: Monya Katz)

Если вам понравилась статья, не забудьте поставить «+»

Источник

A320. Управление двигателями. FADEC. РУД. Панель ENG OVHD. IAE V2500

FADEC

Full Authority Digital Engine Controller – Система автоматического управления двигателем.

Данная система рассчитывает и поддерживает наиболее эффективную тягу для каждой фазы полета и обеспечивает защиту двигателей.

У каждого двигателя свой FADEC, который выполняет следующие функции:

Рукоятки управления двигателями

Рукоятки не имеют обратной связи с автоматикой. То есть они неподвижны до тех пор, пока вы сами не сдвинете их с места.

У РУД шесть позиций – это шесть лимитов тяги, вычисленные FADEC.

Перемещая РУД, пилот изменяет ключевые параметры: скорость вращения вала N1 – для двигателей CFM-56 и соотношение EPR – для двигателей V2500.

IDLE (0) – режим малой тяги – «холостой» ход. Двигатели крутятся с минимальной возможной скоростью вращения. Тяга почти равна нулю.

Двигаем РУД вперед:

CL (Climb) – режим набора высоты. Оно же – нормальное положение РУД во время всего полета.

В диапазоне от IDLE до CL пилот может менять положение рычагов и регулировать тягу вручную. (Если один двигатель вышел из строя, то от IDLE до FLX/MCT.)

FLX/MCT. MCT – Maximum Continuous Thrust – тяга в максимально продолжительном режиме. Применяется в случае потери одного двигателя. FLX – Flexible Take Off – режим пониженной (или адаптированной) взлетной тяги. (Про FLEX читайте в главе «Фаза первая. Предполетная подготовка»)

TO/GA – Take Off / Go Around – нормальный взлетный режим. Он же – режим для ухода на второй круг.

Максимально допустимое время работы двигателей в режиме TO/GA – 5 минут. С одним двигателем – 10 минут.

Теперь от IDLE назад:

REV IDLE – малый газ реверса. Когда пилот переводит РУД от IDLE к REV IDLE, происходит перекладка створок на обратную тягу (реверс).

REV FULL – максимальный реверс.

В диапазоне от REV IDLE до REV FULL пилот может регулировать величину обратной тяги.

На торцах костяшек РУД есть кнопки отключения автомата тяги.

Панель стартера двигателей и индикации N1 (ENG OVHD)

Такая панелька находится справа внизу на потолочном пульте. Обычно эти кнопки закрыты защитными колпачками, чтобы не нажать их случайно.

MAN START – ручной запуск. Нормальное положение – OFF, табло не горят.

N1 MODE (эти кнопки есть только в самолетах с двигателями IAE) – перейти с основного параметра EPR на параметр N1. Нормальное положение – OFF, табло не горят.

Двигатели IAE V2500

IAE – International Aero Engines. На первый взгляд (особенно для симмера) двигатель IAE мало чем отличается от CFM. Ротор компрессора низкого давления называется N1 и состоит из вентилятора, компрессора и турбины низкого давления. Ротор компрессора высокого давления называется N2 и состоит из компрессора и турбины. Камера сгорания имеет 2 свечи: А и В. Редуктор агрегатов присоединен к ротору высокого давления. Каждый двигатель имеет FADEC, который осуществляет полное компьютерное управления.

Однако, здесь основным параметром является EPR. EPR (Engine Pressure Ratio) – соотношение давления на входе (перед вентилятором) и выходе (за турбиной низкого давления) двигателя. «На выходе», деленное на «на входе».

Источник

Как устроена силовая установка пассажирского самолета

Всем привет. Недавно я читал ликбез очередному студенту на тему общего устройства оборудования самолёта. Вводный рассказ, хоть и отработанный до автоматизма, отнял пару часов времени и выявил необходимость ещё в двух-трёх вводных. Но лень — двигатель прогресса и я наконец дозрел до оформления всех этих «лекций» в печатном виде. А там, где есть внутренняя методичка, недалеко и до публикации на Хабре: вдруг, кому ещё интересно почитать будет.

