velikol.ru
1

Силовая установка


Боинг 737 (300-500) оснащен двигателем CFM 56 - 3, который имеет 4 конфигурации:

CFM 56 - 3 - В4 (18,5 К);

CFM 56 - 3 - В1 (20 К);

CFM 56 - 3В – 2 (22 К);

CFM 56 - 3С – 1 (23,5 К)

развивающие максимальную тягу соответственно 18,5; 20; 22 и 23,5 тысяч фунтов (1 фунт равен 0.4536 кг) тяги. Причём программа регулирования двигателя такова, что заданная тяга двигателя выдерживается постоянной в широком диапазоне температур воздуха (скоростей полёта), пока не наступает срезка тяги, с целью не превышения допустимой температуры газов.

На Боинге 737-800 устанавливаются двигатели CFM56-7B в трёх возможных конфигурациях:

- В24 с взлётной тягой 24200 фунтов;

- В26 с взлётной тягой 26400 фунтов;

- В27 с взлётной тягой 27300 фунтов.


^ Основные режимы работы двигателя


Классика:

Земной малый газ – N1 ≈ 22%.

Полётный малый газ – N1 ≈ 32%.

Величина полётного малого газа меняется в зависимости от условий полёта – при уменьшении температуры наружного воздуха и/или уменьшении скорости полёта обороты N1 полётного малого газа уменьшаются. Режим полётного малого газа сохраняется 4 секунды после приземления, чтобы улучшить приёмистость двигателей на реверсе.


NG:

Система управления двигателем определяет заданный лётчиком режим двигателя по положению РУДа. Положение РУД считывается синусно-косинусным трансформатором (thrust lever resolver angle, TRA) и в виде электрического сигнала передаётся ЕЕС.

Есть 6 фиксированных углов положения РУД (TRA), которые соответствуют основным режимам двигателя:

- максимальный реверс (TRA = 8);

- минимальный реверс (TRA = 24);

- малый газ (TRA = 36 ÷ 38);

- максимальный режим для набора высоты (TRA = 72);

- максимальный режим для взлёта/ухода на второй круг (TRA = 78);

- максимальная сертифицированная тяга двигателя (TRA = 82,5);

Для каждого из этих режимов в ЕЕС прописана зависимость заданных оборотов вентилятора N1 в зависимости от статического давления и числа М полёта. При положении РУД в промежуточных положениях, ЕЕС рассчитывает заданный N1 методом интерполяции.

Величина максимальной сертифицированной тяги зависит от модели самолёта:

для 737-600 - 22К;

для 737-700 - 24К;

для 737-800 и 737-900 - 27К.

На эту тягу двигатель выйдет при перемещении РУД вперёд до упора. То есть, если на «800» установлены двигатели на 26К, то существует резерв тяги 1000 фунтов, которым можно воспользоваться в аварийной обстановке. (см. http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/aero_02/textonly/sy01txt.html)


Земной малый газ – N2 ≈ 59%.

Величина оборотов земного малого газа регулируется ЕЕС по принципу выбора наибольшего из четырех:

- минимальные N2 = 58%, для поддержания устойчивой работы генератора (IDG);

- минимально допустимый расход топлива 136 кг/час;

- минимальные N2 для получения заданного давления отбираемого воздуха на нужды системы кондиционирования.

- при ТАТ ˃ 52ºС минимальные N2 = 66% для обеспечения охлаждения агрегатов двигателя.


Полётный малый газ - N2 = 72%.


Малый газ для захода на посадку - N2 = 72 ÷ 79%.

Малый газ для захода на посадку включается при выполнении любого условия из трёх:

- включена система обогрева воздухозаборника на одном из двигателей;

- высота полёта менее 15500 футов и выпущены шасси;

- высота полёта менее 15500 футов и угол отклонения закрылков ≥ 15º.

Режим малого газа для захода на посадку сохраняется 5 секунд после приземления, чтобы улучшить приёмистость двигателей на реверсе.


Сигнализация отказа двигателя появляется при уменьшении N2 ˂ 50% и открытом start lever.


