engine 1231111111111111111111111111111111111111

good

1. HỌC VIỆN HÀNG KHÔNG VIỆT NAM
KHOA KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG









GIÁO TRÌNH

ĐỘNG CƠ TUABIN KHÍ TÀU BAY 2
(Giáo trình soạn theo đề cương Động cơ Tuabin khí tàu bay
chuyên ngành Kỹ thuật Hàng Không)















TP HỒ CHÍ MINH - NĂM 2023

3. HỌC VIỆN HÀNG KHÔNG VIỆT NAM
KHOA KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG









GIÁO TRÌNH

ĐỘNG CƠ TUABIN KHÍ TÀU BAY 2
(Giáo trình soạn theo đề cương Động cơ Tuabin khí tàu bay
chuyên ngành Kỹ thuật Hàng Không)















TP HỒ CHÍ MINH - NĂM 2023

5. i
MỤC LỤC
Mục Nội dung Trang
Chương 1 Hệ thống khí bên trong 1
1.1 Giới thiệu chung 1
1.2 Làm mát 1
1.2.1 Làm mát tuabin 2
1.2.2 Làm mát ổ đỡ trục 4
1.2.3 Làm mát phụ kiện 4
1.3 Làm kín 5
1.3.1 Làm kín vách ngăn (Labyrinth Seals) 5
1.3.2 Vòng làm kín 6
1.3.3 Bộ làm kín thùy lực 6
1.3.4 Bộ làm kín Cacbon 6
1.3.5 Bộ làm kín kiểu chổi than 6
1.3.6 Nạp khí nóng 6
1.4 Điều khiển tải trọng ổ đỡ 7
1.5 Chống đóng băng 7
Chương 2 Khởi động và đánh lửa 10
2.1 Giới thiệu chung. 10
2.2 Các phương pháp khởi động. 11
2.2.1 Khởi động bằng điện 11
2.2.2 Khởi động bằng Hộp nổ 13
2.2.3 Khởi động bằng Iso-propyl-nitrat 14
2.2.4 Khởi động bằng khí 15
2.2.5 Khởi động bằng tuabin khí 16
2.2.6 Khởi động bằng thủy lực 17
2.3 Đánh lửa 17
2.4 Đốt lại 17
Chương 3 Điều khiển và thiết bị đo 24
3.1 Giới thiệu 24
3.2 Điều khiển 24
3.3 Thiết bị đo 24

6. ii
3.3.1 Lực đẩy của động cơ 27
3.3.2 Mô-men xoắn của động cơ 28
3.3.3 Tốc độ động cơ 28
3.3.4 Nhiệt độ khí tuabin 30
3.3.5 Nhiệt độ và áp suất dầu 33
3.3.6 Nhiệt độ và áp suất nhiên liệu 33
3.3.7 Lưu lượng nhiên liệu 34
3.3.8 Rung động 34
3.3.9 Hệ thống cảnh báo 35
3.3.10 Hệ thống dữ liệu tích hợp máy bay 36
3.3.11 Hệ thống chỉ dẫn điện tử 36
3.4 Đồng bộ hóa và đồng bộ pha 37
Chương 4 Động cơ tua bin quạt 38
4.1 Giới thiệu chung 38
4.2 Các mốc thời gian quan trọng phát triển động cơ Tuabin quạt 39
4.3 Phân loại động cơ Tuabin quạt 42
4.4 Mô hình động cơ hai đoạn không trộn dòng quạt ở trước 43
4.5 Động cơ trộn dòng quạt phía trước 56
4.5.1 Động cơ tuabin quạt hai đoạn trộn dòng 56
4.5.2 Động cơ tua-bin quạt trộn dòng với bộ đốt sau 59
4.5.3 Tuabin quạt có bánh răng (GTF) 63
4.6 Động cơ không trộn ba đoạn quạt phía trước 65
4.7 Bài tập 71
Chương 5 Động cơ tuabin trục 75
5.1 Giới thiệu chung 75
5.2 Các ví dụ về nhà sản xuất và động cơ tuabin trục 75
5.3 Phân tích nhiệt động học của động cơ tuabin trục 78
5.4 Công suất phát của động cơ tuabin trục 79
5.4.1 Tua bin trục một đoạn 79
5.4.2 Tua bin trục hai đoạn 80
Chương 6 Bộ nguồn phụ 87
6.1 Giới thiệu chung 87

7. iii
6.2 Vị trí 88
6.3 Hệ thống nhiên liệu 88
6.4 Khởi động và đánh lửa 88
6.5 Hệ thống phòng cháy và làm mát 90
6.6 Dừng 90
6.7 Tua bin khí Ram 91
Chương 7 Lắp đặt hệ động lực 92
7.1 Giới thiệu chung 92
7.2 Vị trí hệ động lực 92
7.3 Miệng hút 93
7.4 Lắp đặt động cơ và ống phản lực 96
7.5 Phụ kiện 97
7.6 Nắp đậy động cơ 97
Chương 8 Phòng cháy và chữa cháy động cơ tàu bay 98
8.1 Giới thiệu 98
8.2 Phòng cháy của động cơ đánh lửa 98
8.3 Làm mát và thông gió bên ngoài 98
8.4 Phát hiện cháy 100
8.5 Ngăn chặn cháy 101
8.6 Chữa cháy 101
8.7 Phát hiện quá nhiệt động cơ 102
Chương 9 Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất 103
9.1 Khởi động và vận hành động cơ 103
9.1.1 Động cơ Pittông 103
9.1.2 Động cơ tuabin cánh quạt 106
9.1.3 Động cơ tuốc-bin quạt 110
9.1.4 Bộ nguồn phụ (APU) 112
9.1.5 Khởi động động cơ tuabin không thành công 112
9.1.6 Kéo tàu bay 113
9.1.7 Lăn tàu bay trên mặt đất 116
9.2 Phục vụ máy bay 120
9.2.1 Cung cấp không khí/Ni tơ, dầu và chất lỏng cho tàu bay 120

8. iv
9.2.2 Thiết bị hổ trợ mặt đất 121
9.2.3 Thiết bị cấp oxy 124
9.2.4 Nguy hiểm oxy 124
9.3 Cung cấp nhiên liệu cho tàu bay 125
9.3.1 Các loại nhiên liệu và nhận dạng 125
9.3.2 Kiểm soát ô nhiễm 126
9.3.3 Nguy hiển do nhiên liệu 126
9.3.4 Quy trình cấp nhiên liệu 127
9.3.5 Xả nhiên liệu 129

9. v

10. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

2
CHAPTER 1. INTERNAL AIR SYSTEM
1.1 Introduction
The engine internal air system is defined as those airflows which do not directly
contribute to the engine thrust. The system has several important functions to perform for
the safe and efficient operation of the engine. These functions include internal engine and
accessory unit cooling, bearing chamber sealing prevention of hot gas ingestion into the
turbine disc cavities, control of bearing axial loads, control of turbine blade tip clearances
and engine anti-icing. The system also supplies air for the aircraft services. Up to one
fifth of the total engine core mass airflow may be used for these various functions.
An increasing amount of work is done on the air, as it progresses through the
compressor, to raise its pressure and temperature. Therefore, to reduce engine
performance losses, the air is taken as early as possible from the compressor
commensurate with the requirement of each particular function. The cooling air is
expelled overboard via a vent system or into the engine main gas stream, at the highest
possible pressure, where a small performance recovery is achieved.
To provide cabin pressurization, airframe antiicing and cabin heat, substantial
quantities of air are bled from the compressor. It is desirable to bleed the air as early as
possible from the compressor to minimize the effect on engine performance. However,
during some phases of the flight cycle it may be necessary to switch the bleed source to
a later compressor stage to maintain adequate pressure and temperature.
1.2 Cooling
An important consideration at the design stage of a gas turbine engine is the need to
ensure that certain parts of the engine, and in some instances certain accessories, do not
absorb heat to the extent that is detrimental to their safe operation. The principal areas
which require air cooling are the combustor and turbine.
Cooling air is used to control the temperature of the compressor shafts and discs by
either cooling or heating them. This ensures an even temperature distribution and
therefore improves engine efficiency by controlling thermal growth and thus maintaining
minimum blade tip and seal clearances. Typical cooling and sealing airflows are shown
in fig. 1.1.
1.2.1 Turbine cooling
High thermal efficiency is dependent upon high turbine entry temperature, which is
limited by the turbine blade and nozzle guide vane materials. Continuous cooling of these
components allows their environmental operating temperature to exceed the material’s
melting point without affecting the blade and vane integrity. Heat conduction from the
turbine blades to the turbine disc requires the discs to be cooled and thus prevent thermal
fatigue and uncontrolled expansion and contraction rates.
An air cooled high pressure nozzle guide vane and turbine blade arrangement
illustrating the cooling airflow is shown in fig. 1.2. Turbine vane and turbine blade life
depends not only on their form but also on the method of cooling, therefore the flow
design of the internal passages is important. There have been numerous methods of
turbine vane and turbine blade cooling which have been used throughout the history of

11. Chapter 1. Internal air system

3
CHƯƠNG 1. HỆ THỐNG KHÍ BÊN TRONG
1.1 Giới thiệu
Hệ thống không khí bên trong động cơ được định nghĩa là những luồng không khí
không góp phần trực tiếp vào việc tạo ra lực đẩy của động cơ. Hệ thống có một số chức
năng quan trọng để phục vụ cho hoạt động an toàn và hiệu quả của động cơ. Các chức
năng này bao gồm làm mát bên trong động cơ và bộ phụ kiện, làm kín khoan ổ trục ngăn
khí nóng đi vào các khoang bánh cánh tua-bin, kiểm soát tải trọng hướng trục của ổ trục,
kiểm soát khe hở đầu cánh tua-bin và chống đóng băng động cơ. Hệ thống này cũng cung
cấp không khí cho các yêu cầu phục vụ của tàu bay. Có thể sử dụng tới 1/5 tổng lưu lượng
không khí tạo ra của động cơ cho các chức năng khác nhau này.
Công cho máy nén cho không khí được tăng lên, khi nó đi qua máy nén, để tăng áp
suất và nhiệt độ của dòng khí. Do đó, để giảm tổn thất hiệu suất động cơ, không khí được
lấy ra khỏi máy nén ở các tầng phía trước tương ứng với yêu cầu của từng chức năng cụ
thể. Không khí làm mát được lấy ra ngoài qua hệ thống thông hơi hoặc vào dòng không
khí chính của động cơ, ở áp suất cao nhất có thể, nơi đạt được hiệu suất phục hồi nhỏ.
Để cung cấp không khí điều áp, chống đóng băng khung máy bay và sưởi ấm ca bin,
một lượng lớn không khí được lấy ra từ máy nén. Nên lấy không khí ra khỏi máy nén ở
cac tầng phía trước càng tốt để giảm thiểu ảnh hưởng đến hiệu suất của động cơ. Tuy
nhiên, trong một số giai đoạn của chu kỳ bay, có thể cần phải chuyển nguồn khí trích theo
tầng máy nén sau để duy trì đủ áp suất và nhiệt độ.
1.2 Làm mát
Một lưu ý quan trọng ở giai đoạn thiết kế động cơ tuabin khí là cần đảm bảo rằng
một số bộ phận của động cơ và trong một số trường hợp với một số phụ kiện nhất định
không hấp thụ nhiệt đến mức gây bất lợi cho hoạt động an toàn của chúng. Các khu vực
chính cần làm mát bằng không khí là buồng đốt và tuabin.
Không khí làm mát được sử dụng để kiểm soát nhiệt độ của trục và bánh cánh máy
nén bằng cách làm mát hoặc làm nóng chúng. Điều này đảm bảo phân bố nhiệt độ đồng
đều và nhờ đó cải thiện hiệu suất của động cơ bằng cách kiểm soát sự gia tăng nhiệt và
nhờ đó duy trì khe hở tối thiểu của đỉnh cánh và áo bao. Các dòng không khí làm mát và
làm kín điển hình được thể hiện trong hình 1.1.
1.2.1 Làm mát tuabin
Hiệu suất nhiệt cao phụ thuộc vào nhiệt độ đầu vào tuabin cao, nhiệt độ này bị giới
hạn bởi cánh tuabin và vật liệu cánh dẫn hướng vòi phun. Việc làm mát liên tục các bộ
phận này cho phép nhiệt độ trong môi trường làm việc của chúng vượt quá điểm nóng
chảy của vật liệu mà không ảnh hưởng đến tính an toàn của cánh tuabin và cánh dẫn
hướng. Sự dẫn nhiệt từ các cánh tuabin đến đĩa cánh tuabin đòi hỏi các đĩa này phải được
làm mát và do đó ngăn ngừa hiện tượng mỏi do nhiệt cũng như tỷ lệ giãn nở và co lại
không kiểm soát được.
Sự bố trí cánh dẫn hướng vòi phun áp suất cao làm mát bằng không khí và bố trí
cánh tuabin minh họa luồng không khí làm mát được thể hiện trong hình 1.2. Tuổi thọ
của cánh tuabin và cánh dẫn hướng không chỉ phụ thuộc vào hình dáng của chúng mà còn
phụ thuộc vào phương pháp làm mát, do đó thiết kế dòng khí đi qua các phần bên trong
là rất quan trọng. Đã có nhiều phương pháp làm mát cánh tuabin và cánh dẫn hướng đã
được sử dụng trong suốt lịch sử phát triễn của tuabin khí. Nói chung, làm mát bên trong

12. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

4
gas turbines. Generally, single pass internal (convection) cooling was of great practical
benefit but development has lead to multipass internal cooling of blades, impingement
cooling of vanes with external air film cooling of both vanes and blades, these are shown
in fig. 1.3. and fig. 1.4.

Fig. 1.1 General internal airflow pattern.
The ’pre-swirl nozzles’ (fig. 1.2) reduce the temperature and pressure of the cooling
air fed to the disc for blade cooling. The nozzles also impart a substantial whirl velocity
to assist efficient entry of the air into the rotating cooling passages.

Fig. 1.2 Nozzle guide vane and turbine blade cooling arrangement.

13. Chapter 1. Internal air system

5
một lượt (đối lưu) đã mang lại lợi ích thiết thực to lớn nhưng sự phát triển làm mát bên
trong cánh tuabin nhiều lần, làm mát các cánh dẫn hướng và cánh tuabin bằng màng
không khí bên ngoài được thể hiện trong hình 1.3 và 1.4.

Hình 1.1 Mô hình chung của dòng khí bên trong tuabin
'Vòi phun xoáy trước' (hình 1.2) làm giảm nhiệt độ và áp suất của không khí làm
mát được cấp vào đĩa để làm mát cánh tuabin. Các vòi phun tạo ra một vận tốc xoáy đáng
kể để hỗ trợ luồng không khí đi vào các đường làm mát quay một cách hiệu quả.

Hình 1.2 Bố trí làm mát cánh tuabin và ống phun dẫn hướng

14. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

6

Fig. 1.3 Development of high pressure turbine blade cooling.

Fig. 1.4 High pressure nozzle guide vane construction and cooling.

15. Chapter 1. Internal air system

7

Hình 1.3 Phát triển của làm mát cánh tuabin cao áp

Hình 1.4 Kết cấu của ống phun dẫn hướng cao áp và làm mát

16. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

8
Cooling air for the turbine discs enters the annular spaces between the discs and
flows outwards over the disc faces. Flow is controlled by interstage seals and, on
completion of the cooling function, the air is expelled into the main gas stream (fig. 1.5).

Fig.1.5 A hypothetical turbine cooling and sealing arrangement.
1.2.2 Bearing chamber cooling
Air cooling of the engine bearing chambers is not normally necessary since the
lubrication system is adequate for cooling purposes. Additionally, bearing chambers are
located, where possible, in the cooler regions of the engine. In instances where additional
cooling is required, it is good practice to have a double skinned bearing housing with
cooling air fed into the intermediate space.
1.2.3 Accessory cooling
A considerable amount of heat is produced by some of the engine accessories, of
which the electrical generator is an example, and these may often require their own
cooling circuit. When air is used for cooling, the source may be the compressor or
atmospheric air ducted from intake louvres in the engine cowlings.

17. Chapter 1. Internal air system

9
Không khí làm mát cho các đĩa cánh tua-bin đi vào các khoang hình khuyên giữa
các đĩa và đi qua bề mặt đĩa cánh. Dòng khí được kiểm soát bởi các đệm làm kín giữa các
tầng và khi hoàn thành nhiệm vụ làm mát, không khí được đưa vào dòng không khí chính
(hình 1.5).



Hình 1.5 Giả định bố trí làm kín và làm mát tua bin
1.2.2 Làm mát khoang ổ trục
Việc làm mát bằng không khí của các khoang ổ trục động cơ thường không cần thiết
vì hệ thống bôi trơn là đủ cho mục đích làm mát. Ngoài ra, nếu có thể, các buồng ổ trục
được đặt ở các vùng làm mát của động cơ. Trong những trường hợp cần làm mát bổ sung,
nên có vỏ ổ trục hai lớp với không khí làm mát được đưa vào không gian trung gian.
1.2.3 Làm mát phụ kiện
Một lượng nhiệt đáng kể được tạo ra bởi một số phụ kiện của động cơ, trong đó máy
phát điện là một ví dụ, và những phụ tùng này thường có thể yêu cầu mạch làm mát riêng.
Khi không khí được sử dụng để làm mát, nguồn khí cấp có thể là máy nén hoặc không
khí trong khí quyển được dẫn từ các cửa hút gió trong các nắp động cơ.

18. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

10
When an accessory unit is cooled during flight by atmospheric air it is usually
necessary to provide an induced circuit for use during static ground running when there
would be no external airflow. This is achieved by allowing compressor delivery air to
pass through nozzles situated in the cooling air outlet duct of the accessory. The air
velocity through the nozzles create a low pressure area which forms an ejector, so
inducing a flow of atmospheric air through the intake louvres. To ensure that the ejector
system only operates during ground running, the flow of air from the compressor is
controlled by a valve. A generator cooling system with an ejector is shown in fig. 1.6.

Fig. 1.6 A generator cooling system.
1.3 Sealing
Seals are used to prevent oil leakage from the engine bearing chambers, to control
cooling airflows and to prevent ingress of the mainstream gas into the turbine disc
cavities.
Various sealing methods are used on gas turbine engines. The choice of which
method is dependent upon the surrounding temperature and pressure, wearability, heat
generation, weight, space available, ease of manufacture and ease of installation and
removal. Some of the sealing methods are described in the following paragraphs. A
hypothetical turbine showing the usage of these seals is shown in fig. 1.5.
1.3.1 Labyrinth seals
This type of seal is widely used to retain oil in bearing chambers and as a metering
device to control internal airflows. Several variations of labyrinth seal design are shown
in fig. 1.7.

19. Chapter 1. Internal air system

11
Khi một bộ phận phụ kiện được làm mát trong khi bay bằng không khí trong khí
quyển, thông thường cần phải cung cấp một mạch điện cảm ứng để sử dụng trong quá
trình chạy trên mặt đất tĩnh khi không có luồng không khí bên ngoài. Điều này đạt được
bằng cách cho phép không khí phân phối máy nén đi qua các vòi nằm trong ống thoát khí
làm mát của phụ kiện. Vận tốc không khí qua các vòi tạo ra một vùng áp suất thấp tạo
thành một vòi phun, do đó tạo ra một luồng không khí trong khí quyển đi qua các cửa hút.
Để đảm bảo rằng hệ thống phun chỉ hoạt động trong quá trình chạy trên mặt đất, luồng
không khí từ máy nén được điều khiển bằng một van. Một hệ thống làm mát máy phát
điện với một vòi phun được hiển thị trong hình 1.6.

Hình 1.6 Hệ thống làm mát máy phát
1.3 Làm kín
Các bộ làm kín được sử dụng để ngăn rò rỉ dầu từ các khoang ổ trục của động cơ,
để kiểm soát các luồng không khí làm mát và ngăn chặn sự xâm nhập của dòng khí chính
vào các khoang của đĩa tuabin.
Các phương pháp làm kín khác nhau được sử dụng trên động cơ tua-bin khí. Việc
lựa chọn phương pháp nào phụ thuộc vào nhiệt độ và áp suất môi trường xung quanh, khả
năng chịu mài mòn, sinh nhiệt, trọng lượng, không gian có sẵn, dễ sản xuất và dễ lắp đặt
cũng như tháo lắp. Một số phương pháp làm kín được mô tả trong phần sau. Một tuabin
giả định mô tả việc sử dụng các bộ làm kín được thể hiện trong hình 1.5.
1.3.1 Làm kín vách ngăn (Labyrinth Seals)
Loại bộ làm kín này được sử dụng phổ biến để giữ dầu trong khoan ổ trục và là
thiết bị đo và kiểm soát luồng không khí bên trong. Một số dạng của thiết kế bộ làm kín
nhiều vách được thể hiện trong hình 1.7.

20. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

12


Fig. 1.7 Typical seals.
A labyrinth seal comprises a finned rotating member with a static bore which is
lined with a soft abradable material, or a high temperature honeycomb structure. On initial
running of the engine the fins lightly rub against the lining, cutting into it to give a
minimum clearance. The clearance varies throughout the flight cycle, dependent upon the
thermal growth of the parts and the natural flexing of the rotating members. Across each
seal fin there is a pressure drop which results in a restricted flow of sealing air from one
side of the seal to the other. When this seal is used for bearing chamber sealing, it prevents
oil leakage by allowing the air to flow from the outside to the inside of the chamber. This
flow also induces a positive pressure which assists the oil return system.
Seals between two rotating shafts are more likely to be subject to rubs between the
fins and abradable material due to the two shafts deflecting simultaneously. This will
create excessive heat which may result in shaft failure. To prevent this, a non-heat
producing seal is used where the abradable lining is replaced by a rotating annulus of oil.
When the shafts deflect, the fins enter the oil and maintain the seal without generating
heat (fig. 1.7).
1.3.2 Ring seals
A ring seal (fig. 1.7) comprises a metal ring which is housed in a close fitting groove
in the static housing. The normal running clearance between the ring and rotating shaft is
smaller than that which can be obtained with the labyrinth seal. This is because the ring
is allowed to move in its housing whenever the shaft comes into contact with it.

21. Chapter 1. Internal air system

13

Hình 1.7 Các loại bộ làm kín
Bộ làm kín kiểu vách ngăn bao gồm một bộ phận quay có vây với một đoạn trục
được lót bằng vật liệu có thể chịu mài mòn hoặc cấu trúc dạng tổ ong ở nhiệt độ cao. Khi
động cơ chạy lần đầu, các cánh tản nhiệt cọ xát nhẹ vào lớp ống lót, cắt vào lớp lót để tạo
ra khoảng hở tối thiểu. Khoảng hở thay đổi trong suốt chu kỳ bay, phụ thuộc vào sự gia
tăng nhiệt của các bộ phận và độ uốn tự nhiên của các chi tiết quay. Trên mỗi vây làm kín
có sự sụt giảm áp suất dẫn đến luồng không khí làm kín bị hạn chế từ mặt này sang mặt
kia của bộ làm kín. Khi bộ làm kín được sử dụng để làm kín khoang ổ trục, nó sẽ ngăn rò
rỉ dầu bằng cách cho phép không khí lưu thông từ bên ngoài vào bên trong khoang. Dòng
chảy này cũng tạo ra một áp suất dương hỗ trợ hệ thống hồi dầu.
Các bộ làm kín giữa hai trục quay có nhiều khả năng bị cọ xát giữa các cánh tản
nhiệt và vật liệu mài mòn hơn khi hai trục bị lệch nhau (không đồng tâm). Điều này sẽ
tạo ra nhiệt quá mức có thể dẫn đến hỏng trục. Để ngăn chặn điều này, một bộ làm kín
không sinh nhiệt được sử dụng trong đó lớp áo lót có thể mài mòn được thay thế bằng
vòng dầu quay. Khi các trục bị lệch, các cánh tản nhiệt đi vào dầu và duy trì làm kín mà
không tạo ra nhiệt (hình 1.7).
1.3.2 Vòng làm kín
Vòng làm kín (Hình 1.7) bao gồm một vòng kim loại được đặt trong một rãnh vừa
khít trong vỏ tĩnh. Khoảng hở chạy bình thường giữa vòng và trục quay nhỏ hơn khoảng
hở có thể đạt được với bộ làm kín vách ngăn. Điều này là do vòng được phép di chuyển
trong vỏ bất cứ khi nào trục tiếp xúc với nó.

22. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

14
Ring seals are used for bearing chamber sealing, except in the hot areas where oil
degradation due to heat would lead to ring seizure within its housing.
1.3.3 Hydraulic seals
This method of sealing is often used between two rotating members to sea a bearing
chamber. Unlike the labyrinth or ring seal, it does not allow a controlled flow of air to
traverse across the seal,
Hydraulic seals (fig.1.7) are formed by a seal fin immersed in an annulus of oil
which has been created by centrifugal forces. Any difference in air pressure inside and
outside of the bearing chamber is compensated by a difference in oil level either side of
the fin.
1.3.4 Carbon seals
Carbon seals (fig. 1.7) consist of a static ring of carbon which constantly rubs against
a collar on a rotating shaft. Several springs are used to maintain contact between the
carbon and the collar. This type of seal relies upon a high degree of contact and does not
allow oil or air leakage across it. The heat caused by friction is dissipated by the oil
system.
1.3.5 Brush seals
Brush seals (fig. 1.7) comprise a static ring of fine wire bristles. They are in
continuous contact with a rotating shaft, rubbing against a hard ceramic coating. This type
of seal has the advantage of withstanding radial rubs without increasing leakage.
1.3.6 Hot gas ingestion
It is important to prevent the ingestion of hotmainstream gas into the turbine disc
cavities as this would cause overheating and result in unwanted thermal expansion and
fatigue. The pressure in the turbine annulus forces the hot gas, between the rotating discs
and the adjacent static parts, into the turbine disc rim spaces. In addition, air near the face
of the rotating discs is accelerated by friction causing it to be pumped outwards. This
induces a complementary inward flow of hot gas.
Prevention of hot gas ingestion is achieved by continuously supplying the required
quantity of cooling and sealing air into the disc cavities to oppose the inward flow of
hot gas. The flow and pressure of the cooling and sealing air is controlled by interstage
seals (fig. 1.5),
1.4 Control of bearing loads
Engine shafts experience varying axial gas loads which act in a forward direction
on the compressor and in a rearward direction on the turbine. The shaft between them is
therefore always under tension and the difference between the loads is carried by the
location bearing which is fixed in a static casing (fig. 1.8). The internal air pressure acts
upon a fixed diameter pressure balance seal to ensure the location bearing is adequately
loaded throughout the engine thrust range.

23. Chapter 1. Internal air system

15
Vòng làm kín được sử dụng để làm kín khoan ổ trục, ngoại trừ ở những khu vực
nóng, nơi dầu bị phân hủy do nhiệt sẽ dẫn đến kẹt vòng làm kín trong vỏ của nó.
1.3.3 Bộ làm kín thùy lực
Phương pháp làm kín này thường được sử dụng giữa hai chi tiết quay để làm kín
khoang ổ trục. Không giống như vách ngăn hoặc vòng làm kín, nó không cho phép dòng
không khí được kiểm soát đi qua vòng làm kín,
Bộ làm kín thủy lực (hình 1.7) được tạo thành bởi một vách ngăn ngâm trong vòng
dầu được tạo ra bởi lực ly tâm. Bất kỳ sự chênh lệch nào về áp suất không khí bên trong
và bên ngoài buồng ổ trục đều được bù bằng sự chênh lệch mức dầu ở hai bên vách ngăn.
1.3.4 Bộ làm kín Cacbon
Bộ làm kín các bon (hình 1.7) bao gồm một vòng carbon tĩnh liên tục áp sát vào
vòng đệm trên trục quay. Một số lò xo được sử dụng để duy trì sự tiếp xúc giữa carbon
và vòng đệm. Loại bộ làm kín này phụ thuộc vào mức độ tiếp xúc cao và không cho phép
rò rỉ dầu hoặc không khí qua nó. Nhiệt do ma sát gây ra được xử lý bởi hệ thống dầu.
1.3.5 Bộ làm kín kiểu chổi than
Bộ làm kín kiểu chổi than (hình 1.7) bao gồm một vòng tĩnh gồm các sợi lông mịn.
Chúng tiếp xúc liên tục với một trục quay, cọ xát với lớp phủ gốm cứng. Loại bộ làm kín
này có ưu điểm là chịu được ma sát hướng tâm mà không làm tăng rò rỉ.
1.3.6 Khí nóng xâm nhập vào
Điều quan trọng là phải ngăn chặn việc khí dòng khí nóng đi vào các khoang đĩa
tuabin vì điều này sẽ gây ra hiện tượng quá nhiệt và dẫn đến sự giãn nở nhiệt và mỏi vật
liệu không mong muốn. Áp suất trong vòng tuabin đẩy khí nóng, giữa các đĩa quay và
các bộ phận tĩnh liền kề, vào không gian vành đĩa tuabin. Ngoài ra, không khí gần bề mặt
của các đĩa quay được gia tốc do ma sát khiến nó bị đẩy ra ngoài. Điều này tạo ra một
dòng khí nóng bổ sung vào bên trong.
Ngăn chặn việc hút khí nóng bằng cách liên tục cung cấp lượng khí làm mát và bịt
kín các khoang đĩa để chống lại luồng khí nóng đi vào. Lưu lượng và áp suất của không
khí làm mát và làm kín được kiểm soát bởi các bộ làm kính giữa các tầng (hình 1.5).
1.4 Kiểm soát tải trọng ổ đỡ
Các trục động cơ chịu các tải trọng dọc trục khác nhau tác động theo hướng tới từ
máy nén và theo hướng ngược lại trên tuabin. Do đó, trục giữa chúng luôn chịu lực tác
động và sự chênh lệch giữa các tải trọng được mang bởi ổ trục cổ định trong phần tĩnh vỏ
tuabin (hình 1.8). Áp suất không khí bên trong tác động lên một bộ làm kín cân bằng áp
suất có đường kính cố định để đảm bảo vị trí ổ đỡ được nạp đầy đủ trong phạm vi lực đẩy
của động cơ.

24. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

16

Fig. 1.8 Control of axial bearing load.
1.5 Ice protection
Icing of the engine and the leading edges of the intake duct can occur during flight
through clouds containing supercooled water droplets or during ground operation in
freezing fog. Protection against ice formation may be required since icing of these regions
can considerably restrict the airflow through the engine, causing a loss in performance
and possible malfunction of the engine. Additionally, damage may result from ice
breaking away and being ingested into the engine or hitting the acoustic material lining
the intake duct.
An ice protection system must effectively prevent ice formation within the
operational requirements of the particular aircraft. The system must be reliable, easy to
maintain, present no excessive weight penalty and cause no serious loss in engine
performance when in operation.
Analyses are carried out to determine whether ice protection is required and, if so,
the heat input required to limit ice build up to acceptable levels. Fig. 1.9 illustrates the
areas of a turbo-fan engine typically considered for ice protection.
There are two basic systems of ice protection; turbo-jet engines generally use a hot
air supply (fig.1.10), and turbo-propeller engines use electrical power or a combination
of electrical power and hot air. Protection may be supplemented by the circulation of hot
oil around the air intake as shown in fig. 1.11. The hot air system is generally used to
prevent the formation of ice and is known as an antiicing system. The electrical power
system is used to break up ice that has formed on surfaces and is known as a de-icing
system.

25. Chapter 1. Internal air system

17

Hình 1.8 Kiểm soát tải trọng hướng trục.
1.5 Chống đóng băng
Sự đóng băng động cơ và các cạnh đầu của miệng hút có thể xảy ra trong quá trình
bay qua các đám mây có chứa các giọt nước siêu lạnh hoặc trong quá trình hoạt động trên
mặt đất trong sương mù đóng băng. Có thể cần bảo vệ chống lại sự hình thành băng vì
đóng băng ở những khu vực này có thể hạn chế đáng kể luồng không khí đi qua động cơ,
gây giảm hiệu suất và có thể xảy ra sự cố động cơ. Ngoài ra, hư hỏng có thể do băng vỡ
ra và đi vào động cơ hoặc va đập vào vật liệu cách âm lót ống hút.
Hệ thống bảo vệ băng phải ngăn chặn hiệu quả sự hình thành băng trong các yêu
cầu hoạt động của máy bay cụ thể. Hệ thống phải đáng tin cậy, dễ bảo trì, không bị vượt
quá trọng lượng và không làm giảm hiệu suất động cơ nghiêm trọng khi vận hành.
Các phân tích được thực hiện để xác định xem có cần bảo vệ băng hay không và nếu
có thì nhiệt đầu vào cần thiết để hạn chế đóng băng ở mức có thể chấp nhận được. Hình
1.9 minh họa các khu vực của động cơ tua bin quạt được coi là để bảo vệ băng.
Có hai hệ thống bảo vệ băng cơ bản; động cơ tua bin phản lực thường sử dụng nguồn
cung cấp không khí nóng (hình 1.10), và động cơ tua bin quạt sử dụng năng lượng điện
hoặc sự kết hợp của năng lượng điện và không khí nóng. Việc bảo vệ có thể được bổ sung
bằng sự lưu thông của dầu nóng xung quanh miệng hút như hình 1.11. Hệ thống không
khí nóng thường được sử dụng để ngăn chặn sự hình thành của băng và được biết đến
như một hệ thống chống đóng băng. Hệ thống năng lượng điện được sử dụng để phá vỡ
băng đã hình thành trên các bề mặt và được gọi là hệ thống khử đóng băng.

26. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

18

Fig. 1.9 Areas typically considered for ice protection.

Fig. 1.10 Hot air ice protection.
The hot air system provides surface heating of the engine and/or powerplant where
ice is likely to form. The protection of rotor blades is rarely necessary, because any ice
accretions are dispersed by centrifugal action. If stators are fitted upstream of the first
rotating compressor stage these may require protection. If the nose cone rotates it may
not need anti-icing if its shape, construction and rotational characteristics are such that
likely icing is acceptable.

27. Chapter 1. Internal air system

19

Hình 1.9 Các khu vực thường được xem xét để bảo vệ băng.

Hình 1.10 Không khí nóng bảo vệ băng.
Hệ thống không khí nóng cung cấp khả năng sưởi ấm bề mặt của động cơ và/hoặc
hệ động lực ở những nơi có khả năng hình thành băng. Việc bảo vệ cánh quạt hiếm khi
cần thiết, vì bất kỳ sự bồi tụ băng nào cũng bị phân tán bởi tác động ly tâm. Nếu stator
được lắp ngược dòng của giai đoạn máy nén quay đầu tiên, chúng có thể cần được bảo
vệ. Nếu hình nón mũi quay, nó có thể không cần chống đóng băng nếu hình dạng, cấu tạo
và đặc điểm quay của nó sao cho có thể chấp nhận được việc chống đóng băng.

28. Chương 1. Hệ thống khí bên trong

20

The hot air for the anti-icing system is usually taken from the high pressure
compressor stages. It is ducted through pressure regulating valves, to the parts requiring
anti-icing. Spent air from the nose cowl anti-icing system may be exhausted into the
compressor intake or vented overboard.

Fig. 1.11 Combination of hot air, oil and electrical ice protection.
If the nose cone is anti-iced its hot air supply may be independent or integral with
that of the nose cowl and compressor stators. For an independent system, the nose cone
is usually anti-iced by a continuous unregulated supply of hot air via internal ducting from
the compressor.
The pressure regulating valves are electrically actuated by manual selection, or
automatically by signals from the aircraft ice detection system. The valves prevent
excessive pressures being developed in the system, and act also as an economy device at
the higher engine speeds by limiting the air offtake from the compressor, thus preventing
an excessive loss in performance. The main valve may be manually locked in a pre-
selected position prior to take-off in the event of a valve malfunction, prior to
replacement.

29. Chapter 1. Internal air system

21

Không khí nóng cho hệ thống chống đóng băng thường được lấy từ các tầng của
máy nén áp suất cao. Nó được dẫn qua các van điều chỉnh áp suất, đến các bộ phận cần
chống đóng băng. Không khí thải từ hệ thống chống đóng băng ở mũi có thể bị cạn kiệt
vào đường nạp của máy nén hoặc lỗ thông hơi trên thân.

Hình 1.11 Sự kết hợp của khí nóng, dầu và bảo vệ băng điện.
Nếu hình nón mũi được chống đóng băng thì nguồn cung cấp khí nóng của nó có
thể độc lập hoặc không thể tách rời với ống nạp và stato máy nén. Đối với một hệ thống
độc lập, hình nón mũi thường được chống đóng băng bằng cách cung cấp không khí nóng
liên tục không điều áp thông qua ống dẫn bên trong từ máy nén.
Các van điều chỉnh áp suất được kích hoạt bằng điện bằng lựa chọn bằng tay, hoặc
tự động bằng tín hiệu từ hệ thống phát hiện băng trên máy bay. Các van ngăn chặn việc
phát triển áp suất quá mức trong hệ thống và cũng hoạt động như một thiết bị tiết kiệm ở
tốc độ động cơ cao hơn bằng cách hạn chế lượng không khí tích tụ từ máy nén, do đó
ngăn ngừa sự mất mát quá mức về hiệu suất. Van chính có thể được khóa bằng tay ở vị
trí đã chọn trước trước khi cất cánh trong trường hợp van bị trục trặc, trước khi thay thế.

30. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

22
CHARPTER 2. STARTING AND IGNITION SYSTEM
2.1 Introduction
Two separate systems are required to ensure that a gas turbine engine will start
satisfactorily.
• Firstly, provision must be made for the compressor and turbine to be rotated up
to a speed at which adequate air passes into the combustion system to mix with
fuel from the fuel spray nozzles.
• Secondly, provision must be made for ignition of the air/fuel mixture in the
combustion system. During engine starting the two systems must operate
simultaneously, yet it must also be possible to motor the engine over without
ignition for maintenance checks and to operate only the ignition system for
relighting during flight.
The functioning of both systems is co-ordinated during a starting cycle and their
operation is automatically controlled after the initiation of the cycle by an electrical
circuit. A typical sequence of events during the start of a turbo-jet engine is shown in
fig. 2.1.

Fig. 2.1 A typical starting sequence of a turbo-jet engine.
2.2 Methods of starting
The starting procedure for all jet engines is basically the same, but can be achieved
by various methods. The type and power source for the starter varies in accordance with
engine and aircraft requirements. Some use electrical power, others use gas, air or
hydraulic pressure, and each has its own merits. For example, a military aircraft requires
the engine to be started in the minimum time and, when possible, to be completely
independent of external equipment. A commercial aircraft, however, requires the engine
to be started with the minimum disturbance to the passengers and by the most
economical means. Whichever system is used, reliability is of prime importance.

31. Charpter 2. Starting and ignition system

23
Chương 2. HỆ THỐNG KHỞI ĐỘNG VÀ ĐÁNH LỬA
2.1 Giới thiệu
Hệ thống khởi động và đánh lửa là hai hệ thống độc lập để đảm bảo động cơ tua-
bin khí sẽ được khởi động phù hợp.
• Đầu tiên, phải cung cấp khả năng quay máy nén và tua-bin với tốc độ sao cho có đủ
không khí đi vào buồng đốt để hòa trộn với nhiên liệu từ các vòi phun nhiên liệu.
• Thứ hai, phải cung cấp khả năng đánh lửa đốt cháy hỗn hợp không khí/nhiên liệu
trong buồng đốt. Trong quá trình khởi động động cơ, hai hệ thống phải hoạt động
đồng thời, tuy nhiên cũng phải có khả năng điều khiển động cơ mà không cần đánh
lửa để phục vụ việc kiểm tra bảo dưỡng và chỉ vận hành hệ thống đánh lửa khi khởi
động lại trong chuyến bay.
Hoạt động của cả hai hệ thống được phối hợp trong một chu kỳ khởi động và hoạt
động của chúng được điều khiển tự động sau khi bắt đầu chu kỳ bằng một mạch điện.
Một chuỗi các sự kiện điển hình trong quá trình khởi động động cơ tuabin phản lực được
thể hiện trong hình 2.1.

Hình 2.1 Trình tự khởi động của động cơ tuabin phản lực.
2.2 Các phương pháp khởi động
Quy trình khởi động cho tất cả các động cơ phản lực về cơ bản giống nhau, nhưng
có thể được thực hiện bằng nhiều phương pháp khác nhau. Loại và nguồn năng lượng
cho bộ khởi động được thay đổi tùy theo yêu cầu của động cơ và máy bay. Một số hệ
thống sử dụng năng lượng điện, một số khác sử dụng khí cháy, không khí hoặc thủy lực
và mỗi loại đều có những ưu điểm riêng. Ví dụ, một chiếc máy bay quân sự yêu cầu
động cơ phải được khởi động trong thời gian tối thiểu có thể, hoàn toàn độc lập với thiết
bị bên ngoài. Tuy nhiên, máy bay thương mại yêu cầu động cơ khi khởi động ít ảnh
hưởng nhất đến với hành khách và bằng phương pháp kinh tế nhất. Cho dù hệ thống nào
được sử dụng, độ tin cậy là điều quan trọng hàng đầu.

32. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

24
The starter motor must produce a high torque and transmit it to the engine rotating
assembly in a manner that provides smooth acceleration from rest up to a speed at which
the gas flow through the engine provides sufficient power for the engine turbine to take
over.
2.2.1 Electric
The electric starter is usually a direct current (D.C.) electric motor coupled to the
engine through a reduction gear and ratchet mechanism, or clutch, which automatically
disengages after the engine has reached a self-sustaining speed (fig. 2.2).

Fig. 2.2 An electric starter.
The electrical supply may be of a high or low voltage and is passed through a
system of relays and resistances to allow the full voltage to be progressively built up as
the starter gains speed. It also provides the power for the operation of the ignition
system. The electrical supply is automatically cancelled when the starter load is reduced
after the engine has satisfactorily started or when the time cycle is completed. A typical
electrical starting system is shown in fig. 2.3.

33. Charpter 2. Starting and ignition system

25
Động cơ khởi động phải tạo ra mô-men xoắn cao và truyền mô-men xoắn đó đến
và làm quay của động cơ tăng tốc êm dịu từ trạng thái nghỉ lên đến tốc độ mà tại đó
dòng khí chạy qua động cơ cung cấp đủ năng lượng để tua-bin động cơ hoạt động.
2.2.1 Khởi động điện
Bộ khởi động điện thường là động cơ điện một chiều (D.C.) ghép nối với động cơ
thông qua hộp số giảm tốc và cơ cấu bánh cóc, hoặc ly hợp, tự động ngắt sau khi động
cơ đạt đến tốc độ tự duy trì (hình 2.2).

Hình 2.2 Bộ khởi động điện.
Nguồn điện có thể có điện áp cao hoặc thấp và được truyền qua một hệ thống rơle
và điện trở để cho phép đủ điện áp được tích lũy dần dần khi bộ khởi động tăng tốc độ.
Nó cũng cung cấp năng lượng cho hoạt động của hệ thống đánh lửa. Việc cung cấp điện
sẽ tự động bị ngắt khi tải khởi động giảm sau khi động cơ đã khởi động được hoặc khi
hoàn thành theo thởi gian chu kỳ. Một hệ thống khởi động điện điển hình được mô tải
trong hình 2.3.

34. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

26


Fig. 2.3 A low voltage electrical starting system.

35. Charpter 2. Starting and ignition system

27


Hình 2.3 Hệ thống khởi động điện áp thấp.

36. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

28
2.2.2 Cartridge
Cartridge starting is sometimes used on military engines and provides a quick
independent method of starting. The starter motor is basically a small impulse-type
turbine that is driven by high velocity gases from a burning cartridge. The power output
of the turbine is passed through a reduction gear and an automatic disconnect mechanism
to rotate the engine. An electrically fired detonator initiates the burning of the cartridge
charge. As a cordite charge provides the power supply for this type of starter, the size
of the charge required may well limit the use of the cartridge starters. A triple-breech
starter is illustrated in fig. 2.4.

Fig. 2.4 A triple-breech cartridge starter.
Figure 2.5 to accomplish a cartridge start, a cartridge is first placed in the breech
cap. The breech is then closed on the breech chamber by means of the breech handle
and then rotated a partial turn to engage the lugs between the two breech sections. The
cartridge is ignited by applying voltage through the connector at the end of the breech
handle. Upon ignition, the cartridge begins to generate gas. The gas is forced out of the
breech to the hot gas nozzles that are directed toward the buckets on the turbine rotor,
and rotation is produced via the overboard exhaust collector. Before reaching the nozzle,
the hot gas passes an outlet leading to the relief valve. This valve directs hot gas to the
turbine, bypassing the hot gas nozzle, as the pressure rises above the preset maximum.
Thus, the pressure of the gas within the hot gas circuit is maintained at the optimum
level.

37. Charpter 2. Starting and ignition system

29
2.2.2 Khởi động bằng hộp nổ (Cartridge)
Khởi động bằng hộp nổ đôi khi được sử dụng trên các động cơ quân sự và cung
cấp một phương pháp khởi động độc lập nhanh chóng. Động cơ khởi động về cơ bản là
một tuabin xung áp nhỏ được dẫn động bằng khí cháy cao tốc từ buồng đốt hộp nổ. Công
suất của tuabin được truyền qua hộp giảm tốc và cơ cấu li hợp tự động để làm quay động
cơ. Một đầu đánh lửa bằng điện bắt đầu đốt cháy chất nổ cấp vào, Khi khí cháy cấp vào
tạo ra công suất cấp cho bộ khởi động, lượng nạp vào yêu cầu bị giới hạn bởi việc sử
dụng bộ khởi động bằng hộp nổ. Bộ khởi động ba ống được minh họa trong hình 2.4.

Hình 2.4 Bộ khởi động hộp nổ ba ống.
Hình 2.5 mô tả nguyên lý làm việc của một bộ khởi động hộp nổ, trước tiên, hộp
nổ được lắp vào bầu chứa. Sau đó, bầu chứa được lắp vào khoang và khóa nòng bằng
tay cầm khóa nòng và sau đó xoay một phần vòng để khớp các vấu giữa hai phần khóa
nòng. Hộp nổ được đánh lửa bằng cách đặt điện áp qua đầu nối ở cuối tay cầm khóa
nòng. Khi đánh lửa, hộp nổ bắt đầu tạo ra khí cháy. Khí này được đẩy ra khỏi nòng đến
các vòi phun khí nóng hướng đến rôto tuabin và làm quay tua bin, khí thải được xả đi
vào bộ thu ở phía trên. Trước khi đến vòi phun, khí nóng đi qua một lối thoát dẫn đến
van giảm áp. Van này dẫn khí nóng đến tuabin, bỏ qua vòi khí nóng, khi áp suất tăng
lên trên mức tối đa đặt trước. Do đó, áp suất của khí trong mạch khí nóng được duy trì
ở mức tối ưu.

38. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

30

Figure 2.5. Cartridge/pneumatic starter schematic.
2.2.3 Iso-propyl-nitrate
This type of starter provides a highpower output and gives rapid starting
characteristics. It has a turbine that transmits power through a reduction gear to the
engine. In this instance, the turbine is rotated by high pressure gases resulting from the
combustion of iso-propyl-nitrate. This fuel is sprayed into a combustion chamber, which
forms part of the starter, where it is electrically ignited by a highenergy ignition system.
A pump supplies the fuel to the combustion chamber from a storage tank and an air
pump scavenges the starter combustion chamber of fumes before each start. Operation
of the fuel and air pumps, ignition systems, and cycle cancellation, is electrically
controlled by relays and time switches. An iso-propyl-nitrate starting system is shown
in fig. 2.6.

39. Charpter 2. Starting and ignition system

31

Hình 2.5. Sơ đồ bộ khởi động hộp nổ.
2.2.3 Khởi động bằng hổn hợp Iso-propyl-nitrat
Loại bộ khởi động này cung cấp công suất đầu ra cao và có đặc tính khởi động
nhanh. Nó có một tuabin truyền năng lượng thông qua hộp số giảm tốc tới động cơ.
Trong trường hợp này, tuabin được quay bằng khí áp suất cao do quá trình đốt cháy hổn
hợp iso-propyl-nitrate. Nhiên liệu này được phun vào buồng đốt, tạo thành một phần
của bộ khởi động, nơi nó được đốt cháy bằng điện bởi hệ thống đánh lửa năng lượng
cao. Một máy bơm cung cấp nhiên liệu cho buồng đốt từ bình chứa và một máy bơm
không khí sẽ hút sạch khói trong buồng đốt của bộ khởi động trước mỗi lần khởi động.
Hoạt động của bơm nhiên liệu và không khí, hệ thống đánh lửa và hủy bỏ chu kỳ, được
điều khiển bằng điện bằng rơle và công tắc thời gian. Một hệ thống khởi động iso-
propyl-nitrate được thể hiện trong hình 2.6.

40. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

32

Fig. 2.6 An iso-propyl-nitrate starting system.
2.2.4 Air Starting
Air starting is used on most commercial and some military jet engines. It has many
advantages over other starting systems, and is comparatively light, simple and
economical to operate.
An air starter motor transmits power through a reduction gear and clutch to the
starter output shaft which is connected to the engine. A typical air starter motor is shown
in fig. 2.7.

41. Charpter 2. Starting and ignition system

33

Hình 2.6 Hệ thống khởi động bằng hổn hợp iso-propyl-nitrate.
2.2.4 Khởi động bằng động cơ khí
Khởi động bằng động cơ khí được sử dụng trên hầu hết các động cơ phản lực
thương mại và quân sự. Nó có nhiều ưu điểm hơn các hệ thống khởi động khác, và tương
đối nhẹ, vận hành đơn giản và kinh tế.
Động cơ khởi động bằng khí nén truyền công suất qua hộp số giảm tốc và ly hợp
đến trục đầu ra của bộ khởi động được nối với động cơ. Một động cơ khởi động bằng
khí nén điển hình được thể hiện trong hình 2.7.

42. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

34

Fig. 2.7 An air starter motor.
The starter turbine is rotated by air taken from an external ground supply, an
auxiliary power unit (A.P.U.) or as a cross-feed from a running engine. The air supply
to the starter is controlled by an electrically operated control and pressure reducing valve
that is opened when an engine start is selected and is automatically closed at a
predetermined starter speed. The clutch also automatically disengages as the engine
accelerates up to idling r.p.m. and the system is shown in fig. 2.8.

Fig. 2.8 An air starting system.

43. Charpter 2. Starting and ignition system

35

Hình 2.7 Động cơ khởi động bằng khí nén.
Tua bin khởi động được quay bằng không khí nén lấy từ nguồn cung cấp bên ngoài
ở mặt đất, bộ nguồn phụ (APU) hoặc dưới dạng cấp dưới dạng khí trích từ động cơ đang
hoạt động. Việc cung cấp không khí cho bộ khởi động được điều khiển bởi một van
giảm áp và điều khiển hoạt động bằng điện được mở khi khởi động động cơ được chọn
và tự động đóng lại ở tốc độ khởi động đã định trước. Bộ ly hợp cũng tự động ngắt khi
động cơ tăng tốc lên đến vòng quay không tải. Hệ thống được biểu diện ở hình 2.8.

Hình 2.8 Hệ thống khởi động bằng không khí.

44. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

36
A combustor starter is sometimes fitted to an engine incorporating an air starter
and is used to supply power to the starter when an external supply of air is not available.
The starter unit has a small combustion chamber into which high pressure air, from an
aircraft-mounted storage bottle, and fuel, from the engine fuel system, are introduced.
Control valves regulate the air supply which pressurizes a fuel accumulator to give
sufficient fuel pressure for atomization and also activates the continuous ignition
system. The fuel/air mixture is ignited in the combustion chamber and the resultant gas
is directed onto the turbine of the air starter. An electrical circuit is provided to shut off
the air supply which in turn terminates the fuel and ignition systems on completion of
the starting cycle.
Some turbo-jet engines are not fitted with starter motors but use air impingement
onto the turbine blades as a means of rotating the engine. The air is obtained from an
external source, or from an engine that is running, and is directed through non-return
valves and nozzles onto the turbine blades. A typical method of air impingement starting
is shown in fig. 2.9.

Fig. 2.9 Air impingement starting.
2.2.5 Gas turbine starter
A gas turbine starter is used for some jet engines and is completely self-
contained. It has its own fuel and ignition system, starting system (usually electric or
hydraulic) and self-contained oil system. This type of starter is economical to operate
and provides a high power output for a comparatively low weight.
The starter consists of a small, compact gas turbine engine, usually featuring a
turbine-driven centrifugal compressor, a reverse flow combustion system and a
mechanically independent |free-power turbine. The free-power turbine is connected to
the main engine via a two-stage epicyclic reduction gear, automatic clutch and output
shaft. A typical gas turbine starter is shown in fig. 2.10.

45. Charpter 2. Starting and ignition system

37
Bộ khởi động kiểu buồng đốt đôi khi được lắp vào động cơ có bộ khởi động bằng
không khí và được sử dụng để cung cấp năng lượng cho bộ khởi động khi không có
nguồn cung cấp không khí bên ngoài. Bộ khởi động có một buồng đốt nhỏ, trong đó
không khí áp suất cao từ bình chứa gắn trên máy bay và nhiên liệu từ hệ thống nhiên
liệu động cơ được đưa vào. Các van điều khiển điều chỉnh nguồn cung cấp không khí
tạo áp suất cho bộ tích lũy nhiên liệu để cung cấp đủ áp suất nhiên liệu cho quá trình
nguyên tử hóa và cũng kích hoạt hệ thống đánh lửa liên tục. Hỗn hợp nhiên liệu/không
khí được đốt cháy trong buồng đốt và khí thu được được dẫn vào tuabin của bộ khởi
động không khí. Một mạch điện được cung cấp để ngắt nguồn cung cấp không khí, từ
đó ngắt hệ thống nhiên liệu và đánh lửa khi hoàn thành chu kỳ khởi động.
Một số động cơ tuốc-bin phản lực không được lắp mô-tơ khởi động mà sử dụng
lực tác động của không khí lên các cánh tua-bin để làm quay động cơ. Không khí được
lấy từ nguồn bên ngoài hoặc từ động cơ đang chạy và được dẫn qua các van một chiều
và vòi phun vào các cánh tuabin. Một phương pháp khởi động không khí điển hình được
thể hiện trong hình 2.9.

Hình 2.9 Bắt đầu va đập không khí.
2.2.5 Bộ khởi động bằng tua bin khí
Bộ khởi động tua bin khí dùng cho một số động cơ phản lực và hoàn toàn khép
kín. Nó có hệ thống đánh lửa và nhiên liệu riêng, hệ thống khởi động (thường là điện
hoặc thủy lực) và hệ thống dầu độc lập. Loại bộ khởi động này hoạt động kinh tế và
cung cấp công suất đầu ra cao với trọng lượng tương đối thấp.
Bộ khởi động bao gồm một động cơ tua-bin khí nhỏ gọn, thường có một máy nén
ly tâm dẫn động công suất bằng tua-bin, một hệ thống đốt cháy dòng chảy ngược và một
tua-bin công suất tự do (free-power) độc lập về mặt cơ khí. Tua bin công suất tự do được
kết nối với động cơ chính thông qua hộp giảm tốc tuần hoàn hai cấp, ly hợp tự động và
trục đầu ra. Một bộ khởi động tuabin khí điển hình được thể hiện trong hình 2.10.

46. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

38


Fig. 2.10 A gas turbine starter.
On initiation of the starting cycle, the gas turbine starter is rotated by its own
starter motor until it reaches self-sustaining speed, when the starting and ignition
systems are automatically switched off. Acceleration then continues up to a controlled
speed of approximately 60,000 r.p.m. At the same time as the gas turbine starter engine
is accelerating, the exhaust gas is being directed, via nozzle guide vanes, onto the free-
power turbine to provide the drive to the main engine. Once the main engine reaches
self-sustaining speed, a cut-out switch operates and shuts down the gas turbine starter.
As the starter runs down, the clutch automatically disengages from the output shaft and
the main engine accelerates up to idling r.p.m. under its own power.
2.2.6 Hydraulic
Hydraulic starting is used for starling some small jet engines. In most
applications, one of the engine-mounted hydraulic pumps is utilized and is known as a
pump/starter, although other applications may use a separate hydraulic motor. Methods
of transmitting the torque to the engine may vary, but a typical system would include a
reduction gear and clutch assembly. Power to rotate the pump/starter is provided by
hydraulic pressure from a ground supply unit and is transmitted to the engine through
the reduction gear and clutch. The starting system is controlled by an electrical circuit
that also operates hydraulic valves so that on completion of the starting cycle the pump
/starter functions as a normal hydraulic pump.

47. Charpter 2. Starting and ignition system

39

Hình 2.10 Bộ khởi động tuabin khí.
Khi bắt đầu chu kỳ khởi động, bộ khởi động tuabin khí được quay bởi động cơ
khởi động của chính nó cho đến khi đạt tốc độ tự duy trì, khi đó hệ thống khởi động và
hệ thống đánh lửa sẽ tự động tắt. Sau đó, quá trình tăng tốc tiếp tục đạt đến tốc độ được
kiểm soát khoảng 60.000 vòng/phút. Đồng thời khi động cơ khởi động tua-bin khí đang
tăng tốc, khí thải được dẫn trực tiếp qua các van dẫn hướng vòi phun vào tua-bin công
suất tự do để cung cấp truyền động cho động cơ chính. Khi động cơ chính đạt đến tốc
độ tự duy trì, công tắc ngắt hoạt động và tắt bộ khởi động tuabin khí. Khi bộ khởi động
ngừng hoạt động, ly hợp sẽ tự động ngắt khỏi trục đầu ra và động cơ chính tăng tốc lên
đến vòng tua máy không tải. nhờ vào công suất của nó.
2.2.6 Bộ khởi động thủy lực
Khởi động thủy lực được sử dụng để khởi động một số động cơ phản lực nhỏ.
Trong hầu hết các ứng dụng, một trong các máy bơm thủy lực gắn trên động cơ được sử
dụng và được gọi là máy bơm/bộ khởi động, mặc dù các ứng dụng khác có thể sử dụng
một động cơ thủy lực riêng biệt. Các phương pháp truyền mô-men xoắn tới động cơ có
thể khác nhau, nhưng một hệ thống điển hình sẽ bao gồm hộp số giảm tốc và cụm ly
hợp. Lực để quay máy bơm/bộ khởi động được cung cấp bởi áp suất thủy lực từ bộ cấp
nguồn trên mặt đất và được truyền tới động cơ thông qua hộp số giảm tốc và ly hợp. Hệ
thống khởi động được điều khiển bởi một mạch điện cũng vận hành các van thủy lực để
khi hoàn thành chu trình khởi động, máy bơm/bộ khởi động hoạt động như một máy
bơm thủy lực bình thường.

48. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

40
2.3 Turbine Engine Ignition Systems
2.3.1 Construction of Engine Ignition Systems
Since turbine ignition systems are operated mostly for a brief period during the
engine-starting cycle, they are, as a rule, more trouble-free than the typical reciprocating
engine ignition system. The turbine engine ignition system does not need to be timed to
spark during an exact point in the operational cycle. It is used to ignite the fuel in the
combustor and then it is switched off. Other modes of turbine ignition system operation,
such as continuous ignition that is used at a lower voltage and energy level, are used for
certain flight conditions.
Continuous ignition is used in case the engine was to flame out. This ignition
could relight the fuel and keep the engine from stopping. Examples of critical flight
modes that use continuous ignition are takeoff, landing, and some abnormal and
emergency situations.
Most gas turbine engines are equipped with a high-energy, capacitor-type ignition
system and are air cooled by fan airflow. Fan air is ducted to the exciter box, and then
flows around the igniter lead and surrounds the igniter before flowing back into the
nacelle area. Cooling is important when continuous ignition is used for some extended
period of time. Gas turbine engines may be equipped with an electronic-type ignition
system, which is a variation of the simpler capacitortype system.
The typical turbine engine is equipped with a capacitor-type, or capacitor
discharge, ignition system consisting of two identical independent ignition units
operating from a common low-voltage (DC) electrical power source: the aircraft battery,
115AC, or its permanent magnet generator. The generator is turned directly by the
engine through the accessory gear box and produces power any time the engine is
turning. The fuel in turbine engines can be ignited readily in ideal atmospheric
conditions, but since they often operate in the low temperatures of high altitudes, it is
imperative that the system be capable of supplying a high heat intensity spark. Thus, a
high voltage is supplied to arc across a wide igniter spark gap, providing the ignition
system with a high degree of reliability under widely varying conditions of altitude,
atmospheric pressure, temperature, fuel vaporization, and input voltage.
A typical ignition system includes two exciter units, two transformers, two
intermediate ignition leads, and two hightension leads. Thus, as a safety factor, the
ignition system is actually a dual system designed to fire two igniter plugs. [Figure 2.11]

49. Charpter 2. Starting and ignition system

41
2.3 Hệ thống đánh lửa
2.3.1 Cấu tạo của hệ thống đánh lửa
Do các hệ thống đánh lửa tua-bin được vận hành chủ yếu trong một khoảng thời
gian ngắn trong chu kỳ khởi động động cơ, nên theo quy luật, chúng ít gặp sự cố hơn so
với hệ thống đánh lửa động cơ pittông. Hệ thống đánh lửa động cơ tua-bin không cần
phải định thời đánh lửa chính xác trong chu trình vận hành. Nó được sử dụng để đốt
cháy nhiên liệu trong buồng đốt và sau đó nó được tắt. Các chế độ vận hành hệ thống
đánh lửa tua-bin khác, chẳng hạn như đánh lửa liên tục được sử dụng ở mức điện áp và
năng lượng thấp hơn, được sử dụng cho các điều kiện bay nhất định.
Đánh lửa liên tục được sử dụng trong trường hợp động cơ ngừng cháy. Việc đánh
lửa này có thể châm lại nhiên liệu và giữ cho động cơ không dừng lại. Ví dụ các chế độ
bay quan trọng sử dụng đánh lửa liên tục là cất cánh, hạ cánh và một số tình huống bất
thường và khẩn cấp.
Hầu hết các động cơ tua-bin khí đều được trang bị hệ thống đánh lửa kiểu tụ điện,
năng lượng cao và được làm mát bằng không khí bằng luồng không khí của quạt. Không
khí của quạt được dẫn đến hộp kích thích, sau đó chảy xung quanh dây dẫn đánh lửa và
bao quanh bộ phận đánh lửa trước khi quay trở lại khu vực vỏ bọc. Việc làm mát rất
quan trọng khi đánh lửa liên tục được sử dụng trong một khoảng thời gian dài. Động cơ
tua-bin khí có thể được trang bị hệ thống đánh lửa kiểu điện tử, đây là một biến thể của
hệ thống kiểu tụ điện đơn giản hơn.
Động cơ tua-bin điển hình được trang bị hệ thống đánh lửa kiểu tụ điện hoặc xả tụ
điện bao gồm hai bộ phận đánh lửa độc lập giống hệt nhau hoạt động từ nguồn điện áp
thấp (DC) thông thường: pin máy bay, 115AC hoặc máy phát nam châm vĩnh cửu của
nó. Máy phát điện được động cơ quay trực tiếp thông qua hộp số phụ kiện và tạo ra năng
lượng bất cứ khi nào động cơ quay. Nhiên liệu trong động cơ tua-bin có thể được đốt
cháy dễ dàng trong điều kiện khí quyển lý tưởng, nhưng vì chúng thường hoạt động ở
nhiệt độ thấp ở độ cao nên hệ thống bắt buộc phải có khả năng cung cấp tia lửa có cường
độ nhiệt cao. Do đó, điện áp cao được cung cấp cho hồ quang qua khe đánh lửa rộng,
cung cấp cho hệ thống đánh lửa độ tin cậy cao trong các điều kiện khác nhau về độ cao,
áp suất khí quyển, nhiệt độ, sự hóa hơi nhiên liệu và điện áp đầu vào.
Một hệ thống đánh lửa điển hình bao gồm hai bộ kích thích, hai máy biến áp, hai
dây dẫn đánh lửa trung gian và hai dây dẫn cao áp. Vì vậy, như một yếu tố an toàn, hệ
thống đánh lửa thực sự là một hệ thống kép được thiết kế để kích hoạt hai Đầu đánh lửa
hình 2.11.

50. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

42

Figure 2.12 Turbine ignition system components.
2.3.2 The capacitor-type turbine ignition system
2.3.2.1 The capacitor ignition system
Figure 2.12 is a functional schematic diagram of a typical older style capacitor-
type turbine ignition system. A 24-volt DC input voltage is supplied to the input
receptacle of the exciter unit. Before the electrical energy reaches the exciter unit, it
passes through a filter that prevents noise voltage from being induced into the aircraft
electrical system. The low-voltage input power operates a DC motor that drives one
multilobe cam and one single-lobe cam. At the same time, input power is supplied to a
set of breaker points that are actuated by the multilobe cam.

