1.4 Дроссельные характеристики двигателя
Показывают зависимости мощности турбины винта Ne, удельного расхода топлива Се и температуры газа перед турбиной компрессора tг от частоты вращения турбокомпрессора nТК при заданной программе регулирования.
Дроссельные характеристики (рис. 1.10) снимаются при стендовых испытаниях двигателя и прикладываются к его формуляру. На характеристиках отмечаются основные режимы работы двигателя. Используются для диагностирования технического состояния двигателя в процессе выработки ресурса.
По дроссельным характеристикам можно точно рассчитать расход топлива для любого режима (значения nТК).
Gт.ч.= Се Ne, кг/ч. Gт.ч. ІІ кр= 348 кг/ч; Gт.ч. І кр= 405 кг/ч; Gт.ч. N= 425 кг/ч.
Рис. 1.10. Дроссельные
характеристики двигателя
(Зависимость мощности на валу свободной турбины Ne, удельного расхода топлива Се, температуры газов перед турбиной компрессора от частоты вращения ротора nТК, при Н=0; V=0; МСА.)
1.4 ENGINE THROTTLE PERFORMANCE
Engine throttle performance indicates the relation between rotor turbine power Ne, specific fuel consumption Се, PTIT tPTIT and turbo compressor RPM nТC at stable power setting.
Engine throttle performance (fig. 1. 10) is tested during the production and then is put down into engine’s log-book. Throttle performance is calculated for main power settings. These data are used for engine troubleshooting during its service.
Using throttle performance data it is possible to calculate precisely fuel consumption at each power setting. (nТC value).
Gfuel = Се Ne, кg/h. Gfuel ІІ Cruise = 348 кg/h; Gfuel І Cruise = 405 кg/h; Gfuel N= 425 кg/h.
Fig. 1.10 Engine throttle performance
(Dependence of specific fuel consumption (Се), PTIT (tg), and power on the free turbine shaft (Ne) on TC RPM under following conditions: H = 0, V = 0, standard atmosphere)
1.5 Высотные характеристики
Показывают зависимость мощности турбины винта Ne (рис. 1.11), удельного расхода топлива Се (рис. 1.12) от высоты полета при заданной программе регулирования.
При наборе высоты на взлетном режиме мощность возрастает вследствие увеличения nТК и tг до ограничения этих параметров электронным регулятором. При дальнейшем увеличении высоты мощность двигателя уменьшается вследствие уменьшения плотности воздуха.
При наборе высоты на режимах ниже взлетного мощность двигателя поддерживается постоянной до ограничения параметров на этих режимах.
Удельный расход топлива на всех режимах работы двигателя с набором высоты уменьшается, т.е. двигатель работает более экономично, вследствие уменьшения тепловых потерь (увеличения к.п.д.).
Рис. 1.11. Высотная характеристика двигателя
(зависимость эффективной мощности от высоты полета при стандартных атмосферных условиях, без ПЗУ, с выключенными отборами воздуха)
Рис. 1.12. Высотная характеристика двигателя
(зависимость удельного расхода топлива от высоты полета при стандартных атмосферных условиях, без ПЗУ, с выключенными отборами воздуха)
1.5 ENGINE ALTITUDE PERFORMANCE.
Indicate the relation between rotor turbine power Ne (fig. 1.11), specific fuel consumption Се (fig. 1.12) and altitude of flight at a set power..
At take off power during climbing, power is increase due to increase of nТC and PTIT till the limit, controlled by electronic governor. If altitude is increase even more, engine power drops, due to the decrease of air density.
If helicopter climbs using power setting lower than take off, engine power remains stable till the parameter limit is reached for that actual power setting.
Specific fuel consumption at any power setting decreases while helicopter gains altitude, i.e. engine operation becomes more efficient due to the decrease of heat loss. (coefficient of efficiency increase).
Fig. 1.11. Engine altitude performance
(Dependence of the effective power on flight altitude under standard atmosphere without DPU and air bleeding for DPU ejector off)
Fig. 1.12. Engine altitude performance
(Dependence of the specific fuel consumption on flight altitude under standard atmosphere without DPU and air bleeding for DPU ejector off)