^ Система управления двигателем


На «классике» управление двигателем осуществляется гидромеханическим регулятором (МЕС) и электронным регулятором (РМС).

На NG двигателем управляет двухканальная цифровая система управления, не имеющая механической связи с РУДами. Переключение между каналами происходит автоматически при каждом запуске двигателя (или попытке запуска).


Система управления подачей топлива совместно с системами управления поворотными лопатками направляющих аппаратов первых четырех ступеней компрессора высокого давления (КВД) и перепускных клапанов на входе в КВД регулирует тягу двигателя во всех условиях.

Гидромеханический регулятор расхода топлива (main engine control (MEC)) устанавливает заданную тягу двигателя, используя в качестве входных сигналов:

-положение рычага управления двигателем (РУД) (thrust lever);

-температуру воздуха на входе в компрессор (compressor inlet temperature(CIT));

-давление воздуха на выходе из компрессора (compressor discharge pressure (CDP));

-сигналы обратной связи систем управления поворотными лопатками направляющих аппаратов и перепускных клапанов;

-обороты ротора высокого давления (N2);

-команды электронного блока управления двигателем (power management control (PMC)).

MEC управляет оборотами КВД (N2) в зависимости от положения РУД. При этом автоматически регулируется положение направляющих аппаратов и перепускных клапанов компрессора.



Обороты N2 регулируются не жестко, а с возможностью уточнения в зависимости от условий полета.



Электронный блок управления двигателем (РМС) управляет оборотами КНД (N1) посредством исполнительного агрегата МЕС. При этом выполняются следующие функции:

1. В функции от положения РУД рассчитываются откорректированные обороты N1 в виде процентного соотношения от максимальных откорректированных оборотов для текущих условий.

2. N1 рассчитываются и поддерживаются для поддержания постоянной тяги двигателя.

3. Рассчитываются и поддерживаются откорректированные обороты N1 из условия не превышения максимально-допустимой температуры газов за турбиной.



4. Рассчитываются и поддерживаются откорректированные обороты N1 из условия поддержания требуемого уровня высотной компенсации.

5. Обеспечивается автоматическое отключение РМС при отказе.


Положение РУД определяет заданную тягу двигателя, которую РМС выдерживает как заданное процентное отношение к полной тяге для текущих условий полета. При этом РМС обеспечивает защиту от превышения оборотов КНД (N1) и от забросов температуры газов (EGT) на переходных процессах.




На рисунке показан характер переходного процесса при разгоне двигателя с выключенным и работающим электронным блоком управления (РМС).

Таким образом, при работающем РМС, положение РУД определяет заданный N1. В процессе взлета и набора высоты, РМС рассчитывает N1 таким образом, чтобы тяга двигателя оставалась постоянной.


На NG система управления имеет два режима работы: нормальный и альтернативный. В обоих случаях управление происходит по N1.


Дроссельная характеристика двигателя (26 К)




Скоростная характеристика двигателя



При законе управления N1 = const и увеличении скорости полёта параметры двигателя будут меняться следующим образом:

  • увеличение скорости приводит к увеличению степени двухконтурности двигателя (отношение расходов воздуха через внешний и внутренний контур);

  • это, в свою очередь, приводит к увеличению работы компрессора низкого давления («затяжелению» КНД);

  • для поддержания постоянства оборотов N1 автоматика увеличивает расход топлива;

  • в результате увеличивается температура выходящих газов и обороты более «лёгкого» контура высокого давления.

Такое изменение параметров двигателя на разбеге и начальном этапе набора высоты приводит к необходимости постоянного контроля за температурой газов (особенно при взлёте на полной тяге при высоких температурах). Это требует дополнительного отвлечения внимания и усложняет выполнение взлёта.


^ Климатическая характеристика двигателя


Климатической характеристикой называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от наружных атмосферных условий (давления и температуры).

Наибольший практический интерес имеет зависимость тяги и оборотов вентилятора от температуры.





Здесь представлен пример такой характеристики для двигателя с максимальной тягой 20000 фунтов на равнинном аэродроме (превышение ≈ 400 футов).