Figure 2.12 Capacitor-type ignition system schematic.

51. Charpter 2. Starting and ignition system

43

Hình 2.11 Các bộ phận của hệ thống đánh lửa tuabin.
2.3.2 Các hệ thống đánh lửa kích hoạt bằng tụ điện
2.3.2.1 Hệ thống đánh lửa kiểu tụ điện
Hình 2.12 là sơ đồ chức năng của hệ thống đánh lửa kiểu tuabin kiểu tụ điện điển
hình. Điện áp đầu vào DC 24 vôn được cung cấp cho ổ cắm đầu vào của bộ kích thích.
Trước khi năng lượng điện đến bộ phận kích thích, nó sẽ đi qua một bộ lọc ngăn điện
áp nhiễu gây ra trong hệ thống điện của máy bay. Nguồn đầu vào điện áp thấp vận hành
động cơ DC dẫn động một cam nhiều thùy và một cam một thùy. Đồng thời, nguồn điện
đầu vào được cung cấp cho một tập hợp các điểm ngắt được kích hoạt bởi cam nhiều
thùy.

Hình 2.12 Sơ đồ hệ thống đánh lửa kiểu tụ điện.

52. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

44


Fig. 2.11 A D.C. trembler-operated ignition unit.
2.3.2.2 The transistorized ignition unit
Operation of the transistorized ignition unit is similar to that of the D.C. trembler-
operated unit, except that the trembler-unit is replaced by a transistor chopper circuit. A
typical transistorized unit is shown in fig. 2.13; such a unit has many advantages over
the trembler-operated unit because it has no moving parts and gives a much longer
operating life. The size of the transistorized unit is reduced, and its weight is less than
that of the trembler-operated unit.

Fig. 2.14 A transistorized ignition unit.

53. Charpter 2. Starting and ignition system

45

Hình 2.13 Bộ phận đánh lửa vận hành bằng bộ rung một chiều.
2.3.2.2 Hệ thống đánh lửa bằng bán dẫn
Hoạt động của bộ phận đánh lửa bằng bóng bán dẫn tương tự như hoạt động của
bộ phận vận hành bằng bộ rung D.C., ngoại trừ bộ phận đánh lửa bằng bóng bán dẫn
được thay thế bằng một mạch ngắt bóng bán dẫn. Một đơn vị bóng bán dẫn điển hình
được hiển thị trong hình. 2.13; một thiết bị như vậy có nhiều ưu điểm hơn so với thiết
bị vận hành bằng bộ rung vì nó không có các bộ phận chuyển động và mang lại tuổi thọ
hoạt động lâu hơn nhiều. Kích thước của thiết bị bán dẫn được giảm và trọng lượng của
nó nhỏ hơn so với thiết bị vận hành bằng bộ rung.

Hình 2.14 Bộ đánh lửa bán dẫn.

54. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

46
The A.C. ignition unit, shown in fig, 2.15, receives an alternating current which
is passed through a transformer and rectifier to charge a capacitor. When the voltage in
the capacitor is equal to the breakdown value of a sealed discharge gap, the capacitor
discharges the energy across the face of the igniter plug. Safety and discharge resistors
are fitted as in the trembler-operated unit.

Fig. 2.15 Bộ đánh lửa A.C.

2.3.3 Igniter Plugs
The igniter plug of a turbine engine ignition system differs considerably from the
spark plug of a reciprocating engine ignition system. [Figure 4-68] Its electrode must
be capable of withstanding a current of much higher energy than the electrode of a
conventional spark plug. This high energy current can quickly cause electrode erosion,
but the short periods of operation minimize this aspect of igniter maintenance. The
electrode gap of the typical igniter plug is designed much larger than that of a spark plug
since the operating pressures are much lower and the spark can arc more easily than in
a spark plug. Finally, electrode fouling, common to the spark plug, is minimized by the
heat of the high-intensity spark.

55. Charpter 2. Starting and ignition system

47
Bộ đánh lửa AC, như trong hình 2.15, nhận dòng điện xoay chiều chạy qua máy
biến áp và bộ chỉnh lưu để nạp điện cho tụ điện. Khi điện áp trong tụ điện bằng giá trị
đánh thủng của khe hở phóng điện bịt kín, tụ điện sẽ phóng năng lượng qua mặt của đầu
đánh lửa. Các điện trở an toàn và phóng điện được lắp như trong thiết bị vận hành bằng
bộ rung.

Hình 2.15 Bộ đánh lửa A.C.
2.3.3 Đầu đánh lửa
Bugi đánh lửa của hệ thống đánh lửa động cơ tuốc bin khác đáng kể so với bugi
đánh lửa của hệ thống đánh lửa động cơ pittông. [Hình 4-68] Điện cực của nó phải có
khả năng chịu được dòng điện có năng lượng cao hơn nhiều so với điện cực của bugi
thông thường. Dòng năng lượng cao này có thể nhanh chóng gây xói mòn điện cực,
nhưng thời gian hoạt động ngắn sẽ giảm thiểu khía cạnh này của việc bảo trì bộ đánh
lửa. Khoảng cách điện cực của bugi đánh lửa điển hình được thiết kế lớn hơn nhiều so
với bugi đánh lửa do áp suất vận hành thấp hơn nhiều và tia lửa điện có thể tạo hồ quang
dễ dàng hơn so với bugi đánh lửa. Cuối cùng, hiện tượng tắc điện cực, phổ biến ở bugi,
được giảm thiểu nhờ sức nóng của tia lửa điện cường độ cao.

56. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

48

Figure 2.16 Ignitor plugs.
Figure 2.17 is a cutaway illustration of a typical annular-gap igniter plug, sometimes
referred to as a long reach igniter because it projects slightly into the combustion
chamber liner to produce a more effective spark.

Figure 2.17 Typical annular gap igniter plug.
Another type of igniter plug, the constrained-gap plug, is used in some types of turbine
engines. [Figure 4-70] It operates at a much cooler temperature because it does not
project into the combustion-chamber liner. This is possible because the spark does not
remain close to the plug, but arcs beyond the face of the combustion chamber liner.

Figure 2.18 Constrained gap igniter plug.

57. Charpter 2. Starting and ignition system

49

Hình 2.16. Đầu đánh lửa.
Hình 2.17 là hình minh họa cắt rời của đầu đánh lửa có khe hở hình khuyên điển
hình, đôi khi được gọi là vòi đánh lửa có tầm với xa vì nó chiếu nhẹ vào lớp lót buồng
đốt để tạo ra tia lửa hiệu quả hơn.

Hình 2.17. Đầu đánh lửa khe hở hình khuyên điển hình.
Một loại nút đánh lửa khác, nút có khe hở hạn chế, được sử dụng trong một số loại
động cơ tua-bin. [Hình 4-70] Nó hoạt động ở nhiệt độ mát hơn nhiều vì nó không chiếu
vào lớp lót buồng đốt. Điều này có thể xảy ra vì tia lửa điện không ở gần bugi mà phóng
ra ngoài bề mặt của tấm lót buồng đốt.

Hình 2.18 Đầu đánh lửa có khe hở hạn chế.

58. Chương 2. Hệ thống khởi động và đánh lửa

50
2.4 RELIGHTING
The jet engine requires facilities for relighting should the flame in the combustion
system be extinguished during flight. However, the ability of the engine to relight will
vary according to the altitude and forward speed of the aircraft. A typical relight
envelope, showing the flight conditions under which, an engine will obtain a satisfactory
relight, is shown in fig. 2.19. Within the limits of the envelope, the airflow through the
engine will rotate the compressor at a speed satisfactory for relighting; all that is required
therefore, provided that a fuel supply is available, is the operation of the ignition system.
This is provided for by a separate switch that operates only the ignition system.


Fig. 2.19 A typical flight relight envelope.

59. Charpter 2. Starting and ignition system

51
2.4 Thiết bị đốt lại
Động cơ phản lực yêu cầu phải có thiết bị để đốt lại nếu ngọn lửa trong hệ thống
đốt cháy bị dập tắt trong chuyến bay. Tuy nhiên, khả năng khởi động lại của động cơ sẽ
thay đổi tùy theo độ cao và tốc độ chuyển tiếp của máy bay. Một loại thiết bị đốt cháy
lại điển hình, thể hiện các điều kiện bay mà theo đó một động cơ sẽ có được đốt cháy
lại một cách phù hợp, thể hiện trong hình. 2.19. Trong giới hạn của bao lại, luồng không
khí đi qua động cơ sẽ làm quay máy nén với tốc độ phù hợp để xả lại; do đó, tất cả những
gì cần thiết, với điều kiện là có sẵn nguồn cung cấp nhiên liệu, là hoạt động của hệ thống
đánh lửa. Điều này được cung cấp bởi một công tắc riêng chỉ vận hành hệ thống đánh
lửa.

Hình 2.19 Một loại đốt lại chuyến bay điển hình.

60. 52
Charpter 3. CONTROLS AND INSTRUMENTATION
3.1 Introduction
The controls of the gas turbine engine are designed to remove, as far as possible,
workload from the pilot while still allowing him ultimate control of the engine. To
achieve this, the fuel flow is automatically controlled after the pilot has made the initial
power selection.
All engine parameters require monitoring and instrumentation is provided to
inform the pilot of the correct functioning of the various engine systems and to warn of
any impending failure. Should any of the automatic governors fail, the engine can be
manually controlled by the pilot selecting the desired thrust setting and monitoring the
instruments to maintain the engine within the relevant operating limitations.
The multitude of dials and gauges on the pilot’s instrument panel may be replaced
by one or a number of cathode ray tubes to display engine parameters. These are small
screens capable of displaying all of the information necessary to operate the engine
safely.
3.2 Controls
The control of a gas turbine engine generally requires the use of only one control
lever and the monitoring of certain indicators located on the pilot’s instrument panel
(fig. 3.1). Operation of the control (throttle/power) lever selects a thrust level which is
then maintained automatically by the fuel system.
On engines fitted with afterburning, single lever control is maintained, although a
further fuel system is required to supply and control the fuel to the afterburner.
On a turbo-propeller engine, the throttle lever is interconnected with the propeller
control unit (P.C.U.), thus maintaining single lever operation of the engine. Similarly,
the throttle control lever of a helicopter is interconnected with the collective pitch lever,
so ensuring that an increase in pitch is accompanied by an increase in engine power, 7.
The fuel system (Part 10) incorporates a high-pressure fuel shut-off cock to provide a
means of stopping the engine. This may be operated by a separate lever, interconnected
with the throttle lever, or electrically actuated and controlled by a switch on the pilot’s
instrument panel.
A turbo-jet engine fitted with a thrust reverser usually has an additional control
lever that allows reverse thrust to be selected. On a turbopropeller engine, a separate
control lever is not required because the interconnected throttle and P.C.U. lever is
operated to reverse the pitch of the propeller.

61. 53
Chương 3. ĐIỀU KHIỂN VÀ THIẾT BỊ ĐO
3.1 Giới thiệu
Các bộ điều khiển của động cơ tua-bin khí được thiết kế để loại bỏ càng nhiều càng
tốt tải trọng công việc khỏi người phi công trong khi vẫn cho phép anh ta kiểm soát tối
đa động cơ. Để đạt được điều này, dòng nhiên liệu được điều khiển tự động sau khi phi
công thực hiện lựa chọn công suất ban đầu.
Tất cả các thông số của động cơ đều yêu cầu giám sát và thiết bị đo đạc được cung
cấp để thông báo cho phi công về hoạt động chính xác của các hệ thống động cơ khác
nhau và để cảnh báo về bất kỳ hỏng hóc nào sắp xảy ra. Nếu bất kỳ bộ điều tốc tự động
nào bị lỗi, phi công có thể điều khiển động cơ bằng tay, chọn cài đặt lực đẩy mong muốn
và giám sát các thiết bị để duy trì động cơ trong các giới hạn vận hành có liên quan.
Vô số mặt số và đồng hồ đo trên bảng điều khiển của phi công có thể được thay
thế bằng một hoặc một số ống tia âm cực để hiển thị các thông số của động cơ. Đây là
những màn hình nhỏ có khả năng hiển thị tất cả thông tin cần thiết để vận hành động cơ
một cách an toàn.
3.2 Điều khiển
Việc điều khiển động cơ tua-bin khí thường chỉ yêu cầu sử dụng một cần điều
khiển và giám sát một số chỉ báo nhất định nằm trên bảng điều khiển của phi công (hình
3.1). Hoạt động của cần điều khiển (ga/công suất) chọn một mức lực đẩy, sau đó hệ
thống nhiên liệu sẽ tự động duy trì.
Trên các động cơ được trang bị hệ thống đốt sau, điều khiển cần gạt duy nhất được
duy trì, mặc dù cần có thêm một hệ thống nhiên liệu để cung cấp và kiểm soát nhiên liệu
cho bộ đốt sau.
Trên động cơ cánh quạt tua-bin, cần bướm ga được kết nối với bộ phận điều khiển
cánh quạt (P.C.U.), do đó duy trì hoạt động của một cần duy nhất của động cơ. Tương
tự, cần điều khiển bướm ga của máy bay trực thăng được kết nối với cần gạt chung, để
đảm bảo rằng việc tăng cường độ đi kèm với việc tăng công suất động cơ, 7. Hệ thống
nhiên liệu kết hợp ngắt nhiên liệu áp suất cao vòi để cung cấp phương tiện dừng động
cơ. Điều này có thể được vận hành bằng một cần riêng biệt, được kết nối với cần ga
hoặc được kích hoạt bằng điện và được điều khiển bằng một công tắc trên bảng điều
khiển của phi công.
Động cơ phản lực tuốc-bin được trang bị bộ đảo chiều lực đẩy thường có thêm một
cần điều khiển cho phép lựa chọn lực đẩy ngược lại. Trên động cơ tua-bin cánh quạt,
không cần cần điều khiển riêng vì van tiết lưu và P.C.U. đòn bẩy được vận hành để đảo
ngược bước chân vịt.

62. 54
3.3 Instrumentation
The performance of the engine and the operation of the engine systems are shown
on gauges or by the operation of flag or dolls-eye type indicators. A diagrammatic
arrangement of the control and instrumentation for a turbo-jet engine is shown in Fig
3.2.

Fig. 3.1 Pilot’s instrument panel - turbo-jet engines.

63. 55
3.3 Thiết bị đo
Hiệu suất của động cơ và hoạt động của các hệ thống động cơ được thể hiện trên
đồng hồ đo hoặc bằng hoạt động của cờ hoặc đèn báo kiểu mắt búp bê. Sơ đồ bố trí bộ
điều khiển và thiết bị đo cho động cơ phản lực phản lực được thể hiện trong hình 3.2.

Hình 3.1 Bảng thiết bị đo tại buồng phi công - động cơ phản lực 3.3 Thiết bị đo

64. 56

Fig.3.2 Diagrammatic arrangement of engine control and instrumentation.
3.3.1 Engine thrust.
The thrust of an engine is shown on a thrustmeter, which will be one of two basic
types; the first measures turbine discharge or jet pipe pressure, and the second, known
as an engine pressure ratio (E.P.R.) gauge, measures the ratio of two or three parameters.
When E.P.R. is measured, the ratio is usually that of jet pipe pressure to compressor
inlet pressure. However, on a fan engine the ratio may be that of integrated turbine
discharge and fan outlet pressures to compressor inlet pressure.
In each instance, an indication of thrust output is given, although when only the
turbine discharge pressure is measured, correction is necessary for variation of inlet
pressure; however, both types may require correction for variation of ambient air
temperature. To compensate for ambient atmospheric conditions, it is possible to set a
correction figure to a sub-scale on the gauge; thus, the minimum thrust output can be
checked under all operating conditions.

65. 57

Hình.3.2 Sơ đồ bố trí thiết bị điều khiển và đo lường động cơ.
3.3.1 Lực đẩy động cơ
Lực đẩy của động cơ được hiển thị trên đồng hồ đo lực đẩy, đây sẽ là một trong
hai loại cơ bản; cái đầu tiên đo lưu lượng tuabin hoặc áp suất đường ống phản lực, và
cái thứ hai, được gọi là máy đo tỷ lệ áp suất động cơ (EPR), đo tỷ lệ của hai hoặc ba
thông số. Khi E.P.R. được đo, tỷ lệ thường là áp suất đường ống phản lực với áp suất
đầu vào của máy nén. Tuy nhiên, trên động cơ quạt, tỷ lệ có thể là tỷ lệ giữa áp suất đầu
ra của tuabin và đầu ra của quạt tích hợp với áp suất đầu vào của máy nén.
Trong mỗi trường hợp, một dấu hiệu của đầu ra lực đẩy được đưa ra, mặc dù khi
chỉ đo áp suất đầu ra của tuabin, thì cần hiệu chỉnh sự thay đổi của áp suất đầu vào; tuy
nhiên, cả hai loại đều có thể yêu cầu hiệu chỉnh đối với sự thay đổi của nhiệt độ không
khí xung quanh. Để bù đắp cho các điều kiện khí quyển xung quanh, có thể đặt một con
số hiệu chỉnh thành một thang đo phụ trên máy đo; do đó, có thể kiểm tra đầu ra lực đẩy
tối thiểu trong mọi điều kiện vận hành.

66. 58
Suitably positioned pilot tubes sense the pressure or pressures appropriate to the
type of indication being taken from the engine. The pilot tubes are either directly
connected to the indicator or to a pressure transmitter that is electrically connected to
the indicator.
An indicator that shows only the turbine discharge pressure is basically a gauge,
the dial of which may be marked in pounds per square inch (p.s.i.), inches of mercury
(in. Hg.), or a percentage of the maximum thrust.
E.P.R. can be indicated by either electromechanical or electronic transmitters. In
both cases the inputs to the transmitter are engine inlet pressure (P1) and an integrated
pressure (PINT) comprised of fan outlet and turbine exhaust pressures. In some cases,
either fan outlet pressure or turbine exhaust pressure are used alone in place of PINT.

Fig. 3.3 Electro-mechanical E.P.R. transmitter.

67. 59
Các ống dẫn hướng được đặt ở vị trí phù hợp sẽ cảm nhận được áp suất hoặc áp
suất phù hợp với loại chỉ báo được lấy từ động cơ. Các ống thí điểm được kết nối trực
tiếp với chỉ báo hoặc với bộ truyền áp suất được kết nối điện với chỉ báo.
Một chỉ báo chỉ hiển thị áp suất xả của tuabin về cơ bản là một đồng hồ đo, mặt số
của đồng hồ này có thể được đánh dấu bằng pound trên inch vuông (p.s.i.), inch thủy
ngân (in. Hg.), hoặc phần trăm của lực đẩy tối đa.
E.P.R. có thể được biểu thị bằng máy phát điện cơ hoặc điện tử. Trong cả hai
trường hợp, đầu vào của máy phát là áp suất đầu vào của động cơ (P1) và áp suất tích
hợp (PINT) bao gồm đầu ra của quạt và áp suất xả của tuabin. Trong một số trường hợp,
áp suất đầu ra của quạt hoặc áp suất xả của tuabin được sử dụng riêng thay cho PINT.


Hình 3.3 Bộ cảm biến cơ điện tử E.P.R.

68. 60
3.3.2 Engine torque
Engine torque is used to indicate the power that is developed by a turbo-propeller
engine, and the indicator is known as a torquemeter. The engine torque or turning
moment is proportional to the horsepower and is transmitted through the propeller
reduction gear.
A torquemeter system is shown in fig. 3.4. In this system, the axial thrust
produced by the helical gears is opposed by oil pressure acting on a number of pistons;
the pressure required to resist the axial thrust is transmitted to the indicator.

Fig. 3.4 A simple torquemeter system
In addition to providing an indication of engine power; the torquemeter system
may also be used to automatically operate the propeller feathering system if the
torquemeter oil pressure falls due to a power failure. It is also used, on some
installations, to assist in the automatic operation of the water injection system to restore
or boost the take-off power at high ambient temperatures or at high altitude airports.
3.3.3 Engine speed
All engines have their rotational speed (r.p.m.) indicated. On a twin or triple-
spool engine, the high-pressure assembly speed is always indicated; in most instances,
additional indicators show the speed of the low pressure and intermediate pressure
assemblies.
Engine speed indication is electrically transmitted from a small generator, driven
by the engine, to an indicator that shows the actual revolutions per minute (r.p.m.), or a
percentage of the maximum engine speed (fig. 3.5). The engine speed is often used to
assess engine thrust, but it does not give an absolute indication of the thrust being
produced because inlet temperature and pressure conditions affect the thrust at a given
engine speed.

69. 61
3.3.2 Mô-men xoắn động cơ
Mô-men xoắn động cơ được sử dụng để biểu thị công suất được tạo ra bởi động cơ
cánh quạt tua-bin và chỉ báo này được gọi là đồng hồ đo mô-men xoắn. Mô-men xoắn
hoặc mô-men quay của động cơ tỷ lệ thuận với mã lực và được truyền qua hộp giảm tốc
chân vịt.
Một hệ thống đo mô-men xoắn được hiển thị trong hình. 3.4. Trong hệ thống này,
lực đẩy dọc trục do các bánh răng xoắn ốc tạo ra bị áp suất dầu tác động lên một số pít-
tông cản trở; áp suất cần thiết để chống lại lực đẩy dọc trục được truyền đến chỉ báo.

Hình 3.4 Một hệ thống đo mô-men xoắn đơn giản.
Ngoài việc cung cấp thông tin về công suất động cơ; hệ thống đo mô-men xoắn
cũng có thể được sử dụng để tự động vận hành hệ thống lông chân vịt nếu áp suất dầu
của đồng hồ đo mô-men xoắn giảm do mất điện. Nó cũng được sử dụng, trong một số
cài đặt, để hỗ trợ vận hành tự động hệ thống phun nước nhằm khôi phục hoặc tăng cường
công suất cất cánh ở nhiệt độ môi trường cao hoặc ở các sân bay có độ cao lớn.
3.3.3 Tốc độ động cơ
Tất cả các động cơ đều có chỉ báo tốc độ quay (r.p.m.). Trên động cơ đôi hoặc ba
ống chỉ, tốc độ lắp ráp áp suất cao luôn được chỉ định; trong hầu hết các trường hợp, các
chỉ báo bổ sung cho thấy tốc độ của cụm áp suất thấp và áp suất trung gian.
Chỉ báo tốc độ động cơ được truyền điện từ một máy phát điện nhỏ do động cơ
điều khiển đến một chỉ báo hiển thị số vòng quay thực tế trên phút (r.p.m.) hoặc tỷ lệ
phần trăm của tốc độ động cơ tối đa (hình 3.5). Tốc độ động cơ thường được sử dụng
để đánh giá lực đẩy của động cơ, nhưng nó không đưa ra dấu hiệu tuyệt đối về lực đẩy
được tạo ra do điều kiện nhiệt độ và áp suất đầu vào ảnh hưởng đến lực đẩy ở một tốc
độ động cơ nhất định.

70. 62

Figure 3.5 Engine speed indicators and generator
The engine speed generator supplies a threephase alternating current, the
frequency of which is dependent upon engine speed. The generator output frequency
controls the speed of a synchronous motor in the indicator, and rotation of a magnet
assembly housed in a drum or drag cup induces movement of the drum and consequent
movement of the indicator pointer,
Where there is no provision for driving a generator, a variable-reluctance speed
probe, in conjunction with a phonic wheel, may be used to induce an electric current
that is amplified and then transmitted to an indicator (fig. 12-6). This method can be
used to provide an indication of r.p.m. without the need for a separately driven generator,
with its associated drives, thus reducing the number of components and moving parts in
the engine.
The speed probe is positioned on the compressor casing in line with the phonic
wheel, which is a machined part of the compressor shaft. The teeth on the periphery of
the wheel pass the probe once each revolution and induce an electric current by varying
the magnetic flux across a coil in the probe. The magnitude of the current is governed
by the rate of change of the magnetic flux and is thus directly related to engine speed.
In addition to providing an indication of rotor speed, the current induced at the
speed probe can be used to illuminate a warning lamp on the instrument panel to indicate
to the pilot that a rotor assembly is turning. This is particularly important at engine start,
because it informs the pilot when to open the fuel cock to allow fuel to the engine. The
lamp is connected into the slatting circuit and is illuminated during the starting cycle.

71. 63

Hình 3.5 Đồng hồ báo tốc độ động cơ và máy phát.
Máy phát tốc độ động cơ cung cấp dòng điện xoay chiều ba pha, tần số của dòng
điện này phụ thuộc vào tốc độ động cơ. Tần số đầu ra của máy phát điều khiển tốc độ
của động cơ đồng bộ trong bộ chỉ báo và chuyển động quay của cụm nam châm được
đặt trong trống hoặc cốc kéo tạo ra chuyển động của trống và do đó chuyển động của
con trỏ chỉ báo,
Trong trường hợp không có điều kiện để chạy máy phát điện, có thể sử dụng đầu
dò tốc độ biến trở, kết hợp với bánh xe phát âm, để tạo ra dòng điện được khuếch đại và
sau đó truyền đến bộ chỉ thị (hình 3.6). Phương pháp này có thể được sử dụng để cung
cấp chỉ báo về r.p.m. mà không cần một máy phát điện được điều khiển riêng, với các ổ
đĩa liên quan của nó, do đó làm giảm số lượng các bộ phận và bộ phận chuyển động
trong động cơ.
Đầu dò tốc độ được định vị trên vỏ máy nén thẳng hàng với bánh xe phát âm, là
một bộ phận được gia công của trục máy nén. Các răng ở ngoại vi của bánh xe đi qua
đầu dò sau mỗi vòng quay và tạo ra một dòng điện bằng cách thay đổi từ thông qua một
cuộn dây trong đầu dò. Độ lớn của dòng điện bị chi phối bởi tốc độ thay đổi của từ thông
và do đó liên quan trực tiếp đến tốc độ động cơ.
Ngoài việc cung cấp chỉ báo về tốc độ rôto, dòng điện cảm ứng ở đầu dò tốc độ có
thể được sử dụng để chiếu sáng đèn cảnh báo trên bảng điều khiển nhằm báo cho phi
công biết rằng cụm rôto đang quay. Điều này đặc biệt quan trọng khi khởi động động
cơ, vì nó thông báo cho phi công biết khi nào nên mở vòi nhiên liệu để nạp nhiên liệu
vào động cơ. Đèn được kết nối với mạch trượt và được chiếu sáng trong chu kỳ khởi
động.

72. 64
3.3.4 Turbine gas temperature
The temperature of the exhaust gases is always indicated to ensure that the
temperature of the turbine assembly can be checked at any specific operating condition.
In addition, an automatic gas temperature control system is usually provided, to ensure
that the maximum gas temperature is not exceeded.
Turbine gas temperature (T.G.T.) sometimes referred to as exhaust gas
temperature (E.G.T.) or jet pipe temperature (J.P.T.), is a critical variable of engine
operation and it is essential to provide an indication of this temperature. Ideally, turbine
entry temperature (T.E.T.) should be measured; however, because of the high
temperatures involved this is not practical, but, as the temperature drop across the
turbine varies in a known manner, the temperature at the outlet from the turbine is
usually measured by suitably positioned thermocouples. The temperature may
alternatively be measured at an intermediate stage of the turbine assembly, as shown in
fig.3.6.

Fig. 3.6 Turbine thermocouple installation.

73. 65
3.3.4 Nhiệt độ khí tuabin
Nhiệt độ của khí thải luôn được chỉ định để đảm bảo có thể kiểm tra nhiệt độ của
tổ hợp tuabin ở bất kỳ điều kiện vận hành cụ thể nào. Ngoài ra, hệ thống kiểm soát nhiệt
độ khí tự động thường được cung cấp để đảm bảo rằng nhiệt độ khí tối đa không bị vượt
quá.
Nhiệt độ khí tua-bin (T.G.T.) đôi khi được gọi là nhiệt độ khí thải (E.G.T.) hoặc
nhiệt độ ống phản lực (J.P.T.), là một biến số quan trọng trong hoạt động của động cơ
và cần cung cấp chỉ báo về nhiệt độ này. Tốt nhất, nên đo nhiệt độ đầu vào tuabin
(T.E.T.); tuy nhiên, do liên quan đến nhiệt độ cao nên điều này không thực tế, nhưng do
nhiệt độ giảm qua tuabin thay đổi theo cách đã biết, nên nhiệt độ ở đầu ra từ tuabin
thường được đo bằng các cặp nhiệt điện được đặt ở vị trí thích hợp. Ngoài ra, nhiệt độ
có thể được đo ở giai đoạn trung gian của tổ hợp tuabin, như thể hiện trong hình 3.6.

Hình 3.7 Lắp đặt cặp nhiệt điện tuabin.

74. 66
The thermocouple probes used to transmit the temperature signal to the indicator
consist of two wires of dissimilar metals that are joined together inside a metal guard
tube. Transfer holes in the tube allow the exhaust gas to flow across the junction. The
materials from which the thermocouples wires are made are usually nickel-chromium
and nickelaluminium alloys.
The probes are positioned in the gas stream so as to obtain a good average
temperature reading and are normally connected to form a parallel circuit. An indicator,
which is basically a millivoltmeter calibrated to read in degrees centigrade, is connected
into the circuit (fig. 3.7).

Fig. 3.7 A typical double element thermocouple system.
The junction of the two wires at the thermocouple probe is known as the ’hot’ or
’measuring’ junction and that at the indicator as the ’cold’ or ’reference’ junction. If the
cold junction is at a constant temperature and the hot junction is sensing the exhaust gas
temperature, an electromotive force (E.M.F.), proportional to the temperature difference
of the two junctions is created in the circuit and this causes the indicator pointer to move.
To prevent variations of cold junction temperature affecting the indicated temperature,
an automatic temperature compensating device is incorporated in the indicator or in the
circuit.
The thermocouple probes may be of single, double, or triple element
construction. Where multiple probes are used, they are of differing lengths in order to
obtain a temperature reading from different points in the gas stream to provide a better
average reading than can be obtained from a single probe (fig. 3.8).
The output to the temperature control system can also be used to provide a signal,
in the form of short pulses, which, when coupled to an indicator, will digitally record
the life of the engine. During engine operation in the higher temperature ranges, the
pulse frequency increases progressively causing the cyclic-type indicator to record at a
higher rate, thus relating engine or unit life directly to operating temperatures.

75. 67
Đầu dò của cặp nhiệt điện được sử dụng để truyền tín hiệu nhiệt độ đến bộ chỉ thị
bao gồm hai dây kim loại khác nhau được nối với nhau bên trong một ống bảo vệ bằng
kim loại. Các lỗ chuyển giao trong ống cho phép khí thải chảy qua đường giao nhau.
Vật liệu làm dây của cặp nhiệt điện thường là hợp kim niken-crom và niken nhôm.
Các đầu dò được định vị trong dòng khí để có được số đọc nhiệt độ trung bình tốt
và thường được kết nối để tạo thành một mạch song song. Một chỉ báo, về cơ bản là một
millivoltmeter được hiệu chỉnh để đọc theo độ bách phân, được nối vào mạch (hình 3.7).

Hình 3.7 Một hệ thống cặp nhiệt điện kép điển hình.
Điểm nối của hai dây tại đầu dò cặp nhiệt điện được gọi là điểm nối 'nóng' hoặc
'đo lường' và tại điểm chỉ báo là điểm nối 'lạnh' hoặc 'tham chiếu'. Nếu điểm nối nguội
ở nhiệt độ không đổi và điểm nối nóng đang cảm nhận nhiệt độ khí thải, thì một lực điện
động (E.M.F.), tỷ lệ với chênh lệch nhiệt độ của hai điểm nối được tạo ra trong mạch và
điều này làm cho kim chỉ thị di chuyển. Để tránh sự thay đổi của nhiệt độ đường giao
nhau lạnh ảnh hưởng đến nhiệt độ được chỉ định, một thiết bị bù nhiệt độ tự động được
tích hợp trong chỉ báo hoặc trong mạch.
Đầu dò cặp nhiệt điện có thể có cấu trúc một phần tử, đôi hoặc ba phần tử. Khi sử
dụng nhiều đầu dò, chúng có độ dài khác nhau để thu được số đọc nhiệt độ từ các điểm
khác nhau trong dòng khí nhằm cung cấp số đọc trung bình tốt hơn so với có thể thu
được từ một đầu dò đơn lẻ (hình 3.8).
Đầu ra của hệ thống kiểm soát nhiệt độ cũng có thể được sử dụng để cung cấp tín
hiệu, ở dạng các xung ngắn, khi được kết hợp với một chỉ báo, sẽ ghi lại tuổi thọ của
động cơ dưới dạng kỹ thuật số. Trong quá trình vận hành động cơ ở phạm vi nhiệt độ
cao hơn, tần số xung tăng dần khiến cho chỉ báo kiểu tuần hoàn ghi ở tốc độ cao hơn,
do đó liên quan trực tiếp đến tuổi thọ của động cơ hoặc thiết bị với nhiệt độ vận hành.