Перед началом изложения хочу оговориться, что моя основная специализация — бортовое оборудование, так что из моего описания может вполне получиться «идеальный самолёт для технолога». Тех, кого этот подход не пугает, а также всех тех, кому интересно зачем в кабине экипажа нужны все эти кнопки и ручки — прошу оценить первую публикацию: «Силовая установка».

Про силовую установку

Силовая установка — общее название двигателей летательных аппаратов. Начну с них потому, что без двигателей самолет — не самолет, а в лучшем случае планер. Цена двигателей, к слову, составляет половину стоимости авиалайнера и компетенциями в разработке современных гражданских авиадвигателей обладают гораздо меньше стран, чем тех, кто обладают компетенциями в разработке самолетов.

На авиалайнерах сейчас ставят почти исключительно двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД). Вот принципиальная схема такого двигателя:

Детали устройства можно прочитать во многих источниках, начиная с Википедии. Для нас, электронщиков, важно понимать следующие факты о работе такого двигателя:

Компрессор сжимает забираемый снаружи воздух перед подачей его в камеру сгорания,

В камере сгорания к воздуху подмешивается топливо,

В камере сгорания происходит постоянное горение топливовоздушной смеси, приводящее к тому, что разогретый газ расширяется в сторону турбины,

Турбина крутится под воздействием расширяющихся газов и крутит компрессор и/или вентилятор,

Как правило, в двигателях бывает две связки турбина-компрессор: высокого давления и низкого давления. Они могут крутиться независимо друг от друга,

Основную тягу, как это ни странно, даёт не горячий газ, выходящий из сопла, а вращение вентилятора,

Обороты и тягу двигателя можно регулировать подачей топлива,

В большинстве современных авиационных двигателей работой двигателя управляет специальный компьютер FADEC. Этот прибор анализирует параметры работы двигателя, внешние условия и управляющие сигналы от органов управления двигателем и управляет всеми приводами, влияющими на работу двигателя, например, топливным краном. Часть названия «Full Authority» означает, что:

FADEC отвечает за ВСЕ аспекты работы двигателя,

Только FADEC отвечает за работу двигателя, т. е. нет никакого резервного контура управления, механических тяг управления газом и т. д.

Кроме сигналов от органов управления двигателем FADEC анализирует данные от:

Системы воздушных сигналов (СВС): давление и температуру наружного воздуха, воздушную скорость самолёта — для уточнения параметров работы,

Датчиков обжатия шасси — для дополнительного контроля возможности включения реверса.

Системы кондиционирования воздуха — чтобы вносить поправки в режимы работы двигателя в зависимости от количества воздуха, отбираемого для пассажирского салона и/или для работы пневматической системы для запуска второго двигателя.

Основным параметром, ограничивающим предел мощности двигателя, является температура газов сразу за камерой сгорания. Разработчики двигателя хотели бы её поднять, но фундаментальные свойства известных материалов пока не позволяют этого сделать.

Как запускать двигатель

Чтобы запустить двигатель, надо раскрутить турбину высокого давления, подать топливо и дать первоначальную искру. После того, как турбина раскрутится примерно до 50% оборотов двигатель начнёт раскручивать себя сам.

Первоначальную раскрутку двигателя можно осуществлять электрическим стартер-генератором (для маленьких двигателей) или специально поданным воздухом высокого давления от пневматической системы. К слову, воздух высокого давления в пневматической системе берется от второго (уже запущенного) двигателя, вспомогательной силовой установки (ВСУ) или внешнего источника.