Кривые зависимости N1 от температуры взяты из FMC Боинга 737-500 для полной взлётной тяги (full thrust) и уменьшенной взлётной тяги методом предполагаемой температуры воздуха 45°С (ATM - assumed temperature method).

Увеличение температуры воздуха, при остальных неизменных условиях, приводит к уменьшению плотности воздуха, а соответственно, секундного расхода воздуха через двигатель. Тяга двигателя в грубом приближении равна секундному расходу воздуха, умноженному на разницу скоростей газа на входе и выходе из двигателя. То есть увеличение температуры воздуха приведёт к падению тяги, если не увеличить обороты двигателя. Это увеличение оборотов N1 мы видим на приведённом рисунке.

Но увеличение оборотов N1 возможно только при увеличении подачи топлива в двигатель и, соответственно, увеличении температуры газов за турбиной EGT. Поэтому при увеличении температуры наружного воздуха выше, чем ISA + 15°, заданные обороты двигателя начинают уменьшаться, чтобы не допустить роста EGT выше предельно-допустимого значения. Это приводит к резкому снижению тяги двигателя и, соответственно, ухудшению взлётных характеристик самолёта.


^ Особенности управления двигателями при выключенном РМС


При выключенном РМС, МЕС выдерживает заданные обороты N2, и в процессе роста скорости на взлете обороты N1 будут возрастать. В зависимости от условий рост N1 может составить до 7%. От пилотов не требуется уменьшать режим в процессе взлета, если не будут превышаться ограничения по двигателю.

При выборе режима двигателям на взлете, при выключенном РМС, нельзя использовать технологию имитации температуры наружного воздуха (assumed temperature).

В наборе высоты после взлета необходимо следить за оборотами N1 и своевременно корректировать их рост приборкой РУД.


^ Ограничение параметров двигателя на взлётном режиме


На NG EEC защищает двигатель от превышения предельно-допустимых N1 и N2. На «классике» нет прямых указаний, на ограничение этих параметров, но поскольку МЕС напрямую регулирует N2, а PMC - N1,то при исправном управлении двигателем превышение этих параметров маловероятно.

Ни на «классике», ни на NG системы управления двигателями не контролируют и не ограничивают температуру газа за турбиной (EGT).

Чтобы избежать превышения ограничений по EGT на обоих модификациях двигателей обеспечивается поддержание постоянной взлетной тяги двигателя только до тех пор, пока температура окружающего воздуха не превышает температуру стандартной атмосферы для данной высоты плюс 15°С (flat rated when OAT ≤ ISA+15). Температура, после которой начинается снижение тяги двигателя, обозначается CP (Corner Point).




Данное снижение взлётной тяги заложено в алгоритмы PMC и EEC, но не является гарантией не превышения EGT в процессе взлёта. Экипаж обязан постоянно контролировать EGT, максимум которой ожидается на высоте порядка 400 футов. Если в приземном слое есть инверсия (повышение температуры с увеличением высоты), то нужно быть особенно внимательным.


Тяга двигателя больше всего привязана к оборотам вентилятора N1 и данный алгоритм зашит в значениях N1. Но, по мере старения двигателя, одному и тому же значению N1 соответствует всё большая и большая температура EGT. Фактическое значение СР (температуры воздуха, при которой в стандартных условиях двигатель на взлётной тяге выходит на ограничение по EGT) постоянно снижается. Техническая служба авиакомпании должна следить за этим и периодически определять и предоставлять пилотам информацию о значении этой температуры для каждого двигателя. Называют они её SLOATL (sea level outside air temperature limit).


Если в процессе взлёта используется отбор воздуха от двигателей на самолётные нужды, то данная кривая заданной тяги понижается (заданные обороты N1 понижаются ≈ на 0,9 ÷ 1,1%). Это сделано из условия сохранения EGT на том же уровне, как если бы взлёт выполнялся без отборов воздуха. То есть, если экипаж планирует использовать полную взлётную тягу, то отключение отборов воздуха не уменьшит EGT на взлёте, а увеличит располагаемую тягу двигателей.