76. 68
Thermocouples may also be positioned to transmit a signal of air intake
temperature into the exhaust gas temperature indicating and control systems, thus giving
a reading of gas temperature that is compensated for variations of intake temperature. A
typical double-element thermocouple system with air intake probes is shown in fig. 3.7.
3.3.5 Oil temperature and pressure
It is essential for correct and safe operation of the engine that accurate indication
is obtained of both the temperature and pressure of the oil. Temperature and pressure
transmitters and indicators are illustrated in fig 3.8.

Figure 3.8 Oil temperature and pressure transmitters and indicators.
Oil temperature is sensed by a temperaturesensitive element fitted in the oil
system. A change in temperature causes a change in the resistance value and,
consequently, a corresponding change in the current flow at the indicator. The indicator
pointer is deflected by an amount equivalent to the temperature change, and this is
recorded on the gauge in degrees centigrade.
Oil pressure is electrically transmitted to an indicator on the instrument panel.
Some installations use a flag-type indicator, which indicates if the pressure is high,
normal or low; others use a dialtype gauge calibrated in pounds per square inch (p.s.i.).
Electrical operation of each type is similar; oil pressure, acting on the transmitter,
causes a change in the electric current supplied to the indicator. The amount of change
is proportional to the pressure applied at the transmitter.
The transmitter may be of either the direct or the differential pressure type. The
latter senses the pressure difference between engine feed and return oil pressures, the
return oil being pressurized by cooling and sealing air (Part 9) from the bearings.
In addition to a pressure gauge operated by a transmitter, an oil low pressure
warning switch may be provided to indicate that a minimum pressure is available for
continued safe running of the engine. The switch is connected to a warning lamp in the
flight compartment and the lamp illuminates if the pressure falls below an acceptable
minimum.

77. 69
Cặp nhiệt điện cũng có thể được định vị để truyền tín hiệu nhiệt độ khí nạp vào hệ
thống điều khiển và chỉ thị nhiệt độ khí thải, do đó đưa ra kết quả đọc nhiệt độ khí được
bù cho sự thay đổi của nhiệt độ khí nạp. Một hệ thống cặp nhiệt điện hai phần tử điển
hình với các đầu dò nạp khí được thể hiện trong hình 3.7.
3.3.5 Nhiệt độ và áp suất dầu
Điều cần thiết để động cơ vận hành chính xác và an toàn là phải có chỉ báo chính
xác về cả nhiệt độ và áp suất của dầu. Các bộ truyền nhiệt độ và áp suất và các chỉ báo
được minh họa trong hình 3.8.

Hình 3.8 Bộ truyền tín hiệu và chỉ số áp suất và nhiệt độ dầu.
Nhiệt độ dầu được cảm nhận bởi một bộ phận nhạy cảm với nhiệt độ được trang
bị trong hệ thống dầu. Sự thay đổi nhiệt độ gây ra sự thay đổi giá trị điện trở và do đó,
sự thay đổi tương ứng trong dòng điện tại chỉ báo. Con trỏ chỉ báo bị lệch một lượng
tương đương với sự thay đổi nhiệt độ và điều này được ghi lại trên máy đo theo độ C.
Áp suất dầu được truyền điện đến một chỉ báo trên bảng điều khiển. Một số cài đặt
sử dụng chỉ báo loại cờ, cho biết áp suất cao, bình thường hay thấp; những người khác
sử dụng máy đo kiểu quay số được hiệu chỉnh theo pound trên inch vuông (p.s.i.).
Hoạt động điện của từng loại tương tự nhau; áp suất dầu, tác động lên máy phát,
gây ra sự thay đổi dòng điện cung cấp cho đồng hồ chỉ thị. Lượng thay đổi tỷ lệ thuận
với áp suất được áp dụng tại máy phát.
Máy phát có thể thuộc loại trực tiếp hoặc chênh lệch áp suất. Cái sau cảm nhận sự
chênh lệch áp suất giữa áp suất dầu cấp và dầu hồi của động cơ, dầu hồi được điều áp
bằng cách làm mát và làm kín không khí từ các ổ trục.
Ngoài đồng hồ đo áp suất do máy phát vận hành, công tắc cảnh báo áp suất dầu
thấp có thể được cung cấp để chỉ ra rằng áp suất tối thiểu có sẵn để động cơ tiếp tục hoạt
động an toàn. Công tắc này được kết nối với đèn cảnh báo trong khoang bay và đèn sẽ
sáng nếu áp suất giảm xuống dưới mức tối thiểu có thể chấp nhận được.

78. 70
3.3.6 Fuel temperature and pressure
The temperature and pressure of the low-pressure fuel supply are electrically
transmitted to their respective indicators and these show if the low-pressure system is
providing an adequate supply of fuel without cavitation and at a temperature to suit the
operating conditions. The fuel temperature and pressure indicators are similar to those
for temperature and pressure indication.
42. On some engines, a fuel differential pressure switch, fitted to the low-pressure fuel
filter, senses the pressure difference across the filter element. The switch is connected
to a warning lamp that provides indication of partial filter blockage, with the possibility
of fuel starvation.
3.3.7 Fuel flow
Although the amount of fuel consumed during a given flight may vary slightly
between engines of the same type, fuel flow does provide a useful indication of the
satisfactory operation of the engine and of the amount of fuel being consumed during
the flight. A typical system consists of a fuel flow transmitter, which is fitted into the
low-pressure fuel system, and an indicator, which shows the rate of fuel flow and the
total fuel used in gallons, pounds or kilogrammes per hour (fig. 3.9). The transmitter
measures the fuel flow electrically and an associated electronic unit gives a signal to the
indicator proportional to the fuel flow.

Figure 3.9 Fuel flow transmitter and indicator.

79. 71
3.3.6 Nhiệt độ và áp suất nhiên liệu
Nhiệt độ và áp suất của nguồn cung cấp nhiên liệu áp suất thấp được truyền điện
đến các chỉ báo tương ứng của chúng và những chỉ báo này cho biết liệu hệ thống áp
suất thấp có đang cung cấp đủ nhiên liệu mà không tạo bọt khí hay không và ở nhiệt độ
phù hợp với điều kiện vận hành. Các chỉ báo nhiệt độ và áp suất nhiên liệu tương tự như
các chỉ báo nhiệt độ và áp suất.
Trên một số động cơ, một công tắc chênh lệch áp suất nhiên liệu, được lắp vào bộ
lọc nhiên liệu áp suất thấp, sẽ cảm nhận được sự chênh lệch áp suất qua bộ phận lọc.
Công tắc được kết nối với đèn cảnh báo cung cấp dấu hiệu tắc nghẽn một phần bộ lọc,
với khả năng thiếu nhiên liệu.
3.3.7 Lưu lượng nhiên liệu
Mặc dù lượng nhiên liệu tiêu thụ trong một chuyến bay nhất định có thể hơi khác
nhau giữa các động cơ cùng loại, nhưng lưu lượng nhiên liệu cung cấp một dấu hiệu hữu
ích về hoạt động thỏa đáng của động cơ và lượng nhiên liệu được tiêu thụ trong suốt
chuyến bay. Một hệ thống điển hình bao gồm một bộ truyền lưu lượng nhiên liệu, được
lắp vào hệ thống nhiên liệu áp suất thấp và một đồng hồ hiển thị tốc độ dòng nhiên liệu
và tổng lượng nhiên liệu được sử dụng theo đơn vị gallon, pound hoặc kilôgam trên giờ
(hình 3.9). Máy phát đo lưu lượng nhiên liệu bằng điện và một thiết bị điện tử liên quan
đưa tín hiệu đến chỉ báo tỷ lệ thuận với lưu lượng nhiên liệu.

Hình 3.9 Bộ hiển thị và chỉ báo lưu lượng nhiên liệu.

80. 72
3.3.8 Vibration
A turbo-jet engine has an extremely low vibration level and a change of vibration,
due to an impending or partial failure, may pass without being noticed. Many engines
are therefore fitted with vibration indicators that continually monitor the vibration level
of the engine. The indicator is usually a milliammeter that receives signals through an
amplifier from engine mounted transmitters (fig. 3.10).

Figure 3.10 Vibration transmitter and indicator.
A vibration transmitter is mounted on the engine casing and electrically
connected to the amplifier and indicator. The vibration sensing element is usually an
electro-magnetic transducer that converts the rate of vibration into electrical signals, and
these cause the indicator pointer to move proportional to the vibration level. A warning
lamp on the instrument panel is incorporated in the system to warn the pilot if an
unacceptable level of vibration is approached, enabling the engine to be shut down and
so reduce the risk of damage.
The vibration level recorded on the gauge is the sum total of vibration felt at the
pick-up. A more accurate method differentiates between the frequency ranges of each
rotating assembly and so enables the source of vibration to be isolated. This is
particularly important on multi-spool engines.
A crystal-type vibration transmitter, giving a more reliable indication of
vibration, has been developed for use on multi-spool engines. A system of filters in the
electrical circuit to the gauge makes it possible to compare the vibration obtained against
a known frequency range and so locate the vibration source. A multiple-selector switch
enables the pilot to select a specific area to obtain a reading of the level of vibration.
3.3.9 Warning systems
Warning systems are provided to give an indication of a possible failure or the
existence of a dangerous condition, so that action can be taken to safeguard the engine
or aircraft. Although the various systems of an aircraft engine are designed wherever
possible to ’fail safe1, additional safety devices are sometimes fitted. Automatic
propeller feathering should a power loss occur, and automatic closing of the high-
pressure fuel shut-off cock should a turbine shaft failure occur, are but two examples.
On some engine types, the fuel system is fitted with a control to enable the engine to be
operated by manual throttling should a main fuel system failure occur.

81. 73
3.3.8 Rung động
Động cơ phản lực có độ rung cực thấp và sự thay đổi độ rung, do hỏng hóc sắp
xảy ra hoặc một phần, có thể trôi qua mà không được chú ý. Do đó, nhiều động cơ được
trang bị các chỉ báo rung để theo dõi liên tục mức độ rung của động cơ. Chỉ báo thường
là một milliammeter nhận tín hiệu thông qua bộ khuếch đại từ các máy phát gắn trên
động cơ (hình 3.10).

Hình 3.10 Bộ phát rung và chỉ thị.
Một bộ phát rung được gắn trên vỏ động cơ và được kết nối điện với bộ khuếch
đại và đèn báo. Phần tử cảm biến rung thường là một bộ chuyển đổi điện từ chuyển đổi
tốc độ rung thành tín hiệu điện và những tín hiệu này làm cho con trỏ chỉ báo di chuyển
tỷ lệ thuận với mức rung. Một đèn cảnh báo trên bảng điều khiển được tích hợp trong
hệ thống để cảnh báo phi công nếu mức độ rung không thể chấp nhận được tiếp cận, cho
phép tắt động cơ và do đó giảm nguy cơ hư hỏng.
Độ rung ghi trên máy đo là tổng độ rung cảm nhận được khi nhấc máy. Một phương
pháp chính xác hơn sẽ phân biệt giữa các dải tần số của từng cụm quay và do đó cho
phép cách ly nguồn rung động. Điều này đặc biệt quan trọng trên động cơ nhiều ống.
Một bộ truyền rung động kiểu tinh thể, mang lại dấu hiệu rung động đáng tin cậy
hơn, đã được phát triển để sử dụng trên các động cơ nhiều ống chỉ. Một hệ thống các bộ
lọc trong mạch điện đến máy đo giúp có thể so sánh rung động thu được với dải tần số
đã biết và do đó xác định vị trí nguồn rung động. Một công tắc đa chọn cho phép phi
công chọn một khu vực cụ thể để đọc mức độ rung.
3.3.9 Hệ thống cảnh báo
Hệ thống cảnh báo được trang bị để đưa ra dấu hiệu về khả năng xảy ra sự cố hoặc
sự tồn tại của tình trạng nguy hiểm, để có thể thực hiện hành động nhằm bảo vệ động
cơ hoặc máy bay. Mặc dù các hệ thống khác nhau của động cơ máy bay được thiết kế ở
mọi nơi có thể để 'không an toàn1', nhưng đôi khi các thiết bị an toàn bổ sung cũng được
trang bị. Tự động đóng lông chân vịt nếu xảy ra mất điện và tự động đóng vòi ngắt nhiên
liệu áp suất cao nếu trục tuabin xảy ra hỏng hóc, chỉ là hai ví dụ. Trên một số loại động
cơ, hệ thống nhiên liệu được trang bị một bộ điều khiển để cho phép động cơ vận hành
bằng cách điều tiết bằng tay nếu hệ thống nhiên liệu chính xảy ra lỗi.

82. 74
In addition to a fire warning system, a number of other audible or visual warning
systems can be fitted to a gas turbine engine. These may be for low oil or fuel pressure,
excessive vibration or overheating. Indication of these may be by warning light, bell or
horn. A flashing light is used to attract the pilot’s attention to a central warning panel
(C.W.P.) where the actual fault is indicated.
Other instruments and lights warn the pilot of the selected position of the thrust
reverser, the fan reverser or the afterburner variable nozzle, when applicable. Gauges
also inform the pilot of such things as hydraulic pressure and flow and generator output,
which are vital to the correct operation of the aircraft systems.
3.3.10 Aircraft integrated data system
The aircraft integrated data system (A.I.D.S.) is an extension of the ’black box’
aircraft accident data recorder. By monitoring and recording various engine parameters,
either manually or automatically, it is possible to detect an incipient failure and thus
prevent a hazardous situation arising.
Selected performance parameters may be recorded for trend analysis or fault
detection (Part 24). Existing instruments are used, wherever possible, to provide the
signals to a magnetic tape. Further instrumentation, recording air pressure from points
throughout the engine, oil contamination, tank contents and scavenge oil temperature,
may be provided as required for flight recording,
After each flight the magnetic tape is processed by computer and the results are
analyzed. Any deviation from the normal condition will enable a fault to be identified
and the necessary remedial action to be taken.
3.3.11 Electronic indicating systems.
Electronic indicating systems consolidate engine indications, systems
monitoring, and crew alerting functions onto one or more cathode ray tubes (C.R.T.’s)
mounted in the instrument panel. The information is displayed on the screen in the form
of dials with digital readout and warnings, cautions and advisory messages shown as
text.
Only those parameters required by the crew to set and monitor engine thrust are
permanently displayed on the screen. The system monitors the remaining parameters
and displays them only if one or more exceed safe limitations. The pilot can, however,
override the system and elect to have all main parameters in view at any time (fig. 3.11).
Warnings, cautions and advisory messages are displayed only when necessary
and are colour coded to communicate the urgency of the fault to the flight crew.
Provision is made to record any event or out of tolerance parameter in a non-volatile
memory for later evaluation by ground maintenance crews.
Electronic indicating systems offer improved flight operations by reducing the
pilot workload through automatic monitoring of engine operation and a centralized
caution and warning system. Reduced flight deck clutter is another feature as the
multitude of instruments traditionally present are replaced by the C.R.T.’s.

83. 75
Ngoài hệ thống cảnh báo cháy, một số hệ thống cảnh báo bằng âm thanh hoặc hình
ảnh khác có thể được lắp vào động cơ tuabin khí. Đây có thể là do áp suất dầu hoặc
nhiên liệu thấp, rung động quá mức hoặc quá nóng. Dấu hiệu của những điều này có thể
bằng đèn cảnh báo, chuông hoặc còi. Đèn nhấp nháy được sử dụng để thu hút sự chú ý
của phi công vào bảng cảnh báo trung tâm (C.W.P.), nơi lỗi thực tế được chỉ ra.
Các thiết bị và đèn khác cảnh báo phi công về vị trí đã chọn của bộ đảo chiều lực
đẩy, bộ đảo chiều quạt hoặc vòi biến thiên của bộ đốt sau, khi áp dụng. Đồng hồ đo cũng
thông báo cho phi công về những thứ như áp suất thủy lực, lưu lượng và đầu ra của máy
phát điện, những thứ rất quan trọng đối với hoạt động chính xác của hệ thống máy bay.
3.3.10 Hệ thống dữ liệu tích hợp máy bay
Hệ thống dữ liệu tích hợp máy bay (A.I.D.S.) là phần mở rộng của 'hộp đen' máy
ghi dữ liệu tai nạn máy bay. Bằng cách theo dõi và ghi lại các thông số động cơ khác
nhau, bằng tay hoặc tự động, có thể phát hiện ra lỗi mới bắt đầu và do đó ngăn ngừa tình
huống nguy hiểm phát sinh.
Các thông số hiệu suất đã chọn có thể được ghi lại để phân tích xu hướng hoặc
phát hiện lỗi. Các công cụ hiện có được sử dụng, bất cứ khi nào có thể, để cung cấp tín
hiệu cho băng từ. Thiết bị đo đạc khác, ghi lại áp suất không khí từ các điểm trong động
cơ, độ nhiễm bẩn của dầu, lượng chứa trong thùng và nhiệt độ dầu cặn, có thể được cung
cấp theo yêu cầu để ghi lại chuyến bay,
Sau mỗi chuyến bay, băng từ được xử lý bằng máy tính và kết quả được phân tích.
Bất kỳ sai lệch nào so với điều kiện bình thường sẽ cho phép xác định lỗi và thực hiện
hành động khắc phục cần thiết.
3.3.11 Hệ thống chỉ báo điện tử
Hệ thống chỉ báo điện tử hợp nhất các chỉ báo động cơ, giám sát hệ thống và các
chức năng cảnh báo phi hành đoàn vào một hoặc nhiều ống tia âm cực (C.R.T.) được
gắn trong bảng điều khiển. Thông tin được hiển thị trên màn hình dưới dạng quay số với
đầu đọc kỹ thuật số và các thông báo cảnh báo, thận trọng và tư vấn được hiển thị dưới
dạng văn bản.
Chỉ những thông số mà phi hành đoàn yêu cầu để thiết lập và theo dõi lực đẩy của
động cơ mới được hiển thị vĩnh viễn trên màn hình. Hệ thống giám sát các thông số còn
lại và chỉ hiển thị chúng nếu một hoặc nhiều thông số vượt quá giới hạn an toàn. Tuy
nhiên, phi công có thể ghi đè lên hệ thống và chọn hiển thị tất cả các tham số chính bất
cứ lúc nào (hình 3.11).
Các thông báo cảnh báo, thận trọng và tư vấn chỉ được hiển thị khi cần thiết và
được mã hóa bằng màu sắc để thông báo mức độ khẩn cấp của lỗi cho tổ bay. Cung cấp
được thực hiện để ghi lại bất kỳ sự kiện nào hoặc ngoài thông số dung sai trong bộ nhớ
cố định để đội bảo trì mặt đất đánh giá sau này.
Hệ thống chỉ báo điện tử giúp cải thiện hoạt động bay bằng cách giảm khối lượng
công việc của phi công thông qua giám sát tự động hoạt động của động cơ và hệ thống
cảnh báo và thận trọng tập trung. Giảm sự lộn xộn của boong máy bay là một tính năng
khác vì vô số thiết bị hiện có theo truyền thống được thay thế bằng C.R.T.

84. 76

Fig. 3.11 Typical electronic indicating display.
3.4 Synchronizing and synchrophasing
Synchronizing and synchrophasing systems are sometimes used on turbo-
propeller engined aircraft to achieve a reduction of noise during flight.
On a multi-engined aircraft, a synchronizing system ensures the propeller speeds
are all the same. This is achieved by an electrical system that compares speed signals
from engine-mounted generators. Out-of-balance signals, using one engine as a master
signal, are automatically corrected by electrically trimming the engine speeds until all
signals are equal.
A synchrophasing system ensures that any given blade of an engine propeller is
in the same relative position as the corresponding, blade of the propeller on the master
engine. This again is automatically achieved by very fine trimming of engine speeds
resulting from phase signals from the synchrophasing generators.
On turbo-jet engines, synchronization can be achieved in a similar manner to that
used for a turbopropeller engine. On multi-spool engines, only one spool is
synchronized. Manual trimming of engine or shaft speed can be done with the assistance
of a synchroscope. This visually indicates, in comparison with a master engine, if the
other engines are running at the same speed; the normal engine speed indicator is, of
course, not sufficiently sensitive to use for synchronizing.

85. 77

Hình 3.11 Màn hình chỉ báo điện tử điển hình.
3.4 Đồng bộ hóa và đồng bộ pha
Hệ thống đồng bộ hóa và đồng pha đôi khi được sử dụng trên máy bay có động cơ
cánh quạt tua-bin để giảm tiếng ồn trong suốt chuyến bay.
Trên máy bay nhiều động cơ, hệ thống đồng bộ đảm bảo tốc độ của các cánh quạt
là như nhau. Điều này đạt được nhờ hệ thống điện so sánh tín hiệu tốc độ từ máy phát
điện gắn trên động cơ. Các tín hiệu mất cân bằng, sử dụng một động cơ làm tín hiệu
chính, sẽ tự động được điều chỉnh bằng cách cắt giảm tốc độ động cơ bằng điện cho đến
khi tất cả các tín hiệu đều bằng nhau.
Một hệ thống đồng pha đảm bảo rằng bất kỳ cánh nào của chân vịt động cơ đều ở
cùng vị trí tương đối với cánh tương ứng của chân vịt trên động cơ chính. Điều này một
lần nữa đạt được một cách tự động bằng cách cắt rất nhỏ tốc độ động cơ do tín hiệu pha
từ máy phát đồng pha.
Trên động cơ tua-bin phản lực, việc đồng bộ hóa có thể đạt được theo cách tương
tự như được sử dụng cho động cơ tua-bin cánh quạt. Trên các động cơ nhiều ống chỉ,
chỉ có một ống được đồng bộ hóa. Việc cắt thủ công tốc độ động cơ hoặc trục có thể
được thực hiện với sự hỗ trợ của đồng bộ. So sánh với động cơ chính, điều này biểu thị
trực quan nếu các động cơ khác đang chạy với tốc độ chính xác như nhau; tất nhiên, chỉ
báo tốc độ động cơ bình thường không đủ nhạy để sử dụng để đồng bộ hóa.

86. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

78
CHAPTER 4. TURBOFAN
4.1 Introduction
Turbofan engines are the dominant air-breathing engines in the last 4 decades.
They are the most reliable engines ever developed. Turbofans were first termed by
Rolls- Royce as bypass turbojet. Boeing Company sometimes identifies them as fanjets.
In turbofan or “bypass” engine, the partly compressed airflow is divided, some into a
central part, the gas generator or core, and some into a surrounding casing, the bypass
or fan duct. The gas generator acts like a turbojet, while the bypass air is accelerated
relatively slowly down the duct to provide “cold stream” thrust. The cold and hot
streams mix inside or outside the engine to give better propulsive efficiency, lower noise
levels, and improved fuel consumption.
Gas generator in both of turbofan and turbojet engines has three modules,
namely, compressor, combustion chamber, and turbine. In turbofan engines, the fan
pressurizes air and feeds it aft. Most goes around the engine core through a nozzle-
shaped chamber. The rest goes through the engine core where it mixes with fuel and
ignites. The hot gases expand through the turbine section and next the hot nozzle as it
exits the engine.
In the 1950s, Rolls-Royce introduced the first turbofan in the world, namely,
RB.80 Conway. Conway design and development started in the 1940s, but it was used
only in the late 1950s and early 1960s. The Conway powered versions of the Handley
Page Victor, Vickers VC10, Boeing 707-420, and Douglas DC-8-40. It had a very low-
bypass ratio (BPR designated as β) of 0.25 and maximum thrust of 76.3 kN. In 1964,
another RR turbofan engine was produced having also a low-bypass ratio of 0.64. GE
led the way of high-bypass ratio turbofan engines in 1965 with the TF39 (BPR 8) to
power the C-5 Galaxy. Rolls-Royce developed the first worldwide three-spool turbofan
engines RB211 in 1969 having a highbypass ratio ranging from 4.0 to 5.0 depending on
its series.
GE still leads HBPR turbofan engines with GE90 (BPR of 9). The maximum
achieved BPR is 12.0:1 which is a record number scored by Pratt and Whitney in 2013
in its PW1500 series, which powered Bombardier CSeries CS100 and CS300 (second
half of 2015), and PW 1100G series, which powered Airbus A319neo, A320neo, and
A321neo in October 2015. The PW1400 series will power the Russian Federation
airplane Irkut MC-21 in 2017, whereas the PW1700 series will power Embraer E-Jets
E2 in 2018.
There are several advantages to turbofan engines over both of turboprop and the
turbojet engines. The fan is not as large as the propeller, so the increase of speeds along
the blade is less. Thus, turbofan engines power now all civil transports flying at transonic
speeds up to Mach 0.9. Also, by enclosing the fan inside a duct or cowling, the
aerodynamics is better controlled. There is less flow separation at the higher speeds and
less trouble with shock developing. The turbofan may suck in more airflow than a
turbojet, thus generating more thrust. Like the turboprop engine, the turbofan has low
fuel consumption compared with the turbojet. The turbofan engine is the best choice for
high-speed, subsonic commercial airplanes.

87. Chapter 4. Turbofan

79
CHƯƠNG 4: ĐỘNG CƠ TUA BIN QUẠT
4.1 Giới thiệu chung
Động cơ tuabin quạt là loại động cơ thổi khí nổi trội trong 4 thập kỷ qua. Chúng là những
động cơ có độ tin cậy nhất từng được phát triển. Động cơ tuabin quạt lần đầu tiên được Rolls-
Royce gọi là động cơ tuabin phản lực vòng (bypass). Công ty Boeing đôi khi gọi chúng là quạt
phản lực (fanjets). Trong động cơ tuabin quạt hoặc động cơ "vòng", luồng không khí bị nén
được chia thành hai phần, một phần vào phần trung tâm, bộ tạo khí cháy hoặc lõi và một phần
vào xung quanh vỏ, gọi là đường vòng hoặc ống dẫn quạt. bộ tạo khí cháy hoạt động giống như
một động cơ phản lực, trong khi không khí đi vòng được tăng tốc tương đối chậm vào ống dẫn
để tạo ra lực đẩy "dòng lạnh". Các luồng lạnh và nóng trộn lẫn bên trong hoặc bên ngoài động
cơ để mang lại hiệu suất đẩy tốt hơn, độ ồn thấp hơn và mức tiêu thụ nhiên liệu được cải thiện.
Thiết bị tạo khí cháy trong cả động cơ tuabin quạt và động cơ tuabin phản lực đều
có ba mô-đun, cụ thể là máy nén, buồng đốt và tua-bin. Trong động cơ tuabin quạt, quạt
tạo áp suất không khí và đẩy về phía sau. Phần lớn đi bao quanh lõi động cơ thông qua
một buồng hình ống phun. Phần còn lại đi qua lõi động cơ, nơi nó trộn với nhiên liệu và
đốt cháy. Khí nóng giãn nỡ qua bộ phận tua-bin và tiếp theo là ống phun trước khí đi ra
khỏi động cơ.
Vào những năm 1950, Rolls-Royce đã giới thiệu động cơ tuabin quạtđầu tiên trên
thế giới, đó là RB.80 Conway. Thiết kế và phát triển Conway bắt đầu vào những năm
1940, nhưng nó chỉ được sử dụng vào cuối những năm 1950 và đầu những năm 1960.
Các phiên bản Conway được lắp cho các tàu bay Handley Page Victor, Vickers VC10,
Boeing 707-420 và Douglas DC-8-40. Nó có tỷ lệ vòng rất thấp (BPR được gọi là β) là
0,25 và lực đẩy tối đa là 76,3 kN. Vào năm 1964, một động cơ tuabin quạtRR khác được
sản xuất cũng có tỷ lệ vòng thấp là 0,64. GE đã dẫn đầu về động cơ phản lực cánh quạt
tỷ lệ vòng cao vào năm 1965 với TF39 là 8 (BPR 8) để cung cấp năng lượng cho C-5
Galaxy. Rolls-Royce đã phát triển động cơ phản lực ba ống quay đầu tiên trên toàn thế
giới RB211 vào năm 1969 có tỷ lệ vòng cao nằm trong khoảng từ 4,0 đến 5,0 tùy thuộc
vào dòng sản phẩm.
GE vẫn dẫn đầu động cơ phản lực HBPR với GE90 (BPR 9). Tỷ lệ BPR tối đa đạt
được là 12,0:1, đây là con số kỷ lục được ghi nhận bởi Pratt và Whitney vào năm 2013
đối với dòng PW1500, cung cấp cho Bombardier CSeries CS100 và CS300 (nửa cuối
năm 2015) và dòng PW 1100G, cung cấp cho Airbus A319neo, A320neo , và A321neo
vào tháng 10 năm 2015. Sê-ri PW1400 sẽ cung cấp công suất cho máy bay Liên bang
Nga Irkut MC-21 vào năm 2017, trong khi sê-ri PW1700 sẽ cung cấp công suất cho
Embraer E-Jets E2 vào năm 2018.
Các ưu điểm vượt trội của động cơ tuabin quạt so với cả động cơ tuabin phản lực
cánh quạt và động cơ tuabin phản lực. Quạt không lớn bằng cánh quạt nên tốc độ tăng
dọc theo cánh ít hơn. Do đó, động cơ tuabin quạt hiện cung cấp năng lượng cho tất cả
các phương tiện giao thông bay dân dụng ở tốc độ siêu âm lên tới Mach 0,9. Ngoài ra,
bằng cách đặt quạt bên trong ống dẫn hoặc nắp đậy, tính năng khí động học được điều
khiển tốt hơn. Có ít sự phân tách dòng khí ở tốc độ cao hơn và ít gặp rắc rối hơn với việc
phát triển sốc. Động cơ quạt có thể hút nhiều lưu lượng không khí hơn động cơ tuabin
phản lực, do đó tạo ra nhiều lực đẩy hơn. Giống như động cơ tuabin phản lực cánh quạt,
động cơ tuabin quạt có mức tiêu thụ nhiên liệu thấp so với động cơ tuabin phản lực.
Động cơ tuabin quạt là sự lựa chọn tốt nhất cho máy bay thương mại tốc độ cao, cận
âm.

88. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

80
4.2 Milestones
Table 1 Presents detailed list of milestones of turbofan engines.

89. Chapter 4. Turbofan

81
4.2 Các mốc thời gian quan trọng phát triển động cơ Tuabin quạt
Bảng 1 Danh mục các mốc thời gian của động cơ tuabin quạt.

90. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

82

91. Chapter 4. Turbofan

83

92. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

84

93. Chapter 4. Turbofan

85

94. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

86

4.3 Classifications of Turbofan Engines
As described, numerous types of turbofan exist. Figure 4.1 illustrates a very
detailed classification of turbofan engines.
Turbofan engines may be classified based on fan location as either forward or aft
fan. Based on a number of spools, it may be classified as single, double, and three (riple)
spools. Based on a bypass ratio, it may be categorized as either low- or highbypass ratio.
The fan may be geared or ungeared to its driving low-pressure turbine.
Moreover, mixed types (low-bypass types) may be fitted with afterburner or not.
Cross matching between different categories is identified in Fig. 4.1.

Fig. 4.1 Classification of turbofan engines

95. Chapter 4. Turbofan

87

4.3 Phân loại động cơ Tuabin quạt
Như mô tả trong trước đây, có rất nhiều loại động cơ tuabin quạt. Hình 4.1 minh
họa phân loại rất chi tiết động cơ tuabin quạt .
Động cơ tua-bin quạt có thể được phân loại dựa trên vị trí của quạt là quạt phía
trước hoặc phía sau. Dựa trên một số đoạn (spool), nó có thể được phân loại thành một
đoạn, hai và ba đoạn. Dựa trên tỷ lệ vòng, nó có thể được phân loại thành tỷ lệ vòng
thấp hoặc cao. Quạt có thể được trang bị bánh răng hoặc không có bánh răng được dẫn
động bởi tuabin thấp áp.
Ngoài ra, các loại hỗn hợp (loại tỉ lệ vòng thấp) có thể được trang bị bộ đốt sau
hoặc không. Tham khảo các danh mục khác nhau được xác định trong Hình 4.1.