Пример пульта управления, используемого для запуска двигателя:

Для автоматического запуска надо выполнить следующие действия:

Переключатель «ENG START» (1) перевести в положение «IGN/ON»

Тумблер «ENG MASTER» (2) перевести в положение «ON» (вперёд). В этот момент FADEC:

Откроет кран пневматической системы для раскрутки турбины и компрессора высокого давления

Откроет кран топливной системы — чтобы было чему гореть
Даст искру на свечи зажигания
Контролировать процесс запуска. Если что-то пойдёт не так — немедленно перевести тумблер запуска обратно в положение OFF
Когда двигатель успешно выйдет на обороты малого газа — запустить второй двигатель по аналогичной процедуре
Когда оба двигателя запустятся — перевести тумблер ENG START в положение OFF — во время нормальной работы двигателя дополнительные искры на свечах зажигания не нужны
Во время автоматического запуска двигателя кнопки ручного запуска (3) не используются
Иногда нам надо покрутить двигатель, но не заводить его. Например, для проверок или чтобы «помыть» его внутренности керосином после консервации. В этом случае переключатель ENG START надо переводить в положение CRANK (прокрутка). Вся процедура запуска будет та же, но искры на свечах не будет. Нет искры — нет огня.

Управление двигателями осуществляется с помощью рычагов управления двигателями (РУД)

На каждый двигатель — свой рычаг. Тут всё просто: толкаем рычаг от себя — двигатель крутится быстрее, тяга растёт. Тянем рычаг на себя — крутится медленнее. Так как РУД не связан с топливным дросселем напрямую, можно не бояться, что мы сожжем двигатель большим количеством топлива или заглушим недостаточным. FADEC в любом случае не даст ему превысить предельную температуру выхлопных газов или заглохнуть. Кстати, с ограничением температуры выхлопных газов связан тот факт, что в жару и/или на высокогорных аэродромах двигатель может выдать меньшую тягу.
В районе «малого газа» у рычага упор. Чтобы разблокировать перевод рычагов в зону режимов реверса, надо потянуть за специальную скобу. При реверсе двигателя специальные створки разворачивают поток от вентилятора двигателя в обратном направлении помогая самолету остановиться:

Вообще, с помощью реверса самолёт может даже поехать назад, но, так как в этом режиме для двигателей, висящих под крылом, возможна ситуация засасывания в двигатель мусора и даже камней с взлётно-посадочной полосы, для авиалайнеров не рекомендуется включать реверс на малых скоростях.
Для включения реверса FADEC анализирует не только положение РУДов, но и датчики обжатия шасси, так что случайно в воздухе запустить реверс невозможно.
Ещё у двигателей, бывает специальный «аварийный» режим. Включить его можно пересиливанием РУДов в положение, находящееся дальше взлетного режима (на картинке это положение APR — Automatic Power Reserve). Такой режим используется только при отказе одного из двигателей при взлете, когда надо гарантировать набор высоты в ущерб ресурса рабочего двигателя. Правда после приземления работающий в аварийном режиме двигатель придется «перебрать».
Про индикацию и сигнализацию
Данные работы двигателей, как правило, отображаются на неотключаемой части центрального дисплея пилотов и на специальной странице с расширенными данными по двигателю

В постоянно индицируемом окне статуса работы двигателя доступны следующие данные:
а. Текущие обороты вентилятора двигателя (напрямую влияют на тягу)
б. Температура выхлопных газов — параметр работы двигателя, часто ограничивающий максимальную тягу. FADEC ограничивает ток топлива в том числе, чтобы не расплавить конструкцию лопаток турбин. Лётчику тоже важно понимать, почему обороты не растут, хотя он «просит»
в. Заданные обороты вентилятора двигателя (разгон двигателя с малого газа до взлётного режима занимает десятки секунд и текущие обороты не всегда совпадают с заданными)
г. Обороты турбины высокого давления. Помните, что турбин две и они работают независимо? Так вот данные оборотов турбины высокого давления важны при запуске двигателя. В полёте контролировать их не надо
д. Текущий расход топлива
е. Признак включения реверса
ж. Установившийся режим работы двигателя (малый газ, взлётный, набор высоты)
На специальной странице дополнительных параметров работы двигателя может выводиться, например, такая информация как:

Уровень, давление и температура масла,
Уровень вибрации двигателя,
Количество топлива, израсходованного с момента последнего запуска,
Давление воздуха в пневматической системе,
И т.д.
Варианты газотурбинных двигателей
Двигатели, в которых вентилятор вынесен за пределы мотогондолы (корпуса двигателя) называются турбовинтовыми. Они обладают лучшими взлетно-посадочными характеристиками, но быстро теряют эффективность при росте скорости больше 0.5 скорости звука (приблизительно). Поэтому они в основном применяются в самолётах для местных авиалиний и военно-транспортной авиации, где возможность использования коротких и неподготовленных взлетно-посадочных полос важнее, чем крейсерская скорость. В конструкции таких двигателей также часто применяется понижающая трансмиссия, как, например, на рисунке ниже.

Газотурбинные двигатели также используются на вертолётах, только в этом случае они крутят не пропеллер, а винт, сами двигатели в этом случае называются турбовальными. Хорошее видео, иллюстрирующее принципы их работы:

Ещё газотурбинные (турбовальные) двигатели ставят на танки (Т-80, Абрамс).
К преимуществам таких двигателей относят: высокую удельную мощность, хороший запуск даже при низких температурах, возможность тянуть «с низов» — турбина высокого давления отделена от силовой турбины и двигатель не глохнет, когда гусеницы стоят неподвижно.
К недостаткам: высокую стоимость двигателя, сложность технического обслуживания, низкую приёмистость. По каждой из особенностей применения газотурбинных двигателей для танков есть разные полярные мнения, я же не специалист по танкам — не кидайте в меня камни. Я мог ошибиться. 🙂
Нелокализованный разлёт осколков
Одним из «свойств» двигателя, сильно влияющим на конструкцию бортового оборудования, является так называемый «нелокализованный разлёт осколков двигателя». Это событие возникает при взрывном разрушении двигателя, когда лопатки компрессоров и турбин разлетаются во все стороны.

При оценке последствий такого отказа, считается, что осколки обладают «бесконечной» энергией, которой достаточно, чтобы пробить любые преграды, разрубить любые трубы и провода. Для обеспечения безопасного завершения полета в случае такого нелокализованного разлета разработчики архитектуры электронного оборудования для каждого критического провода должны предусмотреть резервный, проложенный в отдельном канале, который не может быть перебит тем же осколком, что и основной провод.
Примечание для впечатлительных: на самом деле разработчики двигателей делают всё возможное, чтобы избежать нелокализованного разлёта, и действительно они случаются очень редкстро. Даже попадание крупной птицы в двигатель не сломает его. Но авиация — отрасль консервативная и мы закладываем в архитектуру противодействие всем потенциально возможным рискам.

К посту напрашивается ссылка на канал одного гаражного кулибина с реактивными двигателями

Где то читал, что современный турбовентиляторный авиадвигатель это одно из самых технически сложных устройств на планете. Производителей буквально по пальцам пересчитать можно.

Примечание для впечатлительных: на самом деле разработчики двигателей делают всё возможное, чтобы избежать нелокализованного разлёта, и действительно они случаются очень редкстро. Даже попадание крупной птицы в двигатель не сломает его. Но авиация — отрасль консервативная и мы закладываем в архитектуру противодействие всем потенциально возможным рискам.

В США у пассажирского самолета прямо в воздухе взорвался двигатель. Осколки повредили один из иллюминаторов. В результате стекло не выдержало и полностью вылетело. Женщину, которая сидела в пассажирском кресле возле иллюминатора засосало в образовавшееся отверстие

Запустить реверс в воздухе невозможно? Но ведь случаи самопроизвольного включения в воздухе были, с катастрофическими последствиями.

я один поначалу подумал что в небе тормознуть можно?

А еще ГТД периодически ставят на обычные гражданские автомобили. Например, вот:

А зачем на земле педали-то? Руль есть за сайдстиком.