^ Автомат тяги


Автомат тяги - это управляемая компьютером электромеханическая система, которая управляет тягой двигателей. Автомат перемещает РУДы так, чтобы поддерживать заданные обороты N1 или заданную скорость полета в течение всего полета от взлета до касания ВПП. Он рассчитан для работы совместно с цифровой системой управления полетом (DFCS) и навигационным компьютером (FMC).


Принцип совместной работы с DFCS: скорость полёта выдерживается, либо изменением траекторного угла (DFCS) при фиксированном режиме работы двигателей (автомат тяги), либо изменением режима работы двигателей (автомат тяги) при фиксированном траекторном угле (DFCS).


Автомат тяги имеет следующие режимы работы:

^ N1 – выдерживание заданных оборотов вентилятора (величина заданного режима рассчитывается FMC или компьютером А/Т (ЕЕС на NG));

GA – выдерживание пониженного режима для ухода на второй круг;

^ FMC SPD – выдерживание скорости, рассчитанной FMC;

MCP SPD - выдерживание скорости, заданной на МСР;

RETARD – перевод РУДов на упор малого газа;

^ THR HLD – автомат тяги отключается от управления РУДами;

ARM – автомат тяги готов к включению в работу (на NG автомат тяги самостоятельно включится для защиты от потери скорости менее минимально-допустимой).

В связи с этим свойством, есть резон при заходе на посадку отключать автомат тяги не кнопками на РУДах, а нажатием кнопки-лампы SPEED на МСР. При этом автомат тяги переходит в режим ARM и, при необходимости ухода на второй круг, установит вам заданную тягу двигателям, а на NG также ещё защитит вас от непроизвольной потери скорости.


Режим THR HLD (Throttle Hold) включается при работе автомата тяги в режиме Взлёт (кнопка TO/GA нажата на земле) на скорости 80 узлов, индикация режима включается на скорости 84 узла. Пока режим включен изменить режим работы автомата тяги невозможно. РУДы отключены от сервоприводов и свободно перемещаются. Автоматическое прекращение режима происходит:

- на «классике» при высоте по радиовысотомеру более 400 футов и по истечении 17,5 секунд после отрыва от ВПП;

- на «NG» при высоте по радиовысотомеру более 800 футов и по истечении 10 секунд после отрыва от ВПП. Если после отрыва от ВПП на высоте менее 800 футов повторно нажать кнопку TO/GA, то на Thrust Mode Display (на рисунке обозначен цифрой 1) индикация сменится на GA и «bugs» переместятся на значение Full GA Thrust, но РУДы останутся неподвижными. Если высота при нажатии TO/GA будет более 800 футов, то РУДы переместятся в положение Full GA Thrust.





Компьютер автомата тяги рассчитывает следующие параметры:

- максимально-допустимые, для данных условий полёта, обороты вентилятора N1 (автомат тяги получает данный параметр из FMC, а при её отказе начинает использоваться собственным расчётом). В расчёте участвует текущая высота полёта и температура воздуха. Рассчитанный N1 получается больше, чем взлётный N1 при отключенных отборах воздуха от двигателя, но меньше, чем N1, соответствующий выходу двигателя на предельные параметры.

- максимальные, для данных условий полёта, обороты вентилятора N1 для набора высоты. Расчёт строится в зависимости от текущей высоты полёта, числа М, температуры торможения воздуха (ТАТ) и модификации двигателя. Рассчитанный N1 получается в пределах (0 ÷ -1%) от аналогичной величины, рассчитанной FMC.

- обороты вентилятора N1 пониженного режима для ухода на второй круг. Режим двигателей рассчитывается из условия обеспечения 8% градиента набора высоты (вертикальной скорости 1000-2000 футов в минуту). Расчёт строится в зависимости от текущей высоты полёта и текущего веса самолёта.

- минимальную скорость для данных условий полёта. Данная скорость используется автоматом тяги для определения нижнего предела, ниже которого тяга уменьшена не будет, чтобы не допустить потери скорости. Запас до минимальной скорости определяется разницей между текущим углом атаки и максимально-допустимым углом атаки, рассчитываемым по положению механизации и числу М. Запас по углу атаки пересчитывается в запас по скорости. Ограничение минимальной скорости работает постоянно, за исключением случая, когда автопилот включен в режиме VNAV. В этом случае минимальная скорость полёта рассчитывается FMC.