Hình 4.1 Phân loại động cơ tuabin quạt

96. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

88
High-bypass ratio turbofan (β= 7 - 8) achieves around 75 % of its thrust from
bypass air and is ideal for subsonic transport aircraft. Examples in commercial usage are
Rolls-Royce Trent series (500/700/800/900/1000 powering in the Airbus A330, A340,
A350, and A380), Pratt & Whitney PW1000 G (geared) powering Airbus A320neo,
Bombardier CSeries, Embraer E2, Mitsubishi Regional Jet MC-21, and General Electric
GE90 series (76B/77B/85B/90B/92B/94B/110B1/ 115B) powering Boeing 777-300ER,
747.
A low-bypass ratio turbofan, where the air is divided approximately equally
between the gas generator and the bypass duct, is well suited to high-speed military
usage. Examples in military usage are Rolls-Royce RB199 in the Tornado, Pratt &
Whitney F100-PW-200 in F-16A/B and F-15, as well as EuroJet Turbo GmbH EJ200
powering the Typhoon. It is too lengthy to analyze all types of turbofan engines. So, the
following cases will be analyzed:
- Double-spool unmixed flow turbofan
- Tripe-spool unmixed turbofan
- Double-spool mixed turbofan with afterburner
- Aft fan engine
First of all, let us define the bypass ratio as:
�=���=
�̇
����
�̇
ℎ��
≡
�̇
���
�̇
����

Table 4.2 Component efficiencies and specific heat ratio for moderate bypass ratio
(β=2.7).

Thus, if the air mass through the core (compressor) is (ma), then the bypass air (fan
duct) mass flow rate is (�
�̇
�
). Typical component efficiencies and specific heat ratios
for a supersonic turbofan engine having a bypass ratio, β=2.7, are given in Table 4.2.
4.4 Forward Fan Unmixed Double-Spool Configuration
The main components here are the intake, fan, fan nozzle, low-pressure
compressor (booster), high-pressure compressor, combustion chamber, high-pressure
turbine, low-pressure turbine, and turbine nozzle. Two cases are seen for the low-
pressure spool, namely:
- Fan and low-pressure compressor (LPC) on one shaft and driven by low-pressure
turbine.
- Fan driven by the LPT, and the compressor driven by the HPT.

97. Chapter 4. Turbofan

89
Động cơ tuabin quạt có tỷ lệ vòng cao (β = 7- 8) đạt được khoảng 75 % lực đẩy từ
khi đi vòng và lý tưởng cho máy bay vận tải cận âm. Ví dụ trong thương mại được ứng
dụng là dòng Rolls-Royce Trent (sê ri 500/700/800/900/1000 được sử dụng cấp công
suất cho tau bay Airbus A330, A340, A350 và A380), Pratt & Whitney PW1000 G (có
hộp số) Airbus A320neo, Bombardier C Series, Embraer E2, Mitsubishi Regional Jet
MC-21, và dòng General Electric GE90 (76B/77B/85B/90B/92B/94B/110B1/ 115B)
cung cấp công suất cho tàu bay Boeing 777-300ER, 747.
Một động cơ tuabin quạt có tỷ số vòng thấp, trong đó không khí được phân chia
gần như bằng nhau giữa bộ tạo khí và ống vòng, rất phù hợp với việc sử dụng trong tàu
bay quân sự tốc độ cao. Các ví dụ trong sử dụng cho quân sự là Rolls-Royce RB199
trong tàu bay Tornado, Pratt & Whitney F100-PW-200 trong F-16A/B và F-15, cũng
như EuroJet Turbo GmbH EJ200 cung cấp công suất cho Typhoon. Quá dài để phân tích
tất cả các loại động cơ phản lực. Vì vậy, các trường hợp sau đây sẽ được phân tích:
- Tua bin quạt dòng không trộn dòng hai đoạn
- Tua bin quạt không trộn dòng ba đoạn
- Tuabin quạt trộn dòng hai đoạn với buồng đốt sau
- Động cơ quạt phía sau
Trước hết, chúng ta hãy xác định tỷ lệ vòng là:
�=���=
�̇
����
�̇
ℎ��
≡
�̇
���
�̇
����

Bảng 4.2 Hiệu suất thành phần và tỷ số nhiệt riêng cho tỷ lệ vòng vừa phải (β=2,7)

Vì vậy, nếu khối lượng không khí đi qua lõi (máy nén) là (�̇
�), thì tỉ số lưu lượng
khối lượng của không khí đi vòng (ống dẫn quạt) là (�
�̇
�
), β=2,7, được đưa ra trong
Bảng 4.2
4.4 Mô hình động cơ hai đoạn không trộn dòng quạt ở trước
Các bộ phận chính ở đây là miệng hút, quạt, ống phun quạt, máy nén thấp áp (tăng
áp), máy nén cao áp, buồng đốt, tuabin cao áp, tuabin thấp áp và ống phun tuabin. Hai
trường hợp được thấy đối với đoạn thấp áp như sau:
- Quạt và máy nén thấp áp (LPC) trên cùng một trục được dẫn động bởi tuabin thấp
áp
- Quạt được dẫn động bởi tuabin thấp áp (LPT) và máy nén được dẫn động bởi tuabin
cao áp (HPT)

98. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

90
Typical examples for the first type are the General Electric CF6 engine series and
Pratt & Whitney PW4000 series. Typical example for the second type is GE Rolls-
Royce F136 engine.
A schematic diagram for the first type as well as its T-s diagram is shown in Figs.
4.2 and 4.3. Low-pressure spool is rotating with N1 speed, while the high-pressure spool
is rotating with N2 speed.

Fig. 4.2 Layout of a double spool where fan and LPC driven by LPT

Fig. 4.3 T-s diagram for a double-spool turbofan engine
Here below is an analysis for the different modules of the engine:

99. Chapter 4. Turbofan

91
Ví dụ điển hình cho loại đầu tiên là dòng động cơ General Electric CF6 và dòng
Pratt & Whitney PW4000. Ví dụ cho loại thứ hai là động cơ GE Rolls-Royce F136.
Sơ đồ nguyên lý cho loại đầu tiên và đồ thị T-s của như Hình. 4.2 và 4.3. Đoạn áp
suất thấp có tốc độ quay N1, trong khi đoạn áp suất cao có tốc độ quay N2.

Hình 4.2 Sơ đồ hai đoạn trong đó quạt và máy nén thấp áp (LPC) được dẫn động bởi
Tuabin thấp áp (LPT)

Hình 4.3 Sơ đồ T-s cho động cơ Tuabin quạt
Sau đây là phân tích các mô-đun khác nhau của động cơ:

100. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

92
1. Intake
During cruise, the static pressure rises from (a) to (1) outside the intake and from
(1) to (2) inside the intake. The air is decelerated relative to the engine. Since the velocity
at (2) is assumed to be zero and the deceleration is adiabatic, then the total or stagnation
pressure at states (0) and (1) are equal and greater than its value at state (2).
The stagnation temperatures for states (a), (1), and (2) are equal and independent from
any losses:
�
02=�
01=�
0�=�
�(1+
�−1
2
�
2
) (4.1)
Where in �: specific heat ratio, M: hệ số Mach
Outside the engine, the total pressure remains constant; thus:
�
01=�
0�=�
�(1+
�−1
2
�
2
)
??????
??????−1
(4.2)
The pressure recovery within the inlet may be given; thus, the outlet pressure is
obtained from the relation:
�
�=
�02
�0�
(4.3)
Alternatively, the efficiency (ηd) of the inlet (also denoted as intake or diffuser) is
given. The outlet pressure will be given by:
�
02=�
�(1+
��−1
2
�
�
2
)
??????�
??????�−1
(4.4)
2. Fan
A similar analysis to the compressor section is followed. The appropriate equations are:
�
010=(�
02
)(�
�) (4.4)
�
010=�
02[1+
(??????
�
??????
??????−1
−1)
??????
�
] (4.5)
3. Low-pressure compressor (or booster)
Low-pressure ratio is developed in this compressor (normally less than two):
�
03=(�
010
)(�
���) (4.6)
�
03=�
010[1+
(??????
���
??????
??????−1
−1)
??????
���
] (4.7)
4. High-pressure compressor
High-pressure ratio is developed by HPC (normally around 10):

101. Chapter 4. Turbofan

93
1. Miệng hút:
Trong quá trình hút, áp suất tĩnh tăng từ (a) đến (1) bên ngoài cửa nạp và từ (1)
đến (2) bên trong cửa nạp. Không khí được giảm tốc so với động cơ. Khi vận tốc ở (2)
cộng lại bằng 0 và độ giảm tốc là đoạn nhiệt, nên áp suất toàn phần hoặc áp suất ngưng
ở trạng thái (0) và (1) bằng nhau và lớn hơn giá trị ở trạng thái (2).
Nhiệt độ ngưng ở các trạng thái (a), (1) và (2) bằng nhau và không phụ thuộc vào
bất kỳ tổn thất nào ta có:
�
02=�
01=�
0�=�
�(1+
�−1
2
�
2
) (4.1)
Trong đó �: là hệ số nhiệt, M: hệ số Mach
Bên ngoài động cơ, tổng áp suất không đổi và bằng:
�
01=�
0�=�
�(1+
�−1
2
�
2
)
??????
??????−1
(4.2)
Việc phục hồi áp suất trong miệng hút có thể được đưa ra; do đó, áp suất đầu ra
được xác định theo công thức:
�
�=
�02
�0�
(4.3)
Ngoài ra, hiệu suất (ηd) của miệng hút (được ký hiệu là miệng hút hoặc bộ khuếch
tán) được cho trước. Áp suất ra sẽ được xác định bằng:
�
02=�
�(1+
��−1
2
�
�
2
)
??????�
??????�−1
(4.4)
2. Quạt
Một phân tích tương tự cho phần máy nén như sau. Các phương trình tương ứng là:
�
010=(�
02
)×(�
�) (4.4)
�
010=�
02[1+
(??????
�
??????
??????−1
−1)
??????
�
] (4.5)
3. Máy nén thấp áp (hoặc tăng áp thấp)
Tỷ lệ áp suất thấp được tạo ra trong máy nén này (thường nhỏ hơn hai):
�
03=(�
010
)×(�
���) (4.6)
�
03=�
010[1+
(??????
���
??????
??????−1
−1)
??????
���
] (4.7)
4. Máy nén cao áp
Tỷ lệ áp suất cao được tạo ra bởi máy nén cao áp HPC (thường khoảng 10):

102. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

94
�
04=(�
03
)(�
ℎ��) (4.8)
�
04=�
03[1+
(??????
ℎ��
??????
??????−1
−1)
??????
ℎ��
] (4.9)
5. Combustion chamber
The pressure at the outlet of the combustion chamber is obtained from the pressure
drop in the combustion chamber:
�
05=�
04−∆�
�� (4.10)
Or �
05=�
04
(1−∆�
��%) (4.11)
The temperature at the outlet of the combustion chamber is also the maximum
temperature in the engine and known in advance. Thus, the fuel-to-air ratio is calculated
from the relation:
�=
(
??????
��
??????
��
)(
??????
05
??????04
)−1
??????
�(
�
�
??????
��
??????04
)−(
??????
��
??????
��
)(
??????
05
??????04
)
(4.12)
QR, Cph, Cpc [J/kg.K]: are themal values
6. High-pressure turbine (HPT)
To calculate the temperature and pressure at the outlet of the high-pressure turbine,
an energy balance between the high-pressure compressor (HPC) and high-pressure
turbine (HPT) is performed:
�̇
��
��
(�
04−�
03
)=??????
�1??????
1
[�̇
�(1+�)�
�ℎ(�
05−�
06)] (4.13)
(
??????06
??????05
)=1−
(??????��/??????
�ℎ
)??????03
??????1??????�1(1+�)??????05
[(
??????04
??????05
)−1] (4.14)
Here also the mechanical efficiency for high-pressure spool is (ηm1), and the
portion of energy extracted by the HPC from that developed in the HPT is (λ1). From
the above relation, the temperature at the outlet of the turbine T06 is calculated.
Moreover, from the known isentropic efficiency of high-pressure turbine ηhpt, the outlet
pressure from the high-pressure turbine P06 is calculated from the relation:

7. Low-pressure turbine
An energy balance between the fan and low-pressure compressor (LPC) from one
side and the low-pressure turbine (LPT) on the other side is expressed by the relation:
��̇
��
��
(�
010−�
02
)+??????
��
��
(�
03−�
02
)=??????
�2??????
2
[�̇
�(1+�)�
�ℎ
(�
06−�
07
)] (4.16)
Or (1+�)�̇
��
��
(�
010−�
02
)+�
��
��
(�
03−�
02
)
=??????
�2??????
2�̇
�(1+�)�
�ℎ
(�
06−�
07
) (4.17)
�
07= �
06−
??????��
??????�2??????2(1+�)??????
�ℎ
[(1+�)(�
010−�
02
)+(�
03−�
010)]

103. Chapter 4. Turbofan

95
�
04=(�
03
)×(�
ℎ��) (4.8)
�
04=�
03[1+
(??????
ℎ��
??????
??????−1
−1)
??????
ℎ��
] (4.9)
5. Buồng đốt
Áp suất ở đầu ra của buồng đốt được xác định là áp xuất đã giảm trong buồng
đốt:
�
05=�
04−∆�
�� (4.10)
Hoặc �
05=�
04
(1−∆�
��%) (4.11)
Nhiệt độ ở cửa ra của buồng đốt cũng là nhiêt độ lớn nhất trong tuabin và được
xác định trước. Vì vậy, tỷ lệ nhiên liệu-không khí là được tính theo công thức:
�=
(
??????
�ℎ
??????
��
)(
??????
05
??????04
)−1
??????
�(
�
�
??????
��
??????04
)−(
??????
�ℎ
??????
��
)(
??????
05
??????04
)
(4.12)
Các hệ số: QR, Cph, Cpc [J/kg
o
K]: các hệ số nhiệt lượng
6. Tua bin cao áp (HPT)
Để tính toán nhiệt độ và áp suất ở đầu ra của tuabin cao áp, ta dựa vào phương
trình cân bằng năng lượng giữa máy nén cao áp (HPC) và tuabin cao áp (HPT) như sau:
�̇
��
��
(�
04−�
03
)=??????
�1??????
1
[�̇
�(1+�)�
�ℎ(�
05−�
06)] (4.13)
(
??????06
??????05
)=1−
(??????��/??????
�ℎ
)??????03
??????1??????�1(1+�)??????05
[(
??????04
??????05
)−1] (4.14)
Ở đây cũng có hiệu suất cơ học cho đoạn cao áp là (ηm1) và phần năng lượng được
máy nén cao áp HPC sử dụng được từ tuabin cao áp (HPT) là (λ1). Từ mối quan hệ trên,
nhiệt độ đầu ra của tuabin T06 được tính toán.
Ngoài ra, từ hiệu suất đẳng entropi đã biết của tuabin cao áp ηhpt, áp suất đầu ra từ tuabin
cao áp P06 được tính toán theo công thức:
�
06=�
05(1−
??????05−??????06
??????
ℎ�?????? × ??????05
)
??????
�
??????
�
−1
(4.15)
7. Tua bin thấp áp
Cân bằng năng lượng giữa quạt và máy nén thấp áp (LPC) ở một phía và tuabin áp
suất thấp (LPT) ở phía còn lại được biểu thị bằng phương trình:
��̇
��
��
(�
010−�
02
)+??????
��
��
(�
03−�
02
)=??????
�2??????
2
[�̇
�(1+�)�
�ℎ
(�
06−�
07
)] (4.16)
Hoặc (1+�)�̇
��
��
(�
010−�
02
)+�
��
��
(�
03−�
02
)
=??????
�2??????
2�̇
�(1+�)�
�ℎ
(�
06−�
07
) (4.17)
�
07= �
06−
??????��
??????�2??????2(1+�)??????
�ℎ
[(1+�)(�
010−�
02
)+(�
03−�
010)]

104. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

96
The pressure at the outlet is obtained from the relation:
�
07=�
06(1−
??????06−??????07
??????
��?????? × ??????06
)
??????
�
??????
�
−1
(4.18)
Bleed from high-pressure compressor
Now, if there is an air bleed from the high-pressure compressor (HPC) at a station
where the pressure is P03b, then the energy balance with the high-pressure turbine gives:
�̇
��
��
(�
03�−�
03
)+�̇
�
(1−�)�
��
(�
04−�
03�
)
=??????
�1??????
1�̇
�(1+�−�)�
�ℎ
(�
05−�
06
) (4.19)
where b = mb/ma is the air bleed ratio defining the ratio between the air bled from
the HPC to the core airflow rate. Moreover, such a bleed has its impact on the energy
balance of the low-pressure spool as the air passing through the low-pressure turbine is
now reduced:
(1+�)�̇
��
��
(�
010−�
02
)+�̇
��
��
(�
03−�
010
)
=??????
�2??????
2�̇
�
(1+�−�)�
�ℎ
(�
06−�
07
) (4.20)
The flow in the jet pipe is frequently associated with a pressure drop mainly due to skin
friction.
Thus, the pressure upstream of the turbine nozzle is slightly less than the outlet
pressure from the turbine. The temperature, however, is the same. Thus:
�
08=�
07(1−∆�
��� ����)
�
08=�
07
8. Turbine nozzle
The exhaust velocities of both of the hot gases from the turbine nozzles are
obtained after checks for choking. Thus, if the isentropic efficiency of turbine nozzle is
ηnt, then the critical pressure is calculated from the relation:
�
08
�
�
=
1
[1−
1
??????
�??????
(
�
ℎ−1
�
ℎ+1
)]
�
ℎ
�
ℎ−1

For an ideal, ηnt = 1, then the above equation is reduced to:
�
08
�
�
=(
�
ℎ+1
2
)
�
ℎ
�
ℎ−1

If Pc/Pa then the nozzle is choked. The temperature and pressure of the gases
leaving the nozzle are the critical values (T9=Tc, P9=Pc). Temperature is obtained from
the relation:
�
08
�
9
=(
�
ℎ+1
2
)
In this case the gases leave the nozzle at a speed equal to the sonic speed or:
�
9=√2�
�ℎ�
08??????
�??????
[1−(
��
�8
)
??????
ℎ
−1
??????
ℎ
] (4.20)

105. Chapter 4. Turbofan

97
Áp suất ở đầu ra được xác định phương trình:
�
07=�
06(1−
??????06−??????07
??????
��?????? × ??????06
)
??????
�
??????
�
−1
(4.18)
Khí trích từ máy nén cao áp
Bây giờ, nếu có xả khí từ máy nén cao áp (HPC) tại một trạm có áp suất là P03b,
thì cân bằng năng lượng với tuabin cao áp là:
�̇
��
��
(�
03�−�
03
)+�̇
�
(1−�)�
��
(�
04−�
03�
)
=??????
�1??????
1�̇
�(1+�−�)�
�ℎ
(�
05−�
06
) (4.19)
Trong đó b = mb/ma là tỷ lệ khí trích được xác định theo tỷ số giữa không khí đã
trích ra từ HPC với tốc độ luồng khí ở thân. Ngoài ra, khí trích có tác động đến sự cân
bằng năng lượng của đoạn thấp áp khi không khí đi qua tuabin thấp áp đã giảm:
(1+�)�̇
��
��
(�
010−�
02
)+�̇
��
��
(�
03−�
010
)
=??????
�2??????
2�̇
�
(1+�−�)�
�ℎ
(�
06−�
07
) (4.20)
Dòng chảy trong ống phản lực thường liên quan đến sự sụt giảm áp suất chủ
yếu do ma sát bề mặt.
Do đó, áp suất ngược dòng của vòi tuabin nhỏ hơn một chút so với áp suất đầu ra
từ tuabin. Nhiệt độ là như nhau. Ta có:
�
08=�
07(1−∆�
��� ����)
�
08=�
07
8. Ống phun tuabin
Vận tốc khí xả của cả hai loại khí nóng từ các vòi của tuabin thu được sau khi kiểm
tra khả năng bị tắc. Như vậy, nếu hiệu suất đẳng entropi của vòi tuabin là ηnt, thì áp suất
tới hạn được tính theo công thức:
�
08
�
�
=
1
[1−
1
??????
�??????
(
�
ℎ−1
�
ℎ+1
)]
�
ℎ
�
ℎ−1

Đối với khí lý tưởng, ηnt = 1, thì phương trình trên được rút gọn thành:
�
08
�
�
=(
�
ℎ+1
2
)
�
ℎ
�
ℎ−1

Nếu �
�≥�
� thì ống phun bị tắt. Nhiệt độ và áp suất của khí ra khỏi ống phun là
các giá trị tới hạn (T9 = Tc, P9 = Pc). Nhiệt độ được xác định theo công thức:
�
08
�
9
=(
�
ℎ+1
2
)
Trong trường hợp này, khí rời khỏi ống phun với tốc độ bằng tốc độ âm thanh hay:
�
9=√2�
�ℎ�
08??????
�??????
[1−(
��
�8
)
??????
ℎ
−1
??????
ℎ
] (4.20)

106. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

98
The pressure ratio in the nozzle is obtained from the relation:
�
010
�
�
=
�
08
�
07
�
07
�
06
�
06
�
05
�
05
�
04
�
04
�
03
�
03
�
010
�
010
�
02
�
02
�
0�
�
0�
�
�

9. Fan nozzle
The critical pressure is calculated from the relation:
�
010
�
�
=
1
[1−
1
??????
��
(
�
�−1
�
�+1
)]
��
��−1

Also for an ideal nozzle ηf n = 1 and the above equation will be reduced to:
�
010
�
�
=(
�
�+1
2
)
��
��−1

If Pc/Pa then the fan nozzle is choked. The temperature and pressure of air leaving
the nozzle are (T11=Tc, P11=Pc). Temperature is then obtained from the relation:
�
010
�
11
=(
�
�+1
2
)
Then the gases leave the nozzle at a speed equal to the sonic speed or:
�
11=√�
���
11 (4.21)
If the nozzle is unchoked (P11=Pa), then the speed of the gases leaving the nozzle
is now given by:
�
11=√2�
�??????�
10??????
��[1−(�
�/�
010
)
??????�−1
??????�] (4.22)

�010
��
=
�010
�02
�02
��

The thrust force is now obtained from the general relation:
�
�̇
�
=(1+�)�
9+��
11−�(1+�)+
1
�̇
�
[�
11
(�
11−�
�
)+�
9
(�
9−�
�
)]
=(1+�)�
9+�(�
11−�)−�+
1
�̇
�
[�
11
(�
11−�
�
)+�
9(�
9−�
�)] (4.23)
The specific thrust, the thrust force per total air mass flow rate (M at ), is further
evaluated from the relation:
�
�̇
��
=
�
�̇
ℎ+�̇
�
=
�
�̇
�
(1+�)
(1+�)
(1+�)
�
9
+
�
(1+�)
�
11−�+
1
�̇
�(1+�)
[�
11
(�
11−�
�
)+�
9
(�
9−�
�
)] (4.24)
The thrust specific fuel consumption is:
��??????�=
�̇
�
�
=
�̇
�
�̇
�
�̇
�
�
=
�
�/�̇
�

It is noted from the above equation that the fuel-to-air ratio is calculated as the
ratio between fuel flow rate and the airflow through the core of engine and not the total
airflow rate through the engine.
The thrust force, specific thrust, and the thrust specific fuel consumption are
calculated.

107. Chapter 4. Turbofan

99
Tỷ số áp suất trong ống phun được xác định theo công thức:
�
010
�
�
=
�
08
�
07
�
07
�
06
�
06
�
05
�
05
�
04
�
04
�
03
�
03
�
010
�
010
�
02
�
02
�
0�
�
0�
�
�

9. Ống phun quạt
Áp suất tới hạn được tính theo công thức:
�
010
�
�
=
1
[1−
1
??????
��
(
�
�−1
�
�+1
)]
��
��−1

Ngoài ra, đối với ống phun lý tưởng ηfn = 1 và phương trình trên sẽ được rút gọn
thành:
�
010
�
�
=(
�
�+1
2
)
��
��−1

Nếu �
�≥�
� thì vòi quạt bị nghẹt. Nhiệt độ và áp suất của không khí rời khỏi ống
phun là (T11=Tc, P11=Pc). Nhiệt độ được xác định theo công thức:
�
010
�
11
=(
�
�+1
2
)
Khi khí cháy rời khỏi ống phun với tốc độ bằng tốc độ âm thanh hay:
�
11=√�
���
11 (4.21)
Nếu vòi không bị tắt (P11=Pa), thì tốc độ của khí ra khỏi ống phun lúc này được xác
định bởi:
�
11=√2�
�??????�
10??????
��[1−(�
�/�
010
)
??????�−1
??????�] (4.22)

�010
��
=
�010
�02
�02
��

Lực đẩy được xác định theo phương trình sau:
�
�̇
�
=(1+�)�
9+��
11−�(1+�)+
1
�̇
�
[�
11
(�
11−�
�
)+�
9
(�
9−�
�
)]
=(1+�)�
9+�(�
11−�)−�+
1
�̇
�
[�
11
(�
11−�
�
)+�
9(�
9−�
�)] (4.23)
Lực đẩy riêng, lực đẩy trên tổng lưu lượng khối lượng không khí (�̇
�� ), được đánh
giá thêm theo phương trình:
�
�̇
��
=
�
�̇
ℎ+�̇
�
=
�
�̇
�
(1+�)
(1+�)
(1+�)
�
9
+
�
(1+�)
�
11−�+
1
�̇
�(1+�)
[�
11
(�
11−�
�
)+�
9
(�
9−�
�
)] (4.24)
Suất tiêu hao nhiên liệu riêng của lực đẩy là:
��??????�=
�̇
�
�
=
�̇
�
�̇
�
�̇
�
�
=
�
�/�̇
�

Lưu ý từ phương trình trên tỷ lệ nhiên liệu-không khí được tính bằng tỷ lệ giữa lưu
lượng dòng nhiên liệu và luồng không khí qua lõi động cơ chứ không phải tổng lưu
lượng dòng khí qua động cơ.
Lực đẩy, lực đẩy cụ thể và lượng tiêu thụ nhiên liệu cụ thể sẽ được tính toán.

108. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

100
Example 4.1: The Tomahawk is a long-range subsonic cruise missile powered by a
solid-fuel rocket booster and the small two-spool turbofan engine Williams Inter
national F107-WR-402 (Fig. 6.14). It has the following data:
− Flight speed Vf = 247.22 m/s
− Ambient temperature Ta = 275 K
− Ambient pressure Pa = 0.79 bar
− Thrust force T= 3.1 kN
− Specific fuel consumption = 0.682 kg/kg-h
− Bypass ratio � = 1
− Overall pressure ratio �
�������= 13.8
− Fan pressure ratio �
�= 2.1
− Fan diameter Dfan = 0.305 m
− Fuel heating value QR = 43,000 kJ/kg

Fig.4.4a Tomahawk missile and Williams F107-WR-402 turbofan engine

Fig. 4.4b Schematic diagram of Williams F107-WR-402 turbofan engine
Calculate
1. Air mass flow rate
2. Fuel-to-air ratio
3. Exhaust gas speed
4. Engine maximum temperature

109. Chapter 4. Turbofan

101
Ví dụ 4.1: Tomahawk là tên lửa hành trình cận âm tầm xa được trang bị động cơ tên lửa
nhiên liệu rắn và động cơ tuabin quạt hai đoạn nhỏ Williams Inter national F107-WR-
402 (Hình 4.4). Nó có các thông số sau:
− Tốc độ bay Vf = 247,22 m/s
− Nhiệt độ môi trường Ta = 275 K
− Áp suất môi trường Pa = 0,79 bar
− Lực đẩy T= 3,1 kN
− Mức tiêu thụ nhiên liệu = 0,682 kg/kW.h
− Hệ số vòng: β = 1
− Tỉ số áp suất toàn phần πoverall = 13,8
− Tỉ số áp suất quạt πf = 2,1
− Đường kính quạt Dfan = 0,305 m
− Nhiệt trị nhiên liệu QR = 43.000 kJ/kg

Hình 4.4a Tên lửa Tomahawk và động cơ phản lực Williams F107-WR-402

Hình 4.4b Sơ đồ động cơ tuabin quạt Williams F107-WR-402
Tính
1. Tốc độ dòng khí
2. Tỷ lệ nhiên liệu-không khí
3. Tốc độ khí xả
4. Nhiệt độ lớn nhất của động cơ

110. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

102
Solution
1. Air mass flow rate
− Caculate flight speed
�
�=247,22 �/�
A =�
�
2
4
=3,1416×
0,305
2
4
=0,7306 �
2

�
�=
�
�
��
�
=
0,79
0,287×275
=
0,79×100
0.287×275
=1,001 ��/�
3

�̇
�=�
��
��=1,001 ×247,22 ×0.07306=18,08 ��/�
Air mass flow rate are: 19.3 g/kN.s
2. Fuel-to-air ratio
Bypass rate: β= 1 and then �̇
�=�̇
ℎ=
�̇
�
2
=
18,08
2
=9,04 ��/�
and
??????
�̇
�
=
3.100
18,08
=171,7 �/�
��??????�=0,628
��
���×ℎ
=
0,628
�×3600
=
0.628
9,81×3600
=0,0000193
��
�.�
=19.3
�
��.�

Otherwise: �=��??????�×(
??????
�̇
�
)(1+�)
Replacement value �=0.0000193×171,7×(1+1)=0.006618
Fuel-to-air ratio: 0.006618
3. Exhaust gas speed
We have:
�=[�̇
�+�̇
ℎ×(1+�)]�
�−�̇
��
�
�
�̇
�
=[�̇
�+�̇
ℎ×(1+�)]�
�−�
�
�
�̇
�
=[
�
1+�
+
1+�
1+�
]�
�−�
�

�
�=
(�/�̇
�
)+�
�
�+1+�
1+�

�
�=
(171,4622)+247,22
2.006618
2
=417,3 �/�
Exhaust gas speed: 417.3 m/s

111. Chapter 4. Turbofan

103
Lời giải
1. Tốc độ dòng không khí
Ta có tốc độ bay: �
�=247,22 �/�
�=�
�
2
4
=3,1416×
0,305
2
4
=0,7306 �
2

�
�=
�
�
��
�
=
0,79
0,287×275
=
0,79×100
0,287×275
=1,001 ��/�
3

�̇
�=�
��
��=1,001 ×247,22 ×0.07306=18,08 ��/�
Tốc độ dòng khí là: 18,08 kg/s
2. Tỷ số nhiên liệu-không khí
Tỉ số vòng β= 1 và ta có �̇
�=�̇
ℎ=
�̇
�
2
=
18,08
2
=9,04 ��/�
và
??????
�̇
�
=
3.100
18,08
=171,7 �/�
��??????�=0,628
��
���×ℎ
=
0,628
�×3600
=
0.628
9,81×3600
=0,0000193
��
�.�
=19.3
�
��.�

Mặt khác: �=��??????�×(
??????
�̇
�
)(1+�)
Thay giá trị và ta thu được: �=0,0000193×171,7×(1+1)=0,006618
Vậy tỉ số Nhiên liệu – không khí f là: 0,006618
3. Tốc độ khí xả:
Ta có:
�=[�̇
�+�̇
ℎ×(1+�)]�
�−�̇
��
�
�
�̇
�
=[�̇
�+�̇
ℎ×(1+�)]�
�−�
�
�
�̇
�
=[
�
1+�
+
1+�
1+�
]�
�−�
�

�
�=
(�/�̇
�
)+�
�
�+1+�
1+�

�
�=
(171,4622)+247,22
2.006618
2
=417,3 �/�
Tốc độ khí xả: 417,3 m/s

112. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

104
4. Engine maximum temperature
Cycle analysis.

− Intake
�=
�
�
√���
�
=
247,22
√1,4×0,287�275
=0,7437
�
02=�
�(1+
�−1
2
�
2
)
�
�−1
=0,79(1+
1,4−1
2
0.7437
2
)
1,4
1,4−1
=114,0522 ���
�
02=114,0522 ���
�
02=�
�(1+
�−1
2
�
2
)
�
02=275(1+
1.4−1
2
0.7437
2
)=305,42
− Fan (??????=??????.�)
�
03=�
02�
�
�
03=114,0522 ×2,1=239,51
�
03=�
02(�
�)
�−1
�

�
03=305,42(2,1)
1,4−1
1,4=377.62
− Compressor (??????=??????.�??????)
�
04=�
03�
�
We have �
��
�=�
�������
�
04=�
03
�
�������
�
�

�
04=239,51 ×
13.8
2.1
=1.574 ���
�
04=�
03
(�
�
)
�−1
�

�
04=305,42(2,1)
1,37−1
1,37=645 ??????
− Combustion chamber
�̇
��
�+�̇
ℎ�
���
04=(�̇
ℎ+�̇
�)�
�ℎ�
05
�
05=
��
�+�
���
04
(1+�)�
�ℎ

�
05=
0.006618×43000+1.005×645
(1+0.006618)1.148
=807.2 ??????
Maximum temperature is then T0max = 807.2
0
K.