В Перми собрали газогенератор для гигантского авиадвигателя ПД-35

Водород как топливо для авиации. Project Bee. США.1955 год

Предыстория. 1936 год. Эрнст Хейнкель (немецкий авиаконструктор, основатель фирмы Heinkel. 154 разработанных конструкции самолетов, 13 разработанных катапульт, 5 разработанных реактивных самолетов) дает задание Хансу фон Охайну (первый в мире турбореактивный самолет He 178 с двигателем HeS 3 фон Охайна. ) разработать турбореактивный двигатель.

В 1937 году фон Охайн обнаружил, что его экспериментальный турбореактивный двигатель хорошо работает на газообразном водороде.

В 50х годах прошлого века ВВС США заинтересовались использованием водорода в качестве топлива для своих новых и перспективных самолетов.

Поскольку в NACA водородом в качестве топлива активно занимался зам.директора Эйб Сильверстайн, и были проведены все теоретические расчеты и лабораторные исследования, а так же были уже продуманы способы практических испытаний, интересы ВВС США и NACA и взгляды на перспективность водорода как горючего для авиационных двигателей совпадали почти идеально.

NACA в то время считало, что для полета на сверх. высотах (выше 20 км) водород является практически идеальным горючим для самолета. И это нужно было проверить на практике.

Соглашение с NACA было достигнуто в декабре 1955 года, проект был засекречен и получил название Project Bee. Руководителем проекта был назначен зам.директор Эйб Сильверстайн.

Для проекта был выбран двухмоторный бомбардировщик B-57B с турбореактивными двигателями Curtiss Wright J-65.

Основной план состоял в том, чтобы оборудовать самолет водородной топливной системой, независимой от его штатной топливной системы, и модифицировать один двигатель для работы на водороде, а также на обычном топливе, которым был JP-4 (керосин). Самолет должен был взлетать и набирать высоту на штатном топливе.

После достижения горизонтального полета на высоте около 16400 метров топливо одного двигателя должно было быть переключено с JP-4 на водород. (Почти так же было сделано через 30 лет в Ту-155, только в Ту-155 на водород переключали один двигатель из трех, и не штатный а специально разработанный).

Когда эксперимент с водородом будет завершен, поток топлива будет переключен обратно на JP-4, и самолет вернется на базу в нормальных условиях эксплуатации.

Полеты выполнялись летчиками-испытателями лаборатории во главе с Уильямом В. (Эб) Гофом-младшим, четвертым пилотом ВМС, получившим квалификацию вертолетчика, и тридцатым пилотом реактивных самолетов; он присоединился к NACA в качестве летчика-испытателя после войны. К началу мая Гоф проверил B-57 на заводе Glenn L. Martin в Балтиморе, и ВВС переправили B-57 в Кливленд для экспериментов.

ВВС предоставили мобильное оборудование для сжижения водорода и резервуары из программы водородной бомбы. Гленн Хеннингс получил оборудование в хорошем рабочем состоянии и вскоре начал производить жидкий водород для различных лабораторных нужд.

В первой половине 1956 года в рамках другой программы ВВС подписали контракт на строительство в Пейнсвилле, штат Огайо, завода по сжижению водорода производительностью 680 кг в день. Когда этот завод начал производство в конце 1956 года, он обеспечивал все потребности Льюиса в водороде.

Параллельно с разработкой летной системы для подачи и управления водородом в двигатель был проведен ряд экспериментов с одиночными ТРД и полномасштабными двигателями, использующими газообразный водород в качестве топлива. Характеристики двигателя были высокими и нечувствительными к начальной температуре водорода.

В других исследованиях водород в камере сгорания размерами 2/3 длины стандартной, превзошел JP-4 и также работал на высоте 26000, т.е. работал на 6000 метров выше предела для JP-4. Это означало, что на водороде был возможен более короткий двигатель с существенной экономией массы.