FMC передает на автомат тяги информацию о режиме работы автопилота, заданных оборотах N1, оборотах максимально продолжительного режима работы двигателя, максимальных оборотов для набора высоты, крейсерского полета и ухода на второй круг, минимальной скорости полёта, температуре воздуха и весе самолёта.


Логика работы автомата тяги при уходе на второй круг представлена на рисунке:





В процессе захода на посадку и ухода на второй круг на пониженном режиме автомат тяги анализирует признак попадания самолёта в нисходящий поток и при его фиксации увеличивает режим работы двигателей вплоть до максимально-допустимого. Признаком попадания в нисходящий поток является разница между траекторным углом движения самолёта внутри воздушной массы (угол тангажа минус угол атаки) и траекторным углом IRS полученным интегрированием вертикальной перегрузки (то есть, траекторным углом в системе координат связанных с Землёй).





Автомат тяги позволяет вмешиваться в управление двигателями. Для этого на электроприводах, перемещающих РУДы, установлены датчики усилий. Как только усилие превышает 2 фунта (0,97 кг), электропривод отключается. Как только усилие пропадает, механизм вновь включается в работу и начинает перемещать РУД. Предусмотрена возможность пересиливания электропривода, если не сработает механизм его отключения. Для этого пилоту нужно будет приложить усилие 18 фунтов (~9 кг).


Чтобы уменьшить активность перемещения РУДов в автомате тяги предусмотрено три уровня чувствительности к изменению скорости полёта. Наибольшая чувствительность включается на этапе захода на посадку по сигналу захвата радиоглиссады или при снижении ниже 2000 футов по радиовысотомеру и выпуске закрылков на угол более 12,5°. Средняя степень чувствительности устанавливается при выпуске закрылков на угол более 0,5°, приближении или уходе с заданной высоты полёта, приближении к минимальной скорости . Наименьшая степень чувствительности автомата тяги в крейсерском полёте.


Для более плавного управления двигателями в горизонтальном полете, кратковременные отклонения от заданной скорости автомат тяги передаёт автопилоту, как отклонение в выдерживании высоты. Например, при кратковременном уменьшении скорости автопилот начинает снижение с вертикальной скоростью до 300 футов в минуту, восстанавливая потерянную скорость без увеличения тяги двигателей. При этом максимальное изменение высоты допускается не более 50 футов от заданной. Данная функция отключается при крене более 11,5 градусов.


Автомат тяги самостоятельно переведёт РУДы обоих двигателей на малый газ через 1,5 ÷ 2,5 секунды после начала выравнивания самолёта при автоматической посадке (flare) или, если был включен режим выдерживания заданной скорости и закрылки выпущены на угол более 12,5°, при снижении через высоту 27 футов по радиовысотомеру. Данная функция автомата тяги привела к катастрофе 25 февраля 2009 года в Амстердаме. Тогда отказавший радиовысотомер показал на высоте 2000 футов значение -7 футов, что вызвало команду автомата тяги на уборку РУДов на малый газ. К сожалению пилоты этого своевременно не заметили.


При расхождении положений РУДов более чем на 10°:

- на «классике» произойдёт автоматическое отключение автомата тяги при заходе на посадку в двухканальном режиме автопилота (после индикации сигнала FLARE);

- на «NG» произойдёт автоматическое отключение автомата тяги на любом режиме, кроме A/T GA. Также отключение автомата тяги произойдёт при существенной разнице в тягах двигателей и отклонении колеса штурвальной колонки более чем на 10°.


^ Особенности работы автомата тяги при отказе FMC


Компьютер автомата тяги (блок управления двигателем EEC на NG) рассчитывает собственные максимально-допустимые обороты N1. В случае, когда FMC не выдаёт достоверного сигнала о максимально-допустимом N1, автомат тяги переходит на использование собственного ограничения в управлении двигателями и индицирует пилотам сигнал «A/T LIM». Если в этот момент двигатели работали на взлётном режиме, то произойдет отключение автомата тяги с индикацией отказа «A/T».