113. Chapter 4. Turbofan

105
4. Nhiệt độ lớn nhất của động cơ
Phân tích chu kỳ.

− Miệng hút
�=
�
�
√���
�
=
247,22
√1,4×0,287�275
=0,7437
�
02=�
�(1+
�−1
2
�
2
)
�
�−1
=0,79(1+
1,4−1
2
0.7437
2
)
1,4
1,4−1
=114,0522 ���
�
02=114,0522 ���
�
02=�
�(1+
�−1
2
�
2
)
�
02=275(1+
1.4−1
2
0.7437
2
)=305,42
− Quạt (�=1.4)
�
03=�
02�
�
�
03=114,0522 ×2,1=239,51
�
03=�
02(�
�)
�−1
�

�
03=305,42(2,1)
1,4−1
1,4=377.62
− Máy nén (�=1.37)
�
04=�
03�
�
Ta có: �
��
�=�
������� �ê� �
04=�
03
??????
�??????�??????���
??????
�

�
04=239,51 ×
13.8
2.1
=1.574 ���
�
04=�
03
(�
�
)
�−1
�

�
04=305,42(2,1)
1,37−1
1,37=645 ??????
− Buồng đốt
�̇
��
�+�̇
ℎ�
���
04=(�̇
ℎ+�̇
�)�
�ℎ�
05
�
05=
��
�+�
���
04
(1+�)�
�ℎ

�
05=
0.006618×43000+1.005×645
(1+0.006618)1.148
=807.2 ??????
Nhiệt độ lớn nhất T0max là = 807.2
0
K.

114. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

106
Example 4.2 A two-spool forward unmixed turbofan engine is powering an airliner
flying at Mach number M = 0,9 at an altitude of H = 10.500 m (ambient pressure,
temperature, sonic speed, and air density ratio are Pa = 24.475 Pa, T = 220 K, V = 297,3
m/s, and 0,3165, respectively). The low-pressure spool is composed of a turbine driving
the fan and the low-pressure compressor. The high-pressure spool is composed of a
high-pressure compressor and a high-pressure turbine. Air is bled from the outlet of
high-pressure compressor. The total temperature difference (in K) and pressure ratios
for different modules are recorded and shown in Table 1:
Table 1
`
Diffuser, fan, and turbine nozzles have isentropic efficiency of Ma = 0,9. Maximum
cycle temperature is Tmax = 1.500 K. Inlet area is A = 3,14 m
2
. Assume the following
values for the different variables:
ηb = 0,96, QHV = 45.000 kJ/kg, γair = 1,4, and γgases = 1,33
It is required to calculate:
(a) Pressure recovery of diffuser rd
(b) Total air mass flow rate
(c) Isentropic efficiency of fan and low-pressure and high-pressure compressors
(d) The fuel-to-air ratio (f)
Solution
The modules of the engine and its different processes plotted on the T-s diagram
areshown in Figs. 1 and 2 below:

Fig.4.5a Layout of a double spool where fan and LPC driven by LPT

115. Chapter 4. Turbofan

107
Ví dụ 4.2 Một động cơ phản lực cánh quạt hai ống quay phía trước không trộn lẫn đang
cung cấp năng lượng cho một máy bay chở khách đang bay với vận tốc Mach M = 0,9
ở độ cao H = 10.500 m (áp suất xung quanh, nhiệt độ, tốc độ âm thanh và tỷ số mật độ
không khí là Pa = 24.475 Pa, T = 220
0
K, V = 297,3 m/s và 0,3165 tương ứng). Đoạn
thấp áp bao gồm một tuabin dẫn động quạt và máy nén thấp áp. Đoạn cao áp bao gồm
máy nén cao áp và tuabin cao áp. Không khí được trích ra từ đầu ra của máy nén cao áp.
Tổng chênh lệch nhiệt độ (tính bằng
0
K) và tỷ số áp suất cho các mô-đun khác nhau
được ghi lại như trong Bảng 1:
Bảng 1

Bộ khuếch tán, quạt và tuabin có hiệu suất đẳng entropi là Ma = 0,9. Nhiệt độ tối
đa của chu kỳ là Tmax = 1.500
0
K. Diện tích miệng hút là A = 3,14 m
2
. Giả sử các giá trị
sau cho các các biến khác nhau như sau:
ηb = 0,96, QHV = 45.000 kJ/kg, γair = 1,4, và γgases = 1,33
Yêu cầu tính:
(a) Áp suất phục hồi áp suất của bộ khuếch tán rd
(b) Tổng tốc độ dòng khí
(c) Hiệu suất đẳng hướng của quạt và máy nén thấp áp và cao áp
(d) Tỷ số nhiên liệu-không khí (f)
Lời giải:
Các mô-đun của động cơ và các quá trình khác nhau của nó được mô tả trên đồ thị
T-s như hình 4.5a và 4.5b sau:

Hình 4.5a Sơ đồ hai đoạn trong đó quạt và máy nén thấp áp LPC được dẫn động bởi
tuabin thấp áp LPT

116. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

108

Fig. 4.5b T-s diagram for a double-spool turbofan engine
(a) Pressure recovery of diffuser rd
− Diffuser:
�
02=�
��=�
�(1+
�
�−1
2
�
�
2
)
�
02=220×(1+
1,4−1
2
0,9
2
)=255.6 ??????
�
��=�
�(1+
�
�−1
2
�
�
2
)
��
��−1

�
��=�
�(1+
1,4−1
2
0.9
2
)
1,4
1,4−1
=1,69 �
�
�
02=�
�(1+??????
�
�
�−1
2
�
�
2
)
��
��−1

�
02=�
�(1+0.9
1.4−1
2
0.9
2
)
1,4
1,4−1
=1.61 �
�
�
02=1.61 �
�=1,61 ×24.475 Pa=39.400 Pa=39,4 kPa
�
�=
�
02
�
��

�
�=
1.61 ��
1.69 ��
=0,953
Pressure recovery of diffuser rd = 0,953
(b) Total air mass flow rate.
�
�=
�
�
��
�

�
�=
24.475
287×220
=0,3877 ��/�
3

�=��
�=0,9 ×297,3=267.6
�̇
�����=�
���
�����
�̇
�����=0,3877×267,6×3,14=325,7 ��/�
Total air mass flow rate: �̇
�����=325,7 ��/�

117. Chapter 4. Turbofan

109

Hình 4.5b Đồ thị T-s cho động cơ tuabin quạt hai đoạn.
(a) Phục hồi áp suất của bộ khuếch tán rd
− Bộ khuếch tán:
�
02=�
��=�
�(1+
�
�−1
2
�
�
2
)
�
02=220×(1+
1,4−1
2
0,9
2
)=255,6 ??????
�
��=�
�(1+
�
�−1
2
�
�
2
)
��
��−1

�
��=�
�(1+
1,4−1
2
0.9
2
)
1,4
1,4−1
=1,69 ��
�
02=�
�(1+??????
�
�
�−1
2
�
�
2
)
��
��−1

�
02=�
�(1+0.9
1.4−1
2
0.9
2
)
1,4
1,4−1
=1.61 ��
�
02=1.61 �
�=1,61 ×24.475 Pa=39.400 Pa=39,4 kPa
�
�=
�
02
�
��

�
�=
1,61 ��
1,69 ��
=0,953
Hệ số phục hồi áp suất của bộ khuếch tán rd = 0,953
(b) Tổng lưu lượng dòng không khí.
�
�=
�
�
��
�

�
�=
24.475
287×220
=0,3877 ��/�
3

�=��
�=0,9 ×297,3=267,6
�̇
�����=�
���
�����
�̇
�����=0,3877×267,6×3,14=325,7 ��/�
Tổng lưu lượng dòng không khí: �̇
�����=325,7 ��/�

118. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

110
(c) Isentropic efficiency of fan and low-pressure and high-pressure compressors
− Fan
�
02=255,6 ??????, Following Table 1 ∆�
0�=42 ??????, �
�=1,58, �
�=1,4
�
010=�
02+∆�
0�=255,6+42=297,6 ??????
�
010=�
02�
�=39,4×1.58=62.27 ���
The fan isentropic efficiency may be expressed as:
??????
�=
�
010�−�
02
�
010−�
02
=
�
02(�
�
��−1
�
�
−1)
∆�
��

??????
�=
255,6×(1,58
0,2857
−1)
42
=0.8505
The fan isentropic efficiency: 85,05%
Efficience Low-pressure compressor
�
03=�
010+∆�
0��??????=297,6+43=340,6 ??????
�
03=�
010+�
���??????=62,27 ×1,5=93,04 ���
??????
��??????=
�
010(�
��??????
��−1
�
�
−1)
∆�
���??????
=
297,6
43
(1,5
0,286
−1)=0,85095
Efficience of Low-pressure compressor: 85,1%
Efficience high-pressure compressor
�
04=�
03+∆�
0��??????=340,6+355=695,6 ??????
�
04=�
03�
���??????=93,40 ×9,75=910,65 ���
??????
��??????=
�
03(�
��??????
��−1
�
�
−1)
∆�
���??????
=
340,6
355
(9,75
0,286
−1)=0,88079
Efficience high-pressure compressor:88,1%
(d) The fuel-to-air ratio (f)
− Combustion chamber

Fuel-to-air ratio
�=
�̇
�
�̇
ℎ
=
(1−�)(��
ℎ�
05−��
��
04)
??????
���
�??????−��
ℎ�
05

We have: ��
ℎ=1,148; ��
ℎ=1,005,�
�??????=45.000
��
��
;�
05=�
��??????=1500 ??????,
??????
��=??????
� = 0,96
Add value to above equation, we get:
�=
(1−�)(1,148×1500−1,005×695,6
0.96×4.500−1,005×1500
=0,02466(1−�)
�=0,02466(1−�) (1)

119. Chapter 4. Turbofan

111
(c) Hiệu suất đẳng entropi của quạt và máy nén cao áp và thấp áp
- Quạt
�
02=255,6 ??????, Theo bảng 1 ∆�
0�=42 ??????, �
�=1,58, �
�=1,4
�
010=�
02+∆�
0�=255,6+42=297,6 ??????
�
010=�
02�
�=39,4×1.58=62.27 ���
Hiệu suất đẳng entropi của quạt được tính như sau:
??????
�=
�
010�−�
02
�
010−�
02
=
�
02(�
�
��−1
�
�
−1)
∆�
��

??????
�=
255,6×(1,58
0,2857
−1)
42
=0.8505
Hiệu suất quạt đẳng entropi: 85,05%
- Hiệu suất máy nén thấp áp
�
03=�
010+∆�
0��??????=297,6+43=340,6 ??????
�
03=�
010+�
���??????=62,27 ×1,5=93,04 ���
??????
��??????=
�
010(�
��??????
��−1
�
�
−1)
∆�
���??????
=
297,6
43
(1,5
0,286
−1)=0,85095
Hiệu suất máy nén thấp áp: 85,1%
- Hiệu suất máy nén cao áp
�
04=�
03+∆�
0��??????=340,6+355=695,6 ??????
1,005×(695,6 −340,6)=[1+0,02466(1−�)−�]�1,148×380
�
04=�
03�
���??????=93,40 ×9,75=910,65 ���
??????
��??????=
�
03(�
��??????
��−1
�
�
−1)
∆�
���??????
=
340,6
355
(9,75
0,286
−1)=0,88079
Hiệu suất máy nén cao áp:88,1%
d. Tỷ lệ nhiên liệu-không khí (f)
- Buồng đốt

- Tỷ lệ nhiên liệu-không khí
�=
�̇
�
�̇
ℎ
=
(1−�)(��
ℎ�
05−��
��
04)
??????
���
�??????−��
ℎ�
05

Ta có: ��
ℎ=1,148;��
ℎ=1,005,�
�??????=45.000
��
��
;�
05=�
��??????=1500 ??????,
??????
��=??????
� = 0,96,
Thay giá trị vào phương trình trên ta được:
�=
(1−�)(1,148×1500−1,005×695,6
0.96×4.500−1,005×1500
=0,02466(1−�)
�=0,02466(1−�) (1)

120. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

112
Energy balance for high-pressure spool
��
�
(�
04−�
03
)=(1+�−�)��
ℎ
(�
05−�
06
)
Substitute from (1)
1,005×(695,6 −340,6)=[1+0,02466(1−�)−�]�1,148×380
Bleed b = 0,202 = 20,2%
Comment: Though this bleed ratio looks like a great percentage, however, it will
be described in the turbine cooling sections that each blade row may need some 2 % of
air mass flow rate for cooling, and the two turbines here have a total of five stages and
so ten blade rows. In addition, bleeding has its other applications for cabin air
conditioning as well as other anti-icing applications.
From equation (1), Fuel-to-air ratio f = 0.01968
This fuel-to-air ratio is a reasonable figure which assures the value previously
obtained for the bleed ratio.
Energy balance for low-pressure spool:
(1+�)�
��∆�
0�+�
��∆�
0��??????=(1+�−�)�
�ℎ∆�
0��??????
(1+�)×1.005×42+1.005×43=(1+0.01968−0.202)×1.148×390
�=6.649
Thus, the bypass ratio is β = 6:649.
Fan airflow rate is then �̇
���=
�
1+�
�̇
�����=
6.649
7.649
×325.7=283.12 ��/�
Core airflow rate is then �̇
���=
�
1+�
�̇
�����=
6.649
7.649
×325.7=283.12 ��/�
Fan nozzle
The first step in nozzle analysis is to check whether it is choked or not by
calculating the pressure ratio:
�010
��
=
1
[1−
1
??????
��
(
??????�−1
??????�+1
)]
??????�
??????�−1
=
1
[1−
1
0.9
(
1.4−1
1.4+1
)]
1.4
1.4−1
=2.0478
�
010
�
�
=
62.27
24.47
=2.5447
Since
�010
��
<
&#3627408451;010
&#3627408451;&#3627408462;
then the nozzle is choked:
&#3627408451;
11=&#3627408451;
&#3627408464;=30.41 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408455;
11=&#3627408455;
&#3627408464;=
2
&#3627409150;
&#3627408464;+1
&#3627408455;
010=
297.6
1.2
=248 ??????
&#3627408457;
11=&#3627408457;
&#3627408466;&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475;=√&#3627409150;
&#3627408464;&#3627408453;&#3627408455;
11=√1.2×0.287×248=315.67 &#3627408474;/&#3627408480;
&#3627409164;
11=
&#3627408451;
11
&#3627408453;&#3627408455;
11
=0.4273 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408474;
3

&#3627408436;
11=
&#3627408474;̇
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475;
&#3627409164;
11&#3627408457;
11
=2.009 &#3627408474;
2

121. Chapter 4. Turbofan

113
Cân bằng năng lượng cho đoạn cao áp
&#3627408438;&#3627408477;
&#3627408464;
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
03
)=(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;&#3627408477;
ℎ
(&#3627408455;
05−&#3627408455;
06
)
Thay (1) vào ta có:
1,005×(695,6 −340,6)=[1+0,02466(1−&#3627408463;)−&#3627408463;]&#3627408485;1,148×380
Bleed b = 0,202 = 20,2%
Nhận xét: Mặc dù tỷ lệ trích này có tỉ lệ phần trăm lớn, tuy nhiên, nó sẽ được mô
tả trong phần làm mát tuabin mà mỗi hàng cánh có thể cần khoảng 2 % lưu lượng không
khí để làm mát và hai tuabin ở đây có tổng cộng năm tầng và mười hàng cánh. Ngoài ra
khí trích được sử dụng cho các ứng dụng khác như cho điều hòa không khí của cabin và
các ứng dụng chống đóng băng khác.
Từ phương trình (1) ta có tỷ số nhiên liệu-không khí f = 0,01968
Tỷ số nhiên liệu-không khí này là một cấu hình hợp lý đảm bảo giá trị cho tỉ lệ cho
trước của khí trích.
Cân bằng năng lượng cho đoạn thấp áp:
(1+&#3627409149;)&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;∆&#3627408455;
0&#3627408467;+&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;∆&#3627408455;
0&#3627408447;&#3627408451;??????=(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;
&#3627408451;ℎ∆&#3627408455;
0&#3627408447;&#3627408451;??????
(1+&#3627409149;)×1.005×42+1.005×43=(1+0.01968−0.202)×1.148×390
&#3627409149;=6.649
Vì vậy, tỷ số vòng là &#3627409149;=6.649
Tỉ số lưu lượng khí quạt là &#3627408474;̇
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475;=
&#3627409149;
1+&#3627409149;
&#3627408474;̇
&#3627408481;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408462;&#3627408473;=
6.649
7.649
×325.7=283.12 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408480;
Tỉ số lưu lượng khí qua lõi &#3627408474;̇
&#3627408464;&#3627408476;&#3627408479;&#3627408466;=
1
1+&#3627409149;
&#3627408474;̇
&#3627408481;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408462;&#3627408473;=
1
7.649
×325.7=42.58 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408480;
Ống phun quạt
Bước đầu tiên trong phân tích ống phun là kiểm tra xem nó có bị tắc hay không
bằng tính toán tỷ lệ áp suất:
&#3627408451;
010
&#3627408451;
&#3627408464;
=
1
[1−
1
??????
&#3627408467;&#3627408475;
(
&#3627409150;
&#3627408464;−1
&#3627409150;
&#3627408464;+1
)]
&#3627409150;&#3627408464;
&#3627409150;&#3627408464;−1
=
1
[1−
1
0,9
(
1,4−1
1.4+1
)]
1,4
1,4−1
=2,0478
&#3627408451;
010
&#3627408451;
&#3627408462;
=
62,27
24,47
=2,5447
Khi
&#3627408451;010
&#3627408451;&#3627408464;
<
&#3627408451;010
&#3627408451;&#3627408462;
thì ống phun bị tắc
&#3627408451;
11=&#3627408451;
&#3627408464;=30,41 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408455;
11=&#3627408455;
&#3627408464;=
2
&#3627409150;
&#3627408464;+1
&#3627408455;
010=
297,6
1,2
=248 ??????
&#3627408457;
11=&#3627408457;
&#3627408466;&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475;=√&#3627409150;
&#3627408464;&#3627408453;&#3627408455;
11=√1,2×0,287×248=315,67 &#3627408474;/&#3627408480;
&#3627409164;
11=
&#3627408451;
11
&#3627408453;&#3627408455;
11
=0,4273 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408474;
3

&#3627408436;
11=
&#3627408474;̇
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475;
&#3627409164;
11&#3627408457;
11
=2,009 &#3627408474;
2

122. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

114
Turbine nozzle
Here also a check for the choking of turbine nozzle is followed:
&#3627408451;08
&#3627408451;&#3627408464;
=
1
[1−
1
??????
??????&#3627408475;
(
??????
&#3627408472;
−1
??????
&#3627408472;
+1
)]
&#3627408472;
??????
&#3627408472;
−1
=
1
[1−
1
0.9
(
1.333−1
1.333+1
)]
1.333
1.333−1
=1.9835
&#3627408451;
08
&#3627408451;
&#3627408462;
=
84.91
24.47
=3.469
Since
&#3627408451;08
&#3627408451;&#3627408464;
<
&#3627408451;08
&#3627408451;&#3627408462;
then the nozzle is choked:
&#3627408451;
09=&#3627408451;
&#3627408464;=42.81 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408455;
9=&#3627408455;
&#3627408464;=
2
&#3627409150;
ℎ+1
&#3627408455;
08=
730
1.167
=625.53 ??????
&#3627408457;
9=&#3627408457;
&#3627408466;ℎ=√&#3627409150;
ℎ&#3627408453;&#3627408455;
9=√1.333×0.287×625.53=489.267 &#3627408474;/&#3627408480;
&#3627409164;
11=
&#3627408451;
9
&#3627408453;&#3627408455;
9
=0.23845 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408474;
3

&#3627408436;
11=
&#3627408474;̇
&#3627408464;&#3627408476;&#3627408479;&#3627408466;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)
&#3627409164;
9&#3627408457;
9
=0.298 &#3627408474;
2

Thrust force (T)
&#3627408455;=&#3627408474;̇
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475;&#3627408457;
&#3627408466;&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475;+(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408474;̇
ℎ&#3627408457;
&#3627408466;ℎ−&#3627408474;̇
&#3627408481;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408462;&#3627408473;&#3627408457;
&#3627408467;&#3627408473;&#3627408470;&#3627408468;ℎ&#3627408481;+&#3627408451;
11&#3627408436;
11+&#3627408451;
9&#3627408436;
9−&#3627408451;
&#3627408462;&#3627408436;
&#3627408470;
&#3627408455;=283.12×315.67+0.81768×42.58x489.26−325.7×267.6+10
3
(30.4
+2.099+42.81×0.298−24.475×3.14
∴&#3627408455;=18.97 &#3627408472;&#3627408449;
4.5 Forward Fan Mixed-Flow Engine
Mixed turbofan engines are always found in either single- or two-spool engines. It
was used in the past for military applications only. Nowadays it is used in many civil
aircrafts but nearly all military aircrafts. An example for a two-spool engine in civil
aircrafts is the CFM56 series. The cold compressed air leaving the fan will not be
directly exhausted as previously described, but it flows in a long duct surrounding the
engine core and then mixes with the hot gases leaving the low-pressure turbine. Thus,
the cold air is heated while the hot gases are cooled. Only one mixed exhaust is found.
4.5.1 Mixed-Flow Two-Spool Engine
Most of the mixed turbofan engines now are two-spool ones. If mixed turbofan
engines are analyzed versus unmixed turbofan engines, reasonable improvements [14]
in the following points are noticed; thrust generated, noise reduction and reverse thrust
increase.
Hereafter, a detailed analysis of this category will be given. Figures 6.15 and 6.16
present the engine layout and its temperature–entropy diagram.
The requirements for the mixing process are equal static pressures and also equal
velocities. Thus, from the layout designation, these two conditions are specified as P0 3
= P7 and V0 3 = V7 which means that if no pressure losses in the bypass duct connecting
the cold and hot streams and no pressure loss in the mixing process, then:

123. Chapter 4. Turbofan

115
Ống phun tuabin
Ở đây cũng tiến hành kiểm tra tắc của ống phun tuabin:
&#3627408451;
08
&#3627408451;
&#3627408464;
=
1
[1−
1
??????
&#3627408481;&#3627408475;
(
&#3627409150;
&#3627408472;−1
&#3627409150;
&#3627408472;+1
)]
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
=
1
[1−
1
0,9
(
1,333−1
1,333+1
)]
1,333
1,333−1
=1,9835
&#3627408451;
08
&#3627408451;
&#3627408462;
=
84.91
24.47
=3.469
Khi
&#3627408451;08
&#3627408451;&#3627408464;
<
&#3627408451;08
&#3627408451;&#3627408462;
Thì ống phun bị tắc
&#3627408451;
09=&#3627408451;
&#3627408464;=42,81 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408455;
9=&#3627408455;
&#3627408464;=
2
&#3627409150;
ℎ+1
&#3627408455;
08=
730
1,167
=625,53 ??????
&#3627408457;
9=&#3627408457;
&#3627408466;ℎ=√&#3627409150;
ℎ&#3627408453;&#3627408455;
9=√1,333×0,287×625,53=489,267 &#3627408474;/&#3627408480;
&#3627409164;
11=
&#3627408451;
9
&#3627408453;&#3627408455;
9
=0,23845 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408474;
3

&#3627408436;
11=
&#3627408474;̇
&#3627408464;&#3627408476;&#3627408479;&#3627408466;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)
&#3627409164;
9&#3627408457;
9
=0,298 &#3627408474;
2

Lực đẩy (T)
&#3627408455;=&#3627408474;̇
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475;&#3627408457;
&#3627408466;&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475;+(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408474;̇
ℎ&#3627408457;
&#3627408466;ℎ−&#3627408474;̇
&#3627408481;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408462;&#3627408473;&#3627408457;
&#3627408467;&#3627408473;&#3627408470;&#3627408468;ℎ&#3627408481;+&#3627408451;
11&#3627408436;
11+&#3627408451;
9&#3627408436;
9−&#3627408451;
&#3627408462;&#3627408436;
&#3627408470;
&#3627408455;=283,12×315,67+0,81768×42,58×489,26−325,7×267,6+10
3
(30,4
+2,099+42,81×0,298−24,475×3,14)
∴&#3627408455;=18,97 &#3627408472;&#3627408449;
4.5 Động cơ trộn dòng quạt phía trước
Động cơ tuabin quạt trộn dòng luôn được tìm thấy trong động cơ một hoặc hai
đoạn. Trước đây nó chỉ được sử dụng cho các ứng dụng quân sự. Ngày nay nó được sử
dụng trong nhiều máy bay dân dụng nhưng hầu như tất cả các máy bay quân sự. Một ví
dụ cho động cơ hai đoạn trong máy bay dân dụng là dòng CFM56. Khí nén lạnh rời khỏi
quạt sẽ không thoát ra trực tiếp như mô tả trước đây mà đi qua một ống dẫn dài bao
quanh lõi động cơ rồi trộn với khí nóng rời khỏi tuabin thấp áp. Do đó, không khí lạnh
được làm nóng trong khi khí nóng được làm mát. Chỉ có một khí xả được hòa trộn được
xác định.
4.5.1 Động cơ tuabin quạt hai đoạn trộn dòng
Hầu hết các động cơ phản lực cánh quạt hỗn hợp hiện nay là động cơ hai đoạn.
Nếu phân tích tuabin quạt quạt hòa trộn so với tuabin quạt không hòa trộn, người ta sẽ
nhận thấy những cải tiến hợp lý sau; lực đẩy tạo ra, giảm tiếng ồn và tăng lực đào chiều.
Sau đây, một phân tích chi tiết của thể loại này sẽ được đưa ra. Hình 4.6 và 4.7
trình bày cách bố trí động cơ và biểu đồ T-s của nó.
Yêu cầu đối với quá trình trộn là áp suất tĩnh bằng nhau và vận tốc cũng bằng nhau.
Như vậy, từ ký hiệu bố trí, hai điều kiện này được quy định là &#3627408451;
3
′
=&#3627408451;
7 và &#3627408457;
3
′
=&#3627408457;
7 có
nghĩa là nếu không có tổn thất áp suất trong đường vòng nối dòng lạnh và nóng và không
có tổn thất áp suất trong quá trình hòa trộn thì:

124. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

116
&#3627408451;
010=&#3627408451;
03
′
=&#3627408451;
07=&#3627408451;
08 (4.25)
If losses exist in the fan bypass duct, then:
&#3627408451;
03
′
=&#3627408451;
010−∆&#3627408451;
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475; &#3627408465;&#3627408482;&#3627408464;&#3627408481; và &#3627408451;
07=&#3627408451;
08=&#3627408451;
03
′

In the above equation, no pressure drop is considered during the mixing process.

Fig. 4.6 Layout of a mixed two-spool turbofan

Fig. 4.7 Temperature–entropy diagram for two-spool mixed turbofan
In some engines like the CFM56 series, the mixing process takes place in a mixer
preceding the nozzle. It results in a quieter engine than if the mixer was not present.
1. Energy balance for the low-pressure spool
Considering a mechanical efficiency for the low-pressure spool of (ηm1), then:
&#3627408458;
fan+W
LPC=??????
&#3627408474;1??????
1W
LPT
&#3627408474;̇
&#3627408462;
(1+&#3627409149;)&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
010−&#3627408455;
02
)+&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
010
)
=??????
&#3627408474;1??????
1&#3627408474;̇
&#3627408462;
(1+&#3627408467;)&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07
) (4.26)

125. Chapter 4. Turbofan

117
&#3627408451;
010=&#3627408451;
03
′
=&#3627408451;
07=&#3627408451;
08 (4.25)
Nếu tổn thất tồn tại trong ống vòng quạt quạt, thì:
&#3627408451;
03
′
=&#3627408451;
010−∆&#3627408451;
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408475; &#3627408465;&#3627408482;&#3627408464;&#3627408481; và &#3627408451;
07=&#3627408451;
08=&#3627408451;
03
′

Trong phương trình trên, không xét đến sự sụt giảm áp suất trong quá trình trộn.