В другом исследовании группа под руководством Уильяма А. Флеминга сравнила высотные характеристики двух турбореактивных двигателей, один на водороде, а другой JP-4. Двигатели были одноступенчатыми, осевые, развивали тягу 33-45 килоньютон (7500-10000 фунтов).

Сильверстайн хотел тщательно проверить двигатель и систему управления, используя как JP-4, так и водородное топливо в высотной аэродинамической трубе перед попыткой полета. Это было выполнено Гарольдом Р. Кауфманом и его сотрудниками, в том числе летчиком-испытателем Альгранти.

Водородная система состояла из топливного бака с крылом на конце крыла из нержавеющей стали, теплообменника, в котором проходил воздух для испарения жидкого водорода, и регулятора для управления потоком водорода в двигатель. Турбореактивный двигатель J-65 был модифицирован за счет добавления водородного коллектора и инжекторных трубок. Модификация не меняла штатную топливную систему двигателя на JP-4.

Кауфман сообщил, что для JP-4 максимальная высота стабильного горения составляла около 20000 метров, а затухание пламени произошло на высоте 23000 метров. Наоборот, водород оставался стабильным на пределе возможностей установки на высоте 27000 метров при номинальной скорости и температуре полета. Тяга была на 2–4 процента выше, а удельный расход топлива на 60–70 процентов ниже, чем у топлива JP-4.25

В ходе имитационных летных испытаний было выполнено 38 переходов с топлива JP-4 на водород. Более трех четвертей из них были удовлетворительными. У других были некоторые вариации оборотов двигателя, но они были настолько малы и непродолжительны, что инженеры полагали, что это не окажет отрицательного влияния на летно-технические характеристики самолета. Эти удовлетворительные результаты в барокамере открыли путь для испытаний водородной системы на B-57.

Бак с водородным топливом на левом крыле самолета имел длину 6,2 метра и объем 1,7 куб.

Бак из нержавеющей стали был рассчитан на давление 3,4 атмосферы и изолирован 5-сантиметровым слоем пенопласта, покрытого алюминиевой фольгой и заключенного в покрытие из стекловолокна. На противоположном крыле находился запас гелия, состоящий из 24 сфер из стекловолокна, заряженных до 200 атмосфер.

Гелий использовался для повышения давления в резервуаре с водородом и для продувки. Теплообменник для испарения жидкого водорода, регулятор потока и коллектор для подачи газообразного водорода в двигатель составляли остальную часть водородной системы.

С приближением Рождества 1956 года пилоты Гоф и Альгранти совершили серию проверочных полетов без водорода.

Настало время проверить, будет ли это работать, и будет ли работать вообще.

-А теперь со всем этим хламом мы попробуем взлететь. наверное думали пилоты и конструкторы 🙂

23 декабря 1956 года

Симпкинсон произвел последнюю проверку приборов, и B-57 был заправлен JP-4.

В бак законцовки крыла было загружено 94 килограмма жидкого водорода.

Закончив все приготовления, Гоф начал рулить. Его сопровождал «преследующий» самолет ВВС, оснащенный фотоаппаратом.

Когда B-57 занял позицию для взлета, Альгранти поддерживал давление в баке с жидким водородом. При закрытом вентиляционном клапане испарение небольшого количества водорода вызвало повышение давления в газовой полости над жидким водородом.

Испарение было вызвано утечкой тепла через изоляцию, что неизбежно при практической установке.

Из наземных испытаний Альгранти знал, что давление вырастет с 1 до 3,5 атмосфер примерно за пять минут, и ему пришлось вручную выпустить воздух из резервуара, когда давление начало подниматься выше 3,5 атмосфер.

Во время руления он заметил, что скорость нарастания давления значительно ниже, чем при наземных испытаниях; записи прибора показали, что всплеск и перемешивание водорода во время руления замедлили рост давления в два раза. Во время взлета давление в баллоне резко упало от всплесков в баке. Однако после того, как он поднялся в воздух, всплески прекратились, и давление начало расти примерно с той же скоростью, что и при стационарных испытаниях.