^ Особенности работы автомата тяги при неработающем РМС


При неработающем РМС теряется жёсткая зависимость между положением РУД и заданными оборотам N1. Чтобы не допустить заброса оборотов, автомат тяги уменьшает передний предел отклонения электромеханизма управления РУД с 65 до 55 градусов.


^ Расход топлива


На земле при работе двигателей на малом газу расход топлива 11 кг/мин (на оба двигателя).


Особенности высотной характеристики двигателей с тягой 18,5К и 20К


Для получения приемлемых взлётных характеристик самолётов, оснащённых данными двигателями, в высокогорном аэропорту США Далласе, высотная характеристика была изменена. Заданные обороты вентилятора на взлётном режиме были увеличены в диапазоне абсолютных высот 4000-6000 футов. Это привело к увеличению тяги двигателя, но вместе с тем уменьшило запас до достижения максимально-допустимой температуры газов 930ºС.

Для иллюстрации изображены зависимости заданных оборотов вентилятора для режима ухода на второй круг от абсолютной высоты, взятые из QRH раздела Performance in flight для температуры воздуха +10ºС.

Красная линия показывает заданные обороты для двигателя 20К, а синяя – для 22К.

На красной линии виден подъём характеристики в районе 4-6 тысяч футов. На практике на высокогорных аэродромах на этих двигателях следует ожидать роста EGT на разбеге и после отрыва.




Более подробную информацию по этому вопросу можно почитать http://aviacom.ucoz.ru/CESM_015.pdf .


Плохая приёмистость двигателей CFM56-7B на высотах полёта более FL300.


На «800»-ках управление двигателем осуществляется электронным блоком (ЕЕС). Особенности работы данного блока определяются версией программного обеспечения.

Если в ЕЕС загружена версия 7.B.U1, то двигатель на большой высоте будет медленно реагировать на перемещение РУД, как на увеличение, так и на уменьшение режима.

В версии 7.B.V2 скорость реакции двигателя на сброс режима вернули в норму, но осталась медленная реакция на увеличение режима работы двигателя.

Данная особенность в поведении двигателя возникает на высоте более FL300 и при уменьшении N1 менее 60% на время менее 60 секунд.

Поэтому, чтобы не допустить потери скорости в крейсерском полёте, Боинг рекомендует при непреднамеренном увеличении скорости не уменьшать режим менее 60% N1 и плавно вытягивать speed brakes.

Данный недостаток они обещают исправить в версии 7.B.W


^ Реверс тяги

Реверс тяги создаётся за счёт разворота потока воздуха внешнего контура двигателя навстречу движению самолёта. При этом внутренний контур двигателя продолжает создавать прямую тягу. Таким образом, эффективность реверса весьма мала. Сила тяги двигателей на реверсе быстро уменьшается по мере уменьшения скорости, поэтому на посадке реверс следует включать без промедления.





Для того, чтобы перевести двигатель на режим реверса тяги, необходимо, чтобы хотя бы один из двух радиовысотомеров выдал сигнал о высоте полёта менее 10 футов или же из системы «земля - воздух» пришёл сигнал, что самолёт находится на земле (обжатие стоек шасси).


Конструкция рычагов управления двигателями исключает поднятие рычагов реверса при РУД не установленных на упор малого газа и перемещение РУД вперёд при поднятых рычагах реверса.

Это достигнуто с помощью собачки и связного звена, связанного с рычагами реверса. При вытягивании рычагов реверса это звено отходит вперёд от РУД. Это возможно только при положении РУД на упоре МГ. При этом собачка загоняется в отверстие в пульте и блокирует перемещение РУД.




На классике управление двигателями тросовое. Тросы идут вдоль фюзеляжа и крыла вплоть до пилонов двигателей. Далее стоит устройство преобразования вращательного движения шкива тросовой проводки в возвратно-поступательное движение троса, уложенного в трубку. Это преобразование происходит за счёт шестерни, находящейся на одном валу со шкивом, и зубчатой рейки, связанной с торсом, передающим перемещение на МЕС.




В данном узле осуществляется механическая блокировка перемещения тросовой проводки управления двигателями на период времени, пока створки реверса перемещаются из закрытого положения в открытое и обратно. Это осуществляется с помощью двух роликов, установленных на шестерне управления тягой двигателей (зелёная) и кулачка обратной связи (синий), вращающегося под воздействием троса от створок реверса.

На рисунке показано положение - РУД на МГ, реверс закрыт.

При поднятии рычага реверса зелёная шестерня повернётся против часовой стрелки и нижний ролик упрётся в кулачок. Далее створки открываются, синий кулачок проворачивается по часовой стрелке и освобождает нижний ролик. Теперь можно дальше поднимать рычаг реверса. При закрытии реверса устройство работает аналогично.


Теперь представим, что двигатель работает на прямой тяге (зелёная шестерня повёрнута по часовой стрелке и верхний ролик находится недалеко от синего кулачка). Если в это время произойдёт самопроизвольное открытие створок реверса, то кулачёк, вращаясь по часовой стрелке, будет давить на верхний ролик и, таким образом, поворачивать зелёную шестерёнку против часовой стрелки. Что приведёт к механическому перемещению РУД в сторону МГ и будет блокировать возможность перемещения РУД вперёд.




На NG механической связи РУДов с двигателями нет. Функцию ограничения движения рычага реверса играет специальная защёлка, расположенная на блоке исполнительных механизмов автомата тяги под полом пилотской кабины (см. рисунок внизу).

Эта защелка управляется соленоидом, который в свою очередь получает сигналы от ЕЕС. Когда створки реверса откроются более чем на 60% от своего полного хода, ЕЕС подаёт питание на соленоид, и он открывает защёлку. После этого рычаг реверса можно поднять выше положения «INTERLOCK».




Механического перемещения РУД на малый газ при непроизвольном открытии створок реверса (как на классике) не происходит.


Маслосистема


После запуска двигателя количество масла в маслобаке уменьшается. Это связано с распределением масла внутри системы: маслосборник, коробка приводов, магистрали нагнетания и откачки масла.


Уход масла из бака в двигатель


Этап полёта

Отклонение от количества масла в баке перед запуском двигателя

Руление на МГ

- 20% (4 кварты)

Взлёт

- 30% (6 кварт)

Полёт

-20 ÷ -25% (4 - 5 кварт)

После посадки

-20% (4 кварты)

Выключение двигателя

0% (0 кварт)


Увеличение количества масла в маслобаке или отсутствие ухода масла из бака при работающем двигателе являются индикаторами попадания в масло топлива через топливо-масляный теплообменник.


Приёмистость двигателя


На следующем рисунке показаны программы, заложенные в МЕС по разгону двигателя и сбросу оборотов. В зависимости от текущих оборотов двигателя МЕС регулирует подаваемое топливо, для поддержания заданного соотношения между расходом топлива и расходом воздуха через двигатель. На этом же рисунке показана рабочая линия двигателя для постоянного режима работы двигателя. Эта линия не является программой. На постоянном режиме работы двигателя МЕС регулирует подачу топлива так, чтобы текущие обороты двигателя соответствовали положению РУД. Получающееся при этом соотношение между расходом топлива и расходом воздуха зависит от «здоровья» двигателя, его температурного режима, положения регулируемых спрямляющих аппаратов компрессора и клапанов перепуска, отбора воздуха на самолётные нужды.




Как видно из рисунка, чем более изношен двигатель, тем выше располагается его рабочая линия статических режимов, и тем меньший запас остаётся до верхней границы, ограничиваемой МЕС при разгоне двигателя. Соответственно, тем более медленным будет разгон двигателя, особенно на малых оборотах.


Если двигатель разгоняется от земного малого газа до 40% N1 более, чем за 13 секунд, то он требует специального технического обслуживания.

Разница во времени разгона от земного малого газа до 40% N1 между двумя двигателями, установленными на одном самолёте не должна превышать 4 секунды.

От режима полётный малый газ до выхода на режим 95% полной тяги двигатель должен разогнаться не более, чем за 7,4 секунды.

С режима 40% N1до заданной взлётной тяги оба двигателя должны разогнаться с разницей не более 2 секунды.


vaneev_alex@hotmail.com