Hình 4.6 Bố trí của một động cơ tuabin quạt trộn hai đoạn

Hình 4.7 Đồ thị entropy - nhiệt độ của cho động cơ tuabin quạt trộn hai đoạn
Trong một số động cơ như dòng CFM56, quá trình trộn diễn ra trong bộ trộn trước
ống phun. Nó dẫn đến động cơ yên tĩnh hơn nếu không có bộ trộn.
1. Cân bằng năng lượng cho đoạn thấp áp
Xem xét hiệu suất cơ khí cho đoạn thấp áp là (ηm1), thì:
&#3627408458;
fan+W
LPC=??????
&#3627408474;1??????
1W
LPT
&#3627408474;̇
&#3627408462;
(1+&#3627409149;)&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
010−&#3627408455;
02
)+&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
010
)
=??????
&#3627408474;1??????
1&#3627408474;̇
&#3627408462;
(1+&#3627408467;)&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07
) (4.26)

126. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

118
2. Energy balance for the high-pressure spool
Also, a second mechanical efficiency for the high-pressure spool is (ηm2)
assumed:
&#3627408458;
&#3627408443;&#3627408451;??????=??????
&#3627408474;2??????
2W
HPT
Thus
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
03
)=??????
&#3627408474;2??????
2&#3627408474;̇
&#3627408462; (1+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
(&#3627408455;
05−&#3627408455;
06
) (4.27)
3. Mixing process
The hot gases leaving the low-pressure turbine and the cold air leaving the fan
bypass duct are mixed, giving new properties at state (8). Thus, such a process is
governed by the first law of thermodynamics as follows:
&#3627408443;
03
′
+&#3627408443;
07=&#3627408443;
08
&#3627409149;&#3627408474;̇
ℎ&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
&#3627408455;
03+&#3627408474;̇
ℎ (1+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
&#3627408455;
07=(1+&#3627409149;+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
&#3627408455;
08
which is reduced to:
&#3627409149;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
&#3627408455;
03+(1+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
&#3627408455;
07=&#3627408474;̇
ℎ (1+&#3627409149;+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
&#3627408455;
08 (4.28)
Now for a better evaluation of the gas properties after mixing, we can use
massweighted average properties of the gases at state (8) as follows:
&#3627408438;
&#3627408451;8
=
(1+&#3627408467;)&#3627408438;
&#3627408451;7
+&#3627409149;&#3627408438;
&#3627408451;3
1+&#3627408467;+&#3627409149;

&#3627408453;
8=
(1+&#3627408467;)&#3627408453;
7+&#3627409149;&#3627408453;
3
1+&#3627408467;+&#3627409149;

&#3627409150;
8=
&#3627408438;
&#3627408451;8
&#3627408438;
&#3627408451;8
−&#3627408453;
8

Consider the real case of mixing where normally losses are encountered and a
pressure drop is associated with the mixing process. Such pressure losses are either
given as the value ΔPmixing or as a ratio rm in the mixing process:
&#3627408451;
08=&#3627408451;
7−∆&#3627408451;
&#3627408474;&#3627408470;??????&#3627408470;&#3627408475;&#3627408468; hoặc
&#3627408451;
08=&#3627408479;
&#3627408474;&#3627408451;
07 &#3627408455;&#3627408479;&#3627408476;&#3627408475;&#3627408468; đó &#3627408479;
&#3627408474;<1≈0.98
Check nozzle choking as previously outlined. If the nozzle is unchoked, then the
exhaust velocity is calculated from the relation:
&#3627408457;
9=√
2&#3627409150;
&#3627408464;&#3627408453;&#3627408455;
08??????
&#3627408475;
&#3627409150;
&#3627408464;−1
[1−(
&#3627408451;
&#3627408462;
&#3627408451;
08
)
&#3627409150;&#3627408464;−1
&#3627409150;&#3627408464;
]
If the nozzle is choked, then &#3627408457;
6=√&#3627409150;
&#3627408464;&#3627408453;&#3627408455;
09=√
2&#3627409150;&#3627408464;
&#3627409150;&#3627408464;+1
&#3627408453;&#3627408455;
08
The thrust force is then given by the relation:
&#3627408455;=&#3627408474;̇
&#3627408462;
[(1+&#3627408467;+&#3627409149;)&#3627408457;
9−(1+&#3627409149;)&#3627408456;]+&#3627408436;
9(&#3627408451;
9−&#3627408451;
&#3627408462;) (4.29)

127. Chapter 4. Turbofan

119
2. Cân bằng năng lượng cho đoạn cao áp
Ngoài ra, hiệu suất cơ khí thứ hai của đoạn cao áp là (ηm2) được giả định:
&#3627408458;
&#3627408443;&#3627408451;??????=??????
&#3627408474;2??????
2W
HPT
Vì vậy
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
03
)=??????
&#3627408474;2??????
2&#3627408474;̇
&#3627408462; (1+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
(&#3627408455;
05−&#3627408455;
06
) (4.27)
3. Quá trình trộn
Khí nóng rời khỏi tuabin thấp áp và không khí lạnh rời khỏi ống vòng của quạt
được trộn lẫn, tạo ra đặc tính mới ở trạng thái (8). Do đó, một quá trình như vậy được
điều chỉnh bởi định luật thứ nhất của nhiệt động lực học như sau:
&#3627408443;
03
′
+&#3627408443;
07=&#3627408443;
08
&#3627409149;&#3627408474;̇
ℎ&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
&#3627408455;
03+&#3627408474;̇
ℎ (1+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
&#3627408455;
07=&#3627408474;̇
ℎ
(1+&#3627409149;+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
&#3627408455;
08
Đơn giản hóa ta được
&#3627409149;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
&#3627408455;
03+(1+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
&#3627408455;
07=(1+&#3627409149;+&#3627408467;)̇
&#3627408438;
&#3627408451;
ℎ
&#3627408455;
08 (4.28)
Bây giờ để đánh giá rõ hơn tính chất khí sau khi trộn ta có thể sử dụng tính chất
trung bình khối lượng của các khí ở trạng thái (8) như sau:
&#3627408438;
&#3627408451;8
=
(1+&#3627408467;)&#3627408438;
&#3627408451;7
+&#3627409149;&#3627408438;
&#3627408451;3
1+&#3627408467;+&#3627409149;

&#3627408453;
8=
(1+&#3627408467;)&#3627408453;
7+&#3627409149;&#3627408453;
3
1+&#3627408467;+&#3627409149;

&#3627409150;
8=
&#3627408438;
&#3627408451;8
&#3627408438;
&#3627408451;8
−&#3627408453;
8

Xem xét trường hợp thực tế của quá trình trộn trong đó tổn thất thông thường xảy
ra và sự sụt giảm áp suất có liên quan đến quá trình trộn. Tổn thất áp suất như vậy được
cho dưới dạng giá trị ΔPmixing hoặc theo tỷ lệ rm trong quá trình trộn:
&#3627408451;
08=&#3627408451;
7−∆&#3627408451;
&#3627408474;&#3627408470;??????&#3627408470;&#3627408475;&#3627408468;
hoặc &#3627408451;
08=&#3627408479;
&#3627408474;&#3627408451;
07 &#3627408455;&#3627408479;&#3627408476;&#3627408475;&#3627408468; đó &#3627408479;
&#3627408474;<1≈0,98
Kiểm tra tắc ống phun như đã nêu trước đó. Nếu ống phun không bị tắc, thì vận
tốc khí thải được tính theo công thức:
&#3627408457;
9=√
2&#3627409150;
&#3627408464;&#3627408453;&#3627408455;
08??????
&#3627408475;
&#3627409150;
&#3627408464;−1
[1−(
&#3627408451;
&#3627408462;
&#3627408451;
08
)
&#3627409150;&#3627408464;−1
&#3627409150;&#3627408464;
]
Nếu Ống phun bị tắc &#3627408457;
6=√&#3627409150;
&#3627408464;&#3627408453;&#3627408455;
09=√
2&#3627409150;&#3627408464;
&#3627409150;&#3627408464;+1
&#3627408453;&#3627408455;
08
Lực đẩy được xác định theo công thức:
&#3627408455;=&#3627408474;̇
&#3627408462;
[(1+&#3627408467;+&#3627409149;)&#3627408457;
9−(1+&#3627409149;)&#3627408456;]+&#3627408436;
9(&#3627408451;
9−&#3627408451;
&#3627408462;) (4.29)

128. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

120
4.5.2 Mixed Turbofan with Afterburner
Since more than three decades, most military aircrafts are powered by a low-
bypass ratio turbofan fitted with an afterburner. One of the earliest afterburning turbofan
engines is the Pratt & Whitney TF30 that powered the F-111 and the F-14A Tomcat.
First flight of the TF30 was in 1964 and production continued until 1986. Afterburning
gives a significant thrust boost for takeoff particularly from short runways like air
carriers, transonic acceleration, and combat maneuvers, but is very fuel intensive. This
engine is a mixed low-bypass ratio forward fan one. The mixed flow still has a sufficient
quantity of oxygen for another combustion process.
Thus, an afterburner is installed downstream of the low-pressure turbine and
upstream of the nozzle. Tremendous amounts of fuel are burnt in the afterburner when
it is lit. This rises the temperature of exhaust gases by a significant amount which results
in a higher exhaust velocity/engine specific thrust. For a turbofan engine, afterburning
(or reheat) offers greater gains because of the relatively low temperature, after mixing
of the hot and cold streams and the large quantity of the excess air available for
combustion. Exhaust nozzle is normally of the variable area type to furnish a suitable
media for different operating conditions. Unlike the main combustor, an afterburner can
operate at the ideal maximum (stoichiometric) temperature (i.e., about 2100 K). Now,
at a fixed total applied fuel-to-air ratio, the total fuel flow for a given fan airflow will be
the same, regardless of the dry specific thrust of the engine. However, a high specific
thrust turbofan will, by definition, have a higher nozzle pressure ratio, resulting in a
higher afterburning net thrust and, therefore, lower afterburning specific fuel
consumption.
Though afterburning turbofan engines are mostly two-spool engine, some few
single-spool ones are found. An example for single-spool afterburning is the SNECMA
M53 developed for the Dassault Mirage 2000 fighter. The engine is in service with
different air forces, including the latest Mirage 2000–5 and 2000–9 multirole fighters.
It had two variants, M 53–5 and M63-P2, which develop dry thrust, 54.0–64.7 kN, and
wet (afterburning thrust) of 86.3–95.1 kN. Overall pressure ratio is 9.8:1, bypass ratio
is 0.36:1, specific fuel consumption is 0.90 (kg/daN.h), and thrust-to-weight ratio is 6.5.
Examples for other two-spool afterburning turbofans are:
The Pratt & Whitney series F100-220 (thrust: 40 K), F100-229 (48 K), F100-232
(28 K), F119 (65 K), Eurojet EJ200, General Electric F110, Rolls-Royce Adour Mk.104,
Russian engine RD-133
It is interesting to add here that military engines are now so powerful that the latest
fighters can supercruise; (flying at sustained supersonic speed without the use of the
afterburner). Examples are the Lockheed Martin: F-22 Raptor and Eurofighter:
Eurofighter Typhoon can accelerate to supersonic speed (without using augmentation)
and then sustain such a speed indefinitely in dry thrust. F-22 can supercruise at Mach
1.82, while Eurofighter Typhoon can supercruise at Mach 1.1–1.5.

129. Chapter 4. Turbofan

121
4.5.2 Động cơ tua-bin quạt trộn dòng với bộ đốt sau
Kể từ hơn ba thập kỷ qua, hầu hết các máy bay quân sự đều được trang bị động cơ
phản lực cánh quạt có tỷ số vòng thấp được trang bị bộ đốt sau. Một trong những động
cơ phản lực cánh quạt đốt sau sớm nhất là Pratt & Whitney TF30 trang bị cho F-111 và
F-14A Tomcat. Chuyến bay đầu tiên của TF30 là vào năm 1964 và tiếp tục sản xuất cho
đến năm 1986. Quá trình đốt cháy sau giúp tăng lực đẩy đáng kể để cất cánh, đặc biệt là
từ các đường băng ngắn như tàu sân bay, tăng tốc siêu âm và cơ động chiến đấu, nhưng
rất tốn nhiên liệu. Động cơ này là một loại có tỷ số vòng thấp và một quạt phía trước.
Dòng trộn vẫn còn một lượng oxy đủ cho một quá trình cháy khác.
Vì vậy, một bộ đốt sau được lắp đặt phía sau tuabin thấp áp và phía trước ống
phun. Một lượng lớn nhiên liệu được đốt cháy trong buồng đốt sau khi đó nó được cháy
sáng. Điều này làm tăng nhiệt độ của khí xả lên một lượng đáng kể dẫn đến vận tốc khí
thải/lực đẩy của động cơ cao hơn. Đối với động cơ tuabin quạt, quá trình đốt cháy lại
(hoặc hâm nóng) mang lại lợi ích lớn hơn do nhiệt độ tương đối thấp, sau khi trộn các
luồng nóng và lạnh và một lượng lớn không khí thừa có sẵn để đốt cháy. Ống xả thường
thuộc loại diện tích thay đổi để cung cấp khả năng phù hợp cho các điều kiện vận hành
khác nhau. Không giống như bộ đốt chính, bộ đốt sau có thể hoạt động ở nhiệt độ (cân
bằng hóa học) tối đa lý tưởng (tức là khoảng 2100 K). Giờ đây, với tổng tỷ lệ nhiên liệu-
không khí được áp dụng cố định, tổng lưu lượng nhiên liệu cho một luồng không khí
quạt nhất định sẽ giống nhau, bất kể lực đẩy khô của động cơ. Tuy nhiên, theo định
nghĩa, một động cơ tuabin quạt có lực đẩy cao sẽ có tỷ lệ áp suất ống phun cao hơn, dẫn
đến lực đẩy thực của quá trình đốt cháy sau cao hơn và do đó, mức tiêu thụ nhiên liệu
cho quá trình cháy sau thấp hơn.
Mặc dù các động cơ tuabin quạt đốt sau chủ yếu là động cơ hai đoạn, một số ít
động cơ một đoạn được tìm thấy. Một ví dụ về đốt sau một đoạn là SNECMA M53 được
phát triển cho máy bay chiến đấu Dassault Mirage 2000. Động cơ này đang phục vụ cho
các lực lượng không quân khác nhau, bao gồm cả máy bay chiến đấu đa năng Mirage
2000–5 và 2000–9 mới nhất. Nó có hai biến thể, M 53–5 và M63-P2, phát triển lực đẩy
khô 54,0–64,7 kN và ướt (lực đẩy đốt sau) 86,3–95,1 kN. Tỷ lệ áp suất tổng thể là 9,8:1,
tỷ lệ vòng là 0,36:1, mức tiêu thụ nhiên liệu cụ thể là 0,90 (kg/kN.h) và tỷ lệ lực đẩy
trên trọng lượng là 6,5. Ví dụ cho các động cơ phản lực đốt sau hai đoạn khác là:
Sê-ri Pratt & Whitney F100-220 (lực đẩy: 40 K), F100-229 (48 K), F100-232 (28 K),
F119 (65 K); Eurojet EJ200; Tổng Điện F110; Rolls-Royce Adour Mk.104; Động cơ
Nga RD-133
Thật thú vị khi nói thêm ở đây rằng các động cơ quân sự hiện nay mạnh đến mức
các máy bay chiến đấu mới nhất có thể bay siêu tốc; (bay ở tốc độ siêu âm duy trì mà
không cần sử dụng bộ đốt sau). Ví dụ như Lockheed Martin: F-22 Raptor và Eurofighter:
Eurofighter Typhoon có thể tăng tốc đến tốc độ siêu thanh (không sử dụng bộ tăng
cường) và sau đó duy trì tốc độ như vậy vô thời hạn trong lực đẩy khô. F-22 có thể siêu
hành trình ở tốc độ Mach 1,82, trong khi Eurofighter Typhoon có thể siêu hành trình ở
tốc độ Mach 1,1–1,5.

130. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

122
A. Forward fan mixed afterburning low-bypass turbofan (LBPT) engine. The flow
mixing will be the only difference in the cycle from that of afterburning turbojet engine.
Figure 4.8 shows the configuration of a single-spool afterburning turbofan engine, while
Fig.4.9 shows its T-s diagram, and Fig. 4.10 shows its block diagram together with its
input and output data.

Fig. 4.8 Configuration of mixed turbofan with afterburner

Fig. 4.9 T-s diagram for a single-spool mixed turbofan with afterburner

131. Chapter 4. Turbofan

123
Một động cơ tuabin quạt tỉ số vòng thấp, tộn dòng và đốt sau (LBPT) Sự trộn dòng
chảy sẽ là điểm khác biệt duy nhất trong chu trình so với chu trình của động cơ phản lực
đốt sau. Hình 4.8 cho thấy cấu hình của động cơ tuabin quạt đốt sau một đoạn, trong khi
Hình 4.9 cho thấy đồ thị T-s của nó và Hình 4.10 cho thấy sơ đồ khối cùng với dữ liệu
đầu vào và đầu ra.

Hình 4.8 Cấu hình của động cơ tuabin quạt trộn dòng và có đốt sau

Hình 4.9 Đồ thị T-s cho động cơ tuabin quạt một đoạn trộn dòng có bộ đốt sau

132. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

124

Fig. 4.10 Block diagram for a single-spool mixed afterburning turbofan engine
A typical layout of a two-spool afterburning turbofan engine is displayed in Fig.
4.11, while its T-s diagram for an ideal cycle is shown in Fig. 4.12.
The same conditions necessary for mixing described above still hold. Thus, the
following relation stands for ideal conditions (no pressure losses):
&#3627408451;
010=&#3627408451;
07=&#3627408451;
08=&#3627408451;
011
Normally mixing process is associated with pressure losses, which may be
governed by either one of the following equations for losses:
&#3627408451;
08=&#3627408451;
07−∆&#3627408451;
&#3627408474;&#3627408470;??????&#3627408470;&#3627408475;&#3627408468;
Or &#3627408451;
08=&#3627408479;
&#3627408474;&#3627408451;
07 &#3627408484;ℎ&#3627408466;&#3627408479;&#3627408466; ??????&#3627408475; &#3627408479;
&#3627408474;<1≈0.98

Fig. 4.11 Layout of a typical two-spool mixed afterburning engine

133. Chapter 4. Turbofan

125

Hình 4.10 Sơ đồ khối cho động cơ tuabin quạt đốt sau trộn dòng một đoạn
Sơ đồ bố trí điển hình của động cơ phản lực cánh quạt đốt sau hai đoạn được hiển
thị trong Hình 4.11, trong khi sơ đồ T-s của nó cho một chu trình lý tưởng được hiển thị
trong Hình 4.12.
Các điều kiện tương tự cần thiết để trộn được mô tả ở trên vẫn được giữ nguyên.
Do đó, mối quan hệ sau đây là viết tắt của điều kiện lý tưởng (không có tổn thất áp suất):
&#3627408451;
010=&#3627408451;
07=&#3627408451;
08=&#3627408451;
011
Thông thường, quá trình trộn có liên quan đến tổn thất áp suất, có thể được điều
chỉnh bởi một trong các phương trình sau đối với tổn thất:
&#3627408451;
08=&#3627408451;
07−∆&#3627408451;
&#3627408474;&#3627408470;??????&#3627408470;&#3627408475;&#3627408468;
Hoặc &#3627408451;
08=&#3627408479;
&#3627408474;&#3627408451;
07 &#3627408455;&#3627408479;&#3627408476;&#3627408475;&#3627408468; đó &#3627408479;
&#3627408474;<1≈0,98


Hình 4.11 Bố trí của động cơ đốt sau trộn dòng hai đoạn điển hình

134. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

126

Fig. 4.12 T-s diagram for two-spool mixed afterburning engine
Here P011 is the total pressure at the outlet of the afterburner, when it is operative.
Moreover, the outlet temperature of the afterburner is T011 which is known in advance.
It is limited by the maximum temperature that the material of afterburner can withstand.
However, it could be much higher than the total turbine inlet temperature (TIT) due to
the absence of mechanical stresses arising from centrifugal forces created by the rotation
of the turbine blades.
Now the mass balance in the afterburner gives the following afterburner fuel-toair
ratio (fab), where (fab) defined as:
&#3627408467;
&#3627408462;&#3627408463;=
&#3627408474;̇
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408463;
&#3627408474;̇
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ
(4.30)
Then the energy balance of the afterburner yields the relation:
&#3627408467;
&#3627408462;&#3627408463;=
??????&#3627408451;11??????011−??????&#3627408451;8??????08
??????
&#3627408462;&#3627408463;&#3627408452;????????????−??????&#3627408451;11??????011
(4.31)
The pressure loss in the afterburner is also governed by the relation:
&#3627408451;
09??????=&#3627408451;
08−∆&#3627408451;
&#3627408462;&#3627408463;
Next a convergent–divergent nozzle will enhance a full expansion to the ambient
pressure. Thus, the jet speed will be given by the relation:
∴&#3627408457;
12
√1&#3627408438;
&#3627408451;11&#3627408455;
11[1−(
&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408451;11
)
??????11−1
??????11
] (4.32)
The thrust force is now:
&#3627408455;=&#3627408474;̇
&#3627408466;&#3627408457;
12−&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408457;
∝
With the exhaust mass flow rate defined as:
&#3627408474;̇
&#3627408466;=&#3627408474;
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ
(1+&#3627408467;)+&#3627408474;̇
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408463;
&#3627408474;̇
&#3627408466;={&#3627408474;̇
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ
(1+&#3627408467;)}(1+&#3627408467;
&#3627408462;&#3627408463;)

135. Chapter 4. Turbofan

127

Hình 4.12 Đồ thị T-s của động cơ đốt sau trộn dòng hai đoạn
Ở đây P011 là tổng áp suất ở đầu ra của bộ đốt sau, khi nó hoạt động. Ngoài ra, nhiệt
độ đầu ra của bộ đốt sau là T011 đã biết trước. Nó bị giới hạn bởi nhiệt độ tối đa mà vật
liệu đốt sau có thể chịu được. Tuy nhiên, nó có thể cao hơn nhiều so với tổng nhiệt độ
đầu vào tua-bin (TIT) do không có ứng suất cơ học phát sinh từ lực ly tâm tạo ra khi
quay các cánh tua-bin.
Giờ đây, sự cân bằng khối lượng trong bộ đốt sau cho tỷ lệ nhiên liệu trên không
khí của bộ đốt sau (fab), trong đó (fab) được định nghĩa là:
&#3627408467;
&#3627408462;&#3627408463;=
&#3627408474;̇
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408463;
&#3627408474;̇
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ
(4.30)
Sau đó, sự cân bằng năng lượng của bộ đốt sau theo công thức:
&#3627408467;
&#3627408462;&#3627408463;=
??????&#3627408451;11??????011−??????&#3627408451;8??????08
??????
&#3627408462;&#3627408463;&#3627408452;????????????−??????&#3627408451;11??????011
(4.31)
Tổn thất áp suất trong bộ đốt sau cũng bị chi phối bởi công thức:
&#3627408451;
09??????=&#3627408451;
08−∆&#3627408451;
&#3627408462;&#3627408463;
Tiếp theo, một vòi phân kỳ hội tụ sẽ tăng cường sự giãn nở hoàn toàn đối với áp
suất xung quanh. Do đó, tốc độ phản lực sẽ được đưa ra bởi mối quan hệ:
∴&#3627408457;
12
√1&#3627408438;
&#3627408451;11&#3627408455;
11[1−(
&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408451;11
)
??????11−1
??????11
] (4.32)
Lực đẩy lúc này là:
&#3627408455;=&#3627408474;̇
&#3627408466;&#3627408457;
12−&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408457;
∝
Với lưu lượng khối lượng khí thải được định nghĩa là:
&#3627408474;̇
&#3627408466;=&#3627408474;
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ
(1+&#3627408467;)+&#3627408474;̇
&#3627408467;&#3627408462;&#3627408463;
&#3627408474;̇
&#3627408466;={&#3627408474;̇
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ
(1+&#3627408467;)}(1+&#3627408467;
&#3627408462;&#3627408463;)

136. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

128
Then the thrust is now expressed as:
&#3627408455;={&#3627408474;̇
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ
(1+&#3627408467;)}(1+&#3627408467;
&#3627408462;&#3627408463;
)&#3627408457;
12−(&#3627408474;̇
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ)&#3627408457;
∝ (4.33)
4.5.3 Geared Turbofan (GTF)
Geared turbofans are of the two-spool unmixed forward fan category (Figs. 4.13
and 4.14). Since the fan is normally part of the low spool, both fan and LPT are turning
at the same speed (N1). This speed, however, often is a compromise. The fan really
operates more efficiently at low rotational speeds (rpm), while the rest of the low spool
is more efficient at higher speeds. Putting a reduction gear in between these components
makes it possible for the fan and the low spool to run at their optimum speed, namely,
N1 for fan and N3 for LPT. This in turn will minimize the possibility of formation of
shock waves in the fan leading to a higher efficiency.
The other advantages are more fuel efficiency, reduced noise levels, reduced
emission (CO2 and NOx), fewer engine parts (fewer compressors and turbine stages),
as well as reduction in overall operating costs. Gearbox used here is of the planetary
type as shown in Fig. 4.13. Planetary gearbox is recommended as its length is short to
match with minimum size requirements of turbofan engines.
Examples of geared turbofan engines Low-pressure spool may be either composed
of a fan driven by low-pressure turbine or a fan and low-pressure compressor
representing the compression section driven by a low-pressure turbine. In either cases,
a reduction gearbox is located directly downstream the fan.

Fig. 4.13 Layout of geared turbofan (top) and planetary gearbox (bottom). (1) Fan (2)
planetary gearbox

137. Chapter 4. Turbofan

129
Lực đẩy bây giờ được xác định bằng:
&#3627408455;={&#3627408474;̇
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ
(1+&#3627408467;)}(1+&#3627408467;
&#3627408462;&#3627408463;
)&#3627408457;
12−(&#3627408474;̇
&#3627408464;+&#3627408474;̇
ℎ)&#3627408457;
∝ (4.33)
4.5.3 Tuabin quạt có bánh răng (GTF)
Động cơ tuabin quạt có hộp số không trộn dòng quạt trước hai đoạn (Hình 4.13 và
4.14). Vì quạt thường là một phần của ống cuộn thấp nên cả quạt và LPT đều quay ở
cùng tốc độ (N1). Tốc độ này, tuy nhiên, thường là một sự thu xếp. Quạt thực sự hoạt
động hiệu quả hơn ở tốc độ quay thấp (vòng/phút), trong khi phần còn lại của đoạn thấp
hoạt động hiệu quả hơn ở tốc độ cao hơn. Việc đặt một bánh răng giảm tốc ở giữa các
bộ phận này giúp quạt và đoạn thấp có thể chạy ở tốc độ tối ưu, cụ thể là N1 cho quạt và
N3 cho tuabin thấp áp LPT. Điều này sẽ giảm thiểu khả năng hình thành sóng xung kích
trong quạt dẫn đến hiệu suất cao hơn.
Các ưu điểm khác là tiết kiệm nhiên liệu hơn, giảm độ ồn, giảm khí thải (CO2 và
NOx), ít bộ phận động cơ hơn (ít máy nén và giai đoạn tua-bin hơn), cũng như giảm chi
phí vận hành tổng thể. Hộp số được sử dụng ở đây là loại hành tinh như hình 4.13. Bánh
răng hành tinh được khuyên dùng vì chiều dài của nó ngắn để phù hợp với yêu cầu về
kích thước tối thiểu của động cơ phản lực cánh quạt.
Ví dụ về động cơ tuabin quạt có hộp số đoạn áp suất thấp có thể bao gồm quạt
được dẫn động bởi tuabin thấp áp hoặc quạt và máy nén thấp áp đại diện cho phần nén
được dẫn động bởi tuabin áp suất thấp. Trong cả hai trường hợp, bánh răng giảm tốc
được đặt ngay phía sau quạt.

Hình 4.13 Sơ đồ bố trí động cơ tuabin quạt (trên) và bánh răng hành tinh (dưới). (1)
Quạt (2) bánh răng hành tinh

138. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

130

Fig. 4.14 Lycoming ALF502R geared turbofan
An example for geared turbofan is the Honeywell LF 507 produced by Lycoming,
AlliedSignal, and then Honeywell Aerospace. The earlier ALF 502 was certified in 1980
[16]. The improved, higher-thrust LF 507 was used on the Avro RJ update of the British
Aerospace BAe 146. Lycoming ALF502R shown in Fig. 4.14.
A second example is Pratt &Whitney PurePower PW1000G series (PW1100/
1200/1400/1500/1700 G/1900) engine which represents the future geared turbofan
scheduled for 2015–2018 [17]. It will power A320neo, MRJ, MS-21, and CSeries.
The PurePower PW1000G engine family has a maximum thrust in the range 62–100
kN. It also has the following advantages;
It improves fuel burnup to 16 % versus today’s best engines. That alone could
save airlines nearly $1,400,000 per aircraft per year It cuts carbon emissions by more
than 3500 t per aircraft per year. That’s equal to the effect of planting more than 900,000
trees.
It will be ready to power aircraft well with biofuels since it has successfully been
tested with alternative fuel.
Its TALON™ X combustor slashes polluting emissions. Thus, it will surpass the
most stringent standards (CAEP/6) by 50 % for nitrous oxide (NOx).
It slashes aircraft noise footprints by up to 75 %—a big relief to communities. At
up to 20 dB below today’s most stringent standard, it is the quietest engine in its class,
meaning lower noise fees, shorter flight tracks, extended curfew operation, and quieter
cabins.
Now, concerning thermodynamic analysis of geared turbofan, if the mechanical
efficiency of gearbox is ηgb, then two cases are examined. Firstly, the low-pressure
spool is composed of fan and a low-pressure turbine. The fan states are 2 and 3 and the
LPT states are 6 and 7. Then energy balance is expressed by the relation:

139. Chapter 4. Turbofan

131

Hình 4.14 Động cơ tuabin quạt bánh răng Lycoming ALF502R
Một ví dụ về tuabin quạt có bánh răng là Honeywell LF 507 được sản xuất bởi
Lycoming, AlliedSignal, và sau đó là Honeywell Aerospace. ALF 502 trước đó đã được
chứng nhận vào năm 1980. LF 507 được cải tiến, lực đẩy cao hơn đã được sử dụng trên
bản cập nhật Avro RJ của British Aerospace BAe 146. Lycoming ALF502R được minh
họa trong Hình 4.14.
Ví dụ thứ hai là động cơ Pratt &Whitney PurePower dòng PW1000G (PW1100/
1200/1400/1500/1700 G/1900) đại diện cho động cơ tuabin quạt hướng trong tương lai
được lên kế hoạch cho năm 2015–2018. Nó cung cấp công suất cho A320neo, MRJ,
MS-21 và CSeries.
Dòng động cơ PurePower PW1000G có lực đẩy tối đa trong khoảng 62–100 kN.
Nó cũng có những ưu điểm sau:
Nó cải thiện khả năng đốt cháy nhiên liệu tới 16 % so với các động cơ tốt nhất hiện
nay. Chỉ riêng điều đó thôi đã có thể tiết kiệm cho các hãng hàng không gần 1.400.000
USD mỗi máy bay mỗi năm. Nó cắt giảm lượng khí thải carbon hơn 3500 tấn mỗi máy
bay mỗi năm. Điều đó tương đương với hiệu quả của việc trồng hơn 900.000 cây xanh.
Nó sẽ sẵn sàng cung cấp năng lượng tốt cho máy bay bằng nhiên liệu sinh học vì
nó đã được thử nghiệm thành công với nhiên liệu thay thế.
Bộ đốt TALON™ X của nó cắt giảm lượng khí thải gây ô nhiễm. Như vậy, nó sẽ
vượt 50% tiêu chuẩn khắt khe nhất (CAEP/6) đối với oxit nitơ (NOx).
Nó giảm tới 75% tiếng ồn của máy bay—một sự cứu trợ lớn cho cộng đồng. Ở
mức thấp hơn tới 20 dB so với tiêu chuẩn nghiêm ngặt nhất hiện nay, đây là động cơ
yên tĩnh nhất trong lớp, nghĩa là phí tiếng ồn thấp hơn, đường bay ngắn hơn, hoạt động
trong giờ giới nghiêm kéo dài và cabin yên tĩnh hơn.
Bây giờ, liên quan đến phân tích nhiệt động lực học của động cơ phản lực cánh
quạt, nếu hiệu suất cơ học của hộp số là ηgb, thì hai trường hợp sẽ được kiểm tra. Đầu
tiên, ống cuộn áp suất thấp bao gồm quạt và tuabin áp suất thấp. Các trạng thái của quạt
là 2 và 3 và các trạng thái LPT là 6 và 7. Sau đó, cân bằng năng lượng được biểu thị
bằng mối quan hệ:

140. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

132
(1+&#3627409149;)&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)=??????
&#3627408468;&#3627408463;??????
1??????
&#3627408474;1&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07) (4.34)
where b = m_ b m_ a is the air bleed ratio defining the ratio between the air bled
and the HPC to the core airflow rate.
In the second case, the low-pressure turbine (states 6 and 7) drives both fan (states
2 and 10) and low-pressure compressor (states 10 and 3). Then the energy balance
equation will be expressed as:
(1+&#3627409149;)&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
010−&#3627408455;
02
)+&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
010
)
=??????
&#3627408468;&#3627408463;??????
1??????
&#3627408474;1&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;) ×&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07) (4.35)
Concerning the high-pressure spool, with an air bled from a station just
downstream of HPC and prior of combustion chamber:
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
03
)=??????
2??????
&#3627408474;2&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;) ×&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
05−&#3627408455;
06 (4.36)
Next, if air is bled from at a station within the high-pressure compressor (HPC),
identified by the pressure P03b, then the energy balance of the high-pressure spool is
given by:
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03&#3627408463;−&#3627408455;
03
)+&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(1−&#3627408463;)(&#3627408455;
04−&#3627408455;
03&#3627408463;
)
=??????
2??????
&#3627408474;2&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;) ×&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
05−&#3627408455;
06) (4.37)
4.6 Forward Fan Unmixed Three-Spool Engine
The three-spool engine is composed of a low-pressure, intermediate-pressure, and
high-pressure spools running at different speeds (N1, N2, and N3). The fan and the low-
pressure turbine (LPT) compose the low-pressure spool. The intermediate spool is
composed of an intermediate-pressure compressor (IPC) and intermediate-pressure
turbine (IPT). The high-pressure spool is also composed of a high-pressure compressor
(HPC) and high-pressure turbine (HPT). Rolls-Royce was the first aero engine
manufacturer to design, develop, and produce the threespool turbofan engine. The Rolls-
Royce RB211 was the first three-spool engine to enter service (1972). Later on several
manufacturers developed and manufactured this type of engines.
The main advantages of three-spool arrangement:
1. Shorter modules and shafts which result in a shorted engine
(a) Single-stage fan with no booster stages
(b) Fewer overall compressor stages and fewer variable stages
(c) Shorter high-pressure compressor
2. Higher efficiencies as each spool is running at its “optimum speed”
3. Greater engine rigidity
4. Lighter weight
The main drawbacks of this three-spool category are that they are more complex
to build and maintain.
Examples for three-spool engines

141. Chapter 4. Turbofan

133
(1+&#3627409149;)&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)=??????
&#3627408468;&#3627408463;??????
1??????
&#3627408474;1&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07) (4.34)
Trong đó &#3627408463;=
&#3627408474;̇
&#3627408462;
&#3627408474;̇
&#3627408463;
là tỷ lệ thổi khí xác định tỷ lệ giữa thổi khí và HPC với tốc độ
luồng khí lõi.
Trong trường hợp thứ hai, tuabin áp suất thấp (trạng thái 6 và 7) dẫn động cả quạt
(trạng thái 2 và 10) và máy nén áp suất thấp (trạng thái 10 và 3). Khi đó phương trình
cân bằng năng lượng sẽ được biểu diễn dưới dạng:
(1+&#3627409149;)&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
010−&#3627408455;
02
)+&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
010
)
=??????
&#3627408468;&#3627408463;??????
1??????
&#3627408474;1&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;) ×&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07) (4.35)
Liên quan đến ống đệm áp suất cao, với luồng không khí được thổi ra từ một trạm
ngay phía sau HPC và trước buồng đốt:
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
03
)=??????
2??????
&#3627408474;2&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;) ×&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
05−&#3627408455;
06 (4.36)
Tiếp theo, nếu không khí được thổi ra từ một trạm trong máy nén áp suất cao
(HPC), được xác định bằng áp suất P03b, thì cân bằng năng lượng của ống đệm áp suất
cao được cho bởi:
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03&#3627408463;−&#3627408455;
03
)+&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(1−&#3627408463;)(&#3627408455;
04−&#3627408455;
03&#3627408463;
)
=??????
2??????
&#3627408474;2&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;) ×&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
05−&#3627408455;
06) (4.37)
4.6 Động cơ không trộn ba đoạn quạt phía trước
Động cơ ba ống bao gồm một ống áp suất thấp, áp suất trung bình và áp suất cao
chạy ở các tốc độ khác nhau (N1, N2 và N3). Quạt và tuabin áp suất thấp (LPT) tạo thành
ống đệm áp suất thấp. Ống cuộn trung gian bao gồm một máy nén áp suất trung gian
(IPC) và tuabin áp suất trung gian (IPT). Ống cao áp cũng bao gồm máy nén cao áp
(HPC) và tuabin cao áp (HPT). Rolls-Royce là nhà sản xuất động cơ hàng không đầu
tiên thiết kế, phát triển và sản xuất động cơ phản lực cánh quạt ba ống. Rolls-Royce
RB211 là động cơ ba ống đầu tiên được đưa vào sử dụng (1972). Sau đó, một số nhà sản
xuất đã phát triển và sản xuất loại động cơ này.
Những ưu điểm chính của sự sắp xếp ba đoạn:
1. Các mô-đun và trục ngắn hơn dẫn đến động cơ ngắn hơn
(a) Quạt một tầng không có tầng tăng áp
(b) Ít giai đoạn máy nén tổng thể hơn và ít giai đoạn thay đổi hơn
(c) Máy nén cao áp ngắn hơn
2. Hiệu quả cao hơn khi mỗi đoạn chỉ chạy ở “tốc độ tối ưu” của nó
3. Độ cứng vững của động cơ cao hơn
4. Trọng lượng nhẹ hơn
Hạn chế chính của loại ba đoạn này là chúng phức tạp hơn để chế tạo và bảo trì.
Ví dụ cho động cơ ba đoạn

142. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

134
1. Rolls-Royce RB211
The first of the whole series was RB211-22 series which first saw service in
1972.Its thrust rating is 169 kN. Several subsequent series were developed with thrust
rating of 222–270 kN, featured FADEC (full authority digital engine—or electronics—
control), and wide-chord fan (which increases efficiency, reduces noise, and gives added
protection against foreign object damage).
2. Rolls-Royce Trent
It is a family of high-bypass developed from RB211 with thrust ratings of 236–
423 kN. Its layout provides lighter weight and better performance. It features the wide-
chord fan and single crystal high-pressure turbine blades with improved performance
and durability. The core turbomachinery is brand new, giving better performance, noise,
and pollution levels.
The layout of this engine and the T-s diagram is shown in Figs. 4.15 and 4.16. Air
bleed is also extracted from the high-pressure compressor at station (4b), not shown.
1. Energy balance of the 1st spool (fan and LPT)
(1+&#3627409149;)&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)=??????
&#3627408474;1??????
1??????
&#3627408474;1&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
08−&#3627408455;
09) (4.38)
2. Energy balance for the intermediate spool (IPC and IPT)
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
03
)=??????
&#3627408474;2??????
2??????
&#3627408474;1&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
07−&#3627408455;
08) (4.39)

Fig. 4.15 Layout of a three-spool engine

143. Chapter 4. Turbofan

135
1. Rolls-Royce RB211
Sản phẩm đầu tiên trong toàn bộ sê-ri là sê-ri RB211-22 [18] lần đầu tiên được đưa
vào sử dụng vào năm 1972. Định mức lực đẩy của nó là 169 kN. Một số sê-ri tiếp theo
được phát triển với định mức lực đẩy là 222–270 kN, có FADEC (điều khiển động cơ
kỹ thuật số hoàn toàn - hoặc thiết bị điện tử - điều khiển) và quạt hợp âm rộng (giúp tăng
hiệu quả, giảm tiếng ồn và tăng cường bảo vệ chống lại tác hại của vật thể lạ) .
2. Rolls-Royce Trent
Nó là dòng sản phẩm có đường vòng cao được phát triển từ RB211 với lực đẩy
định mức là 236–423 kN. Bố cục của nó cung cấp trọng lượng nhẹ hơn và hiệu suất tốt
hơn. Nó có quạt hợp âm rộng và cánh quạt tuabin áp suất cao đơn tinh thể với hiệu suất
và độ bền được cải thiện. Bộ máy tuốc-bin cốt lõi hoàn toàn mới, mang lại hiệu suất,
tiếng ồn và mức độ ô nhiễm tốt hơn.
Bố cục của động cơ này và sơ đồ T-s được thể hiện trong Hình 4.15 và 4.16. Khí
trích cũng được lấy ra từ máy nén áp suất cao ở trạm (4b), không được hiển thị.
1. Cân bằng năng lượng của ống thứ nhất (quạt và LPT)
(1+&#3627409149;)&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)=??????
&#3627408474;1??????
1??????
&#3627408474;1&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
08−&#3627408455;
09) (4.38)
2. Cân bằng năng lượng cho ống trung gian (IPC và IPT)
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
03
)=??????
&#3627408474;2??????
2??????
&#3627408474;1&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
07−&#3627408455;
08) (4.39)

Hình 4.15 Bố trí của động cơ ba đoạn

144. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

136

Fig. 4.16 T-s diagram for a three-spool turbofan
3. Energy balance for the high-pressure spool (HPC and HPT) with inter-bleed stage at
(4b)
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
04&#3627408463;−&#3627408455;
04
)+(1−&#3627408463;)&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
05−&#3627408455;
04&#3627408463;
)
=??????
&#3627408474;3??????
3&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07) (4.40)
The same procedure discussed earlier in evaluating the fuel-to-air ratio, jet
velocities of the cold air, and hot gases from the fan and turbine nozzles may be followed
here. The propulsive, thermal, and overall efficiencies are obtained following the
appropriate equations.
Example 4.3 A. Triple-spool unmixed turbofan engine (Trent 700) is shown in Fig. 4.17.
Bleed air having a percentage of 8 % is taken from HP compressor to cool HP and IP
turbines as shown in Fig. 4.18. Engine has the following data in Table 4.3 below:
For takeoff operation where Mach number M=0.2 at sea level, calculate:
1. The total temperature at the outlet of the fan and intermediate- and high-pressure
compressors
2. The total temperature at the outlet of the high-, intermediate-, and low-pressure
Turbines

Fig. 4.17 Layout of unmixed three-spool engine (Trent 700)

145. Chapter 4. Turbofan

137

Hình 4.16 Đồ thị T-s cho động cơ tuabin quạt ba đoạn.
3. Cân bằng năng lượng cho đoạn cao áp (HPC và HPT) với tầng trích khí bên trong ở
(4b)
&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
04&#3627408463;−&#3627408455;
04
)+(1−&#3627408463;)&#3627408474;̇
&#3627408462;&#3627408438;
&#3627408451;&#3627408464;
(&#3627408455;
05−&#3627408455;
04&#3627408463;
)
=??????
&#3627408474;3??????
3&#3627408474;̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)&#3627408438;
&#3627408451;ℎ(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07) (4.40)
Quá trình tương tự đã thảo luận trước đó trong việc đánh giá tỷ lệ nhiên liệu-không
khí, vận tốc phản lực của không khí lạnh và khí nóng từ quạt và ống phun tua-bin có thể
được thực hiện tại đây. Hiệu suất đẩy, nhiệt và tổng thể thu được theo các phương trình
thích hợp.
Ví dụ 4.3 Một động cơ tuabin quạt không trộn hợp ba đoạn (Trent 700) được minh họa
trong Hình 4.17. Khí thải có tỷ lệ 8 % được lấy từ máy nén HP để làm mát tuabin HP
và IP như trong Hình 4.18. Engine có các số liệu trong bảng 4.3 dưới đây:
Đối với hoạt động cất cánh khi số Mach M=0,2 ở mực nước biển, hãy tính:
1. Tổng nhiệt độ ở đầu ra của quạt và máy nén trung áp và cao áp
2. Tổng nhiệt độ ở đầu ra của Tua bin áp suất cao, trung bình và áp suất thấp

Hình 4.17 Bố cục của động cơ ba đoạn không trộn (Trent 700)

146. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

138

Fig. 4.18 Layout of threespool engine and air bleed details
Table 6.4 A triple-spool unmixed turbofan engine operating conditions (Trent 700)

3. The pressure and temperature at the outlet of cold and hot nozzles
4. Specific thrust, thrust specific fuel consumption, and propulsive, thermal, and
overall efficiencies
Solution
At takeoff (M=0.2) at sea level Cycle analysis from Figs. 6.26 and 6.27:
Diffuser (a–2)
&#3627408451;
02=&#3627408451;
&#3627408462;(1+??????
&#3627408465;
&#3627409150;
&#3627408464;−1
2
&#3627408448;
&#3627408462;
2
)
&#3627409150;&#3627408464;
&#3627409150;&#3627408464;−1
=1.0384×10
5
Pa
&#3627408455;
&#3627408476;2=&#3627408455;
&#3627408462;(1+
&#3627409150;
&#3627408464;−1
2
&#3627408448;
&#3627408462;
2
)=290.4653 K
Fan (2-3)
&#3627408451;
03=&#3627408451;
&#3627408462;&#3627409163;
&#3627408467;=1.5057×10
5
Pa
&#3627408455;
03=&#3627408455;
02(1+
&#3627409163;
&#3627408467;
&#3627409150;&#3627408464;
&#3627409150;&#3627408464;−1
−1
??????
&#3627408467;
)=326.6124 K
Intermediate-pressure compressor (IPC) (3–4)
&#3627408451;
04=&#3627408451;
&#3627408462;&#3627409163;
&#3627408444;&#3627408451;??????=8.377×10
5
Pa
&#3627408455;
04=&#3627408455;
03(1+
&#3627409163;
&#3627408444;&#3627408451;??????
&#3627409150;
&#3627408464;
&#3627409150;&#3627408464;−1
−1
??????
&#3627408444;&#3627408451;??????
)=566.0401 K

147. Chapter 4. Turbofan

139

Hình 4.18 Bố trí chi tiết động cơ ba đoạn và trích khí
Bảng 4.3 Điều kiện vận hành của động cơ phản lực cánh quạt không hỗn hợp ba ống chỉ
(Trent 700)

3. Áp suất và nhiệt độ ở đầu ra của vòi nóng và lạnh
4. Lực đẩy cụ thể, mức tiêu thụ nhiên liệu cụ thể của lực đẩy và hiệu suất đẩy,
nhiệt và tổng thể
Lời giải
Khi cất cánh (M=0,2) ở mực nước biển Phân tích chu kỳ từ Hình. 6.26 và 6.27:
Bộ khuếch tán (a–2)
&#3627408451;
02=&#3627408451;
&#3627408462;(1+??????
&#3627408465;
&#3627409150;
&#3627408464;−1
2
&#3627408448;
&#3627408462;
2
)
&#3627409150;&#3627408464;
&#3627409150;&#3627408464;−1
=1.0384×10
5
Pa
&#3627408455;
&#3627408476;2=&#3627408455;
&#3627408462;(1+
&#3627409150;
&#3627408464;−1
2
&#3627408448;
&#3627408462;
2
)=290.4653 K
Quạt (2-3)
&#3627408451;
03=&#3627408451;
&#3627408462;&#3627409163;
&#3627408467;=1.5057×10
5
Pa
&#3627408455;
03=&#3627408455;
02(1+
&#3627409163;
&#3627408467;
&#3627409150;&#3627408464;
&#3627409150;&#3627408464;−1
−1
??????
&#3627408467;
)=326.6124 K
Máy nén trung áp (IPC) (3–4)
&#3627408451;
04=&#3627408451;
&#3627408462;&#3627409163;
&#3627408444;&#3627408451;??????=8.377×10
5
Pa
&#3627408455;
04=&#3627408455;
03(1+
&#3627409163;
&#3627408444;&#3627408451;??????
&#3627409150;
&#3627408464;
&#3627409150;&#3627408464;−1
−1
??????
&#3627408444;&#3627408451;??????
)=566.0401 K

148. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

140
High-pressure compressor (HPC) (4–5)
Bleed air is extracted at an intermediate state defined as:
&#3627408451;
04&#3627408463;=&#3627408451;
04×√&#3627409163;
&#3627408443;&#3627408451;??????=1.7898×10
6

&#3627408455;
04&#3627408463;=&#3627408455;
04(1+
&#3627409163;
&#3627408443;&#3627408451;??????
&#3627409150;
&#3627408464;−1
2&#3627409150;&#3627408464;
−1
??????
&#3627408443;&#3627408451;??????
)=710.7556 K
&#3627408451;
05=&#3627408451;
04&#3627408463;×√&#3627409163;
&#3627408443;&#3627408451;??????=3.6680×10
6

&#3627408455;
05=&#3627408455;
04&#3627408463;(1+
&#3627409163;
&#3627408443;&#3627408451;??????
&#3627409150;
&#3627408464;−1
2&#3627409150;&#3627408464;
−1
??????
&#3627408443;&#3627408451;??????
)=892.4693 K
Combustion chamber (CC) (5–6)
&#3627408455;
06=&#3627408455;&#3627408444;&#3627408455;, &#3627408451;
06=&#3627408451;
05×(1−∆&#3627408451;
&#3627408464;.&#3627408464;
)=3.5579×10
6
kPa
&#3627408467;=(1−&#3627408463;)(
&#3627408438;
&#3627408477;ℎ×&#3627408455;
06−&#3627408438;
&#3627408477;&#3627408464;×&#3627408455;
05
??????
&#3627408463;×&#3627408452;
&#3627408453;−&#3627408438;
&#3627408477;ℎ×&#3627408455;
06
)=0.0213
High-pressure turbine (HPT) (6–7)
&#3627408455;
07=&#3627408455;
06[(
&#3627408438;
&#3627408477;&#3627408464;
??????
&#3627408474;1×??????
1×(1+&#3627408467;−&#3627408463;)×&#3627408438;
&#3627408477;ℎ
)
×([&#3627408455;
04&#3627408463;−&#3627408455;
04
]+(1−&#3627408463;)×[&#3627408455;
05−&#3627408455;
04&#3627408463;
])]=1206.8 K
&#3627408451;
07=&#3627408451;
06(1−
(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07
)
??????
&#3627408443;&#3627408451;??????×&#3627408455;
06
)
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
=1.2134×10
6
&#3627408451;&#3627408462;
Intermediate-pressure turbine (IPT) (7–8)
&#3627408455;
08=&#3627408455;
07(
&#3627408438;
&#3627408477;&#3627408464;×[&#3627408455;
04−&#3627408455;
03
]
??????
&#3627408474;2×??????
2×(1+&#3627408467;−
&#3627408463;
2
)×&#3627408438;
&#3627408477;ℎ
)=995.3980 K
&#3627408451;
08=&#3627408451;
07(1−
(&#3627408455;
07−&#3627408455;
08
)
??????
&#3627408447;&#3627408451;??????×&#3627408455;
07
)
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
=5.2318×10
5
&#3627408451;&#3627408462;
Low-pressure turbine (LPT) (8–9)
&#3627408455;
09=&#3627408455;
08−(
(1+&#3627409149;)×&#3627408438;
&#3627408477;&#3627408464;×[&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
]
??????
&#3627408474;3×??????
3×(1+&#3627408467;)×&#3627408438;
&#3627408477;ℎ
)=798.3326 K
&#3627408451;
09=&#3627408451;
08(1−
(&#3627408455;
08−&#3627408455;
09
)
??????
&#3627408447;&#3627408451;??????×&#3627408455;
08
)
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
=1.9938×10
5
&#3627408451;&#3627408462;
Hot nozzle (10–11)
&#3627408451;
010=&#3627408451;
09
(1−∆&#3627408451;
&#3627408465;&#3627408482;&#3627408464;&#3627408481;
)=1.9339 ×10
5
&#3627408451;&#3627408462;
To get critical pressure:
&#3627408451;
&#3627408464;=&#3627408451;
010(1−
1
??????
&#3627408475;
[
&#3627409150;
&#3627408472;−1
&#3627409150;
&#3627408472;+1
])
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
=1.0309×10
5
&#3627408451;&#3627408462;
Where in &#3627408451;
&#3627408462;=1.01325×10
5
&#3627408451;&#3627408462;

149. Chapter 4. Turbofan

141
Máy nén cao áp (HPC) (4–5)
Khí trích được chiết xuất ở trạng thái trung gian được định nghĩa là:
&#3627408451;
04&#3627408463;=&#3627408451;
04×√&#3627409163;
&#3627408443;&#3627408451;??????=1.7898×10
6

&#3627408455;
04&#3627408463;=&#3627408455;
04(1+
&#3627409163;
&#3627408443;&#3627408451;??????
&#3627409150;
&#3627408464;−1
2&#3627409150;&#3627408464;
−1
??????
&#3627408443;&#3627408451;??????
)=710.7556 K
&#3627408451;
05=&#3627408451;
04&#3627408463;×√&#3627409163;
&#3627408443;&#3627408451;??????=3.6680×10
6

&#3627408455;
05=&#3627408455;
04&#3627408463;(1+
&#3627409163;
&#3627408443;&#3627408451;??????
&#3627409150;
&#3627408464;−1
2&#3627409150;&#3627408464;
−1
??????
&#3627408443;&#3627408451;??????
)=892.4693 K
Buồng đốt (CC) (5–6)
&#3627408455;
06=&#3627408455;&#3627408444;&#3627408455;, &#3627408451;
06=&#3627408451;
05×(1−∆&#3627408451;
&#3627408464;.&#3627408464;
)=3.5579×10
6
kPa
&#3627408467;=(1−&#3627408463;)(
&#3627408438;
&#3627408477;ℎ×&#3627408455;
06−&#3627408438;
&#3627408477;&#3627408464;×&#3627408455;
05
??????
&#3627408463;×&#3627408452;
&#3627408453;−&#3627408438;
&#3627408477;ℎ×&#3627408455;
06
)=0.0213
Tua bin cao áp (HPT) (6–7)
&#3627408455;
07=&#3627408455;
06[(
&#3627408438;
&#3627408477;&#3627408464;
??????
&#3627408474;1×??????
1×(1+&#3627408467;−&#3627408463;)×&#3627408438;
&#3627408477;ℎ
)
×([&#3627408455;
04&#3627408463;−&#3627408455;
04
]+(1−&#3627408463;)×[&#3627408455;
05−&#3627408455;
04&#3627408463;
])]=1206.8 K
&#3627408451;
07=&#3627408451;
06(1−
(&#3627408455;
06−&#3627408455;
07
)
??????
&#3627408443;&#3627408451;??????×&#3627408455;
06
)
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
=1.2134×10
6
&#3627408451;&#3627408462;
Tua bin trung áp (IPT) (7–8)
&#3627408455;
08=&#3627408455;
07(
&#3627408438;
&#3627408477;&#3627408464;×[&#3627408455;
04−&#3627408455;
03
]
??????
&#3627408474;2×??????
2×(1+&#3627408467;−
&#3627408463;
2
)×&#3627408438;
&#3627408477;ℎ
)=995.3980 K
&#3627408451;
08=&#3627408451;
07(1−
(&#3627408455;
07−&#3627408455;
08
)
??????
&#3627408447;&#3627408451;??????×&#3627408455;
07
)
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
=5.2318×10
5
&#3627408451;&#3627408462;
Tua bin áp suất thấp (LPT) (8–9)
&#3627408455;
09=&#3627408455;
08−(
(1+&#3627409149;)×&#3627408438;
&#3627408477;&#3627408464;×[&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
]
??????
&#3627408474;3×??????
3×(1+&#3627408467;)×&#3627408438;
&#3627408477;ℎ
)=798.3326 K
&#3627408451;
09=&#3627408451;
08(1−
(&#3627408455;
08−&#3627408455;
09
)
??????
&#3627408447;&#3627408451;??????×&#3627408455;
08
)
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
=1.9938×10
5
&#3627408451;&#3627408462;
Ống phun nóng (10–11)
&#3627408451;
010=&#3627408451;
09
(1−∆&#3627408451;
&#3627408465;&#3627408482;&#3627408464;&#3627408481;
)=1.9339 ×10
5
&#3627408451;&#3627408462;
Để có được áp lực quan trọng:
&#3627408451;
&#3627408464;=&#3627408451;
010(1−
1
??????
&#3627408475;
[
&#3627409150;
&#3627408472;−1
&#3627409150;
&#3627408472;+1
])
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
=1.0309×10
5
&#3627408451;&#3627408462;
Trong đó: &#3627408451;
&#3627408462;=1.01325×10
5
&#3627408451;&#3627408462;

150. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

142
Since PC>Pa, then the hot nozzle is choked:
∴&#3627408451;
11=&#3627408451;
&#3627408464;,&#3627408455;
11=&#3627408455;
010(
2
&#3627409150;
ℎ+1
)=683.2640 K
&#3627408457;
11=√&#3627409150;
ℎ&#3627408453;&#3627408455;
11=511.4412 m/s
Cold nozzle (3–12)
The critical pressure: &#3627408451;
&#3627408464;=&#3627408451;
03(1−
1
??????&#3627408475;
[
&#3627409150;
&#3627408472;−1
&#3627409150;
&#3627408472;+1
])
??????
&#3627408472;
??????
&#3627408472;
−1
=7.8415 ×10
4
Pa
Since &#3627408451;
&#3627408462;=1.01325 ×10
5
Pa and then &#3627408451;
&#3627408464;<&#3627408451;
&#3627408462;,&#3627408481;ℎ&#3627408466; &#3627408464;&#3627408476;&#3627408473;&#3627408465; &#3627408475;&#3627408476;????????????&#3627408473;&#3627408466; ??????&#3627408480; &#3627408482;&#3627408475;&#3627408464;ℎ&#3627408476;&#3627408472;&#3627408466;&#3627408465;:
&#3627408451;
12=&#3627408451;
&#3627408462;,&#3627408455;
12=&#3627408455;
03[1−??????
&#3627408475;(1−(
&#3627408451;
&#3627408462;
&#3627408451;
03
)
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
)]=292.3616 K
&#3627408457;
12=√2&#3627408438;
&#3627408477;ℎ
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
12
)=280.4278 &#3627408474;/&#3627408480;
Specific thrust
&#3627408455;
&#3627408474;
&#3627408462;
0
=[(
1
1+&#3627409149;
)[(1+&#3627408467;)×&#3627408457;
11+&#3627409149;×&#3627408457;
12+)1+&#3627408467;)(
&#3627408453;&#3627408455;
11
&#3627408451;
11&#3627408457;
11
)(&#3627408451;
11−&#3627408451;
&#3627408462;
+&#3627409149;(
&#3627408453;&#3627408455;
12
&#3627408451;
12&#3627408457;
12
)(&#3627408451;
12−&#3627408451;
&#3627408462;]−&#3627408457;]=235.4724 &#3627408449;.&#3627408480;/&#3627408472;&#3627408468;
Where:
- T is the thrust force, m∘a is the air mass flow rate.
- V is the flight speed, V11 is the exhaust hot gas speed.
- V12 is the exhaust cooled gas speed.
Since the cold nozzle is unchoked, then P12=Pa, and the corresponding pressure thrust
is zero. Thrust specific fuel consumption
&#3627408455;&#3627408454;??????&#3627408438;=
&#3627408467;/(1+&#3627409149;)
&#3627408455;/&#3627408474;̇
&#3627408462;
=1.3898×10
−5
kg/(N.s)
Propulsive efficiency
??????
&#3627408477;=
&#3627408455;/&#3627408474;
&#3627408462;
0
×&#3627408457;
&#3627408455;
&#3627408474;
&#3627408462;
0×&#3627408457;+[0.5(
1+&#3627408467;
1+&#3627409149;
)(&#3627408457;
11−&#3627408457;)
2
]+[0.5(
&#3627409149;
1+&#3627409149;
)(&#3627408457;
12−&#3627408457;)
2
]

= 0.3275
Thermal efficiency
??????
&#3627408481;ℎ=
&#3627408455;
&#3627408474;
&#3627408462;
0×&#3627408457;+[0.5(
1+&#3627408467;
1+&#3627409149;
)(&#3627408457;
11−&#3627408457;)
2
]+[0.5(
&#3627409149;
1+&#3627409149;
)(&#3627408457;
12−&#3627408457;)
2
]
(
&#3627408467;
1+&#3627409149;
)&#3627408452;
&#3627408453;
=0.3560
Overall efficiency
??????
&#3627408466;=??????
&#3627408477;×??????
&#3627408481;ℎ=
&#3627408455;
&#3627408474;
&#3627408462;
0×&#3627408457;
(
&#3627408467;
1+&#3627409149;
)&#3627408452;
&#3627408453;
=0.1166

151. Chapter 4. Turbofan

143
Vì PC>Pa nên ống phun nóng bị đóng lại :
∴&#3627408451;
11=&#3627408451;
&#3627408464;,&#3627408455;
11=&#3627408455;
010(
2
&#3627409150;
ℎ+1
)=683.2640 K
&#3627408457;
11=√&#3627409150;
ℎ&#3627408453;&#3627408455;
11=511.4412 m/s
Ống phun lạnh (3–12)
Áp suất tiêu chuẩn: &#3627408451;
&#3627408464;=&#3627408451;
03(1−
1
??????&#3627408475;
[
&#3627409150;
&#3627408472;−1
&#3627409150;
&#3627408472;+1
])
??????
&#3627408472;
??????
&#3627408472;
−1
=7.8415 ×10
4
Pa
Khi &#3627408451;
&#3627408462;=1.01325 ×10
5
Pa và &#3627408451;
&#3627408464;<&#3627408451;
&#3627408462;&#3627408483;à &#3627408483;ò?????? &#3627408477;ℎ&#3627408482;&#3627408475; &#3627408473;ạ&#3627408475;ℎ &#3627408472;ℎô&#3627408475;&#3627408468; &#3627408463;ị &#3627408481;ắ&#3627408481;:
&#3627408451;
12=&#3627408451;
&#3627408462;,&#3627408455;
12=&#3627408455;
03[1−??????
&#3627408475;(1−(
&#3627408451;
&#3627408462;
&#3627408451;
03
)
&#3627409150;
&#3627408472;
&#3627409150;
&#3627408472;−1
)]=292.3616 K
&#3627408457;
12=√2&#3627408438;
&#3627408477;ℎ
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
12
)=280.4278 &#3627408474;/&#3627408480;
Lực đẩy cụ thể:
&#3627408455;
&#3627408474;
&#3627408462;
0
=[(
1
1+&#3627409149;
)[(1+&#3627408467;)×&#3627408457;
11+&#3627409149;×&#3627408457;
12+)1+&#3627408467;)(
&#3627408453;&#3627408455;
11
&#3627408451;
11&#3627408457;
11
)(&#3627408451;
11−&#3627408451;
&#3627408462;
+&#3627409149;(
&#3627408453;&#3627408455;
12
&#3627408451;
12&#3627408457;
12
)(&#3627408451;
12−&#3627408451;
&#3627408462;]−&#3627408457;]=235.4724 &#3627408449;.&#3627408480;/&#3627408472;&#3627408468;
Trong đó:
- T là lực đẩy, m∘a là lưu lượng khối khí.
- V là tốc độ bay, V11 là tốc độ khí thải nóng.
- V12 là tốc độ làm mát bằng khí xả.
Vì vòi lạnh không bị tắt, nên P12=Pa và lực đẩy áp suất tương ứng bằng không. Lực
đẩy tiêu thụ nhiên liệu cụ thể
&#3627408455;&#3627408454;??????&#3627408438;=
&#3627408467;/(1+&#3627409149;)
&#3627408455;/&#3627408474;̇
&#3627408462;
=1.3898×10
−5
kg/(N.s)
Hiệu suất đẩy
??????
&#3627408477;=
&#3627408455;/&#3627408474;
&#3627408462;
0
×&#3627408457;
&#3627408455;
&#3627408474;
&#3627408462;
0×&#3627408457;+[0.5(
1+&#3627408467;
1+&#3627409149;
)(&#3627408457;
11−&#3627408457;)
2
]+[0.5(
&#3627409149;
1+&#3627409149;
)(&#3627408457;
12−&#3627408457;)
2
]
=0.3275

Hiệu suất nhiệt
??????
&#3627408481;ℎ=
&#3627408455;
&#3627408474;
&#3627408462;
0×&#3627408457;+[0.5(
1+&#3627408467;
1+&#3627409149;
)(&#3627408457;
11−&#3627408457;)
2
]+[0.5(
&#3627409149;
1+&#3627409149;
)(&#3627408457;
12−&#3627408457;)
2
]
(
&#3627408467;
1+&#3627409149;
)&#3627408452;
&#3627408453;
=0.3560
Hiệu suất tổng
??????
&#3627408466;=??????
&#3627408477;×??????
&#3627408481;ℎ=
&#3627408455;
&#3627408474;
&#3627408462;
0×&#3627408457;
(
&#3627408467;
1+&#3627409149;
)&#3627408452;
&#3627408453;
=0.1166

152. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

144
Problems:
4.1 The following data apply to a twin-spool turbofan engine, with the fan driven by the
LPT turbine and the compressor by the HPT turbine. Separate hot and cold nozzles are
used:
• Overall pressure ratio: 20.0
• Fan pressure ratio: 1.6
• Bypass ratio: 3.5
• Turbine inlet temperature: 1300 K
• Air mass flow: 120 kg/s
Find the sea-level static thrust and TSFC if the ambient pressure and temperature
are 1 bar and 288 K. Heat value of the fuel: 43 MJ/kg
4.2 A twin-spoolmixed turbofan engine operates with an overall pressure ratio of 18.
The fan operates with a pressure ratio of 1.45 and the bypass ratio of 5.0. The turbine
inlet temperature is 1400K. The engine is operating at aMach number of 0.85 at an
altitude where the ambient temperature and pressure are 223.2 K and 0.2645 bar.
Calculate
• The thrust
• TSFC
• Propulsive efficiency
4.3 The shown block diagram illustrated in Fig. (4.19) represents a single-spool mixed
afterburning turbofan engine flying at altitude 24,000 ft and Mach number 1.8. The fan
pressure ratio and mass flow rate are 1.8 and 90 kg/s, respectively. Compressor pressure
ratio and mass flow rate are 8.0 and 45 kg/s. Tubine inlet temperature and maximum
engine temperature are 1500 and 2600 K. Fuel heating value is 45,000 kJ/kg. Nozzle is
of the convergent–divergent type.

Figure 4.19 Block diagram for a single-spool mixed afterburning turbofan engine.

153. Chapter 4. Turbofan

145
Bài tập:
4.1 Dữ liệu sau đây áp dụng cho động cơ tuabin quạt hai đoạn, với quạt được dẫn động
bởi tuabin thấp áp LPT và máy nén bởi tuabin cao áp HP. Sử dụng ống phun nóng và
lạnh riêng biệt:
• Tỷ số áp toàn phần: 20,0
• Tỷ số áp suất quạt: 1.6
• Tỷ số vòng: 3,5
• Nhiệt độ đầu vào tuabin: 1300
o
K
• Lưu lượng dòng khí: 120 kg/s
Tìm lực đẩy tĩnh ở mực nước biển và TSFC nếu áp suất và nhiệt độ môi trường là
1 bar và 288
o
K. Giá trị nhiệt của nhiên liệu: 43 MJ/kg
4.2 Động cơ tuabin quạt trộn hai đoạn hoạt động với tỷ số áp suất toàn phần là 18. Quạt
hoạt động với tỷ số áp suất là 1,45 và tỷ số vòng là 5,0. Nhiệt độ đầu vào tuabin là 1400
o
K. Động cơ đang hoạt động ở hệ số Mach là 0,85 ở độ cao có nhiệt độ và áp suất xung
quanh là 223,2
o
K và 0,2645 bar.
Tính
• Lực đẩy
• TSFC
• Hiệu suất đẩy
4.3 Sơ đồ khối được minh họa trong Hình. (4.19) thể hiện một động cơ tuabin quạt một
đoạn trộn đốt sau bay ở độ cao 24.000 ft và số Mach 1,8. Tỷ số áp suất của quạt và lưu
lượng khối lượng lần lượt là 1,8 và 90 kg/s. Tỷ lệ áp suất máy nén và lưu lượng khối
lượng là 8,0 và 45 kg/s. Nhiệt độ đầu vào tuabin và nhiệt độ lớn nhất của động cơ là
1500 và 2600
o
K. Nhiệt trị nhiên liệu là 45.000 kJ/kg. Ống phun là loại hội tụ-phân kỳ