Это явление было вызвано температурными градиентами и стратификацией жидкого водорода и его паров и позже стало предметом детального исследования.

Взлет и набор высоты до крейсерской высоты 15 200 метров заняли почти час, и за это время Альгранти 8 раз вентилировал бак, чтобы давление оставалось в пределах нормы. Это привело к потере около 16 процентов водорода.

По сигналу Альгранти перешел с JP-4 на водород.

Двигатель реагировал превышением скорости и сильной вибрацией.

Пораженные пилоты быстро отключили его, прочистили трубопроводы и слили жидкий водород в бак крыла. На B-57 было сложно летать на одном двигателе, но подготовка Гофа учитывала это обстоятельство. Эксперимент проводился над озером Эри, и погода испортилась. Гоф попросил самолет, идущий за ним, вернутся, но пилот решил сопровождать его обратно в аэропорт Кливленда. Они приземлились бок о бок на взлетно-посадочных полосах под небольшим дождем.

Хотя первый полет был неудачным для работы двигателя на водороде в течение длительного периода, он успешно продемонстрировал, что с водородом можно безопасно обращаться.

Кроме того, были получены данные о явлении термического расслоения водорода в резервуарах.

Второй полет также был успешным лишь частично. Переход с JP-4 на водород прошел успешно, но недостаточный поток водорода помешал удовлетворительной работе двигателя на высоких оборотах. И снова основная часть водорода была сброшена без происшествий. Слив водорода за борт занял менее 3 минут, при этом водород образовал плотный шлейф, который исчезал примерно в 6 метрах от бака.

Конструкторы морщили лбы, инженеры сыпали идеями. Нормально. Машинка учится летать, допиливаем и снова пробуем.

13 февраля 1957 года был совершен первый из трех успешных полетов, и топливная система заработала исправно.

Переход на водород производился в два этапа.

Сначала продували водородные линии, затем двигатель работал на JP-4 и газообразном водороде одновременно. После двух минут работы со смесью Альгранти переключился на только водород. Переход был относительно плавным, заметного изменение частоты вращения двигателя или температуры выхлопной трубы не наблюдалось.

Двигатель проработал около 20 минут на водороде. Пилоты обнаружили, что двигатель хорошо реагирует на изменение положения дроссельной заслонки при использовании водорода. Когда запас почти иссяк, скорость начала падать. Когда это стало очевидным, Альгранти снова переключился на JP-4, и двигатель плавно разогнался до своей рабочей скорости. Двигатель, сжигающий водород, оставлял плотный и устойчивый след конденсации, в то время как другой двигатель, работавший на JP-4, не оставлял следов.

26 апреля Сильверстайн провел специальную конференцию, чтобы сообщить о том, что выявил проект Bee в практике и теории использовании водорода в полете.

175 участников заслушали 7 докладов 19-ти членов команды проекта. Они касались потребления водорода, проблем с заправкой, заправки самолетов, топливной системы самолета и летных экспериментов. Результаты также были представлены в серии отчетов об исследованиях, опубликованных позже.

Первая серия полетов водородного B-57 была выполнена с системой наддувом гелием, чтобы направить жидкий водород из бака на законцовке крыла в двигатели.

Для этого требовался достаточно тяжелый бак.

Позже был разработан водородный насос, который позволил уменьшить вес бака, что более чем компенсировало вес насоса. Арнольд Бирман и Роберт Коль разработали пятицилиндровый поршневой насос, приводимый в действие гидравлическим двигателем, для установки в баке с жидким водородом на законцовке крыла.

Летные эксперименты с насосом продлены до 1959 года. Было совершено три успешных полета. Хотя скорость насоса и давление нагнетания менялись, регулятор водорода поддерживал постоянную скорость двигателя во время работы с водородом. Все переходы с JP-4 на водород, сжигание водорода и переход обратно на JP-4 были выполнены без происшествий.

Возможность использования жидкого водорода в полете была с блеском продемонстрирована.

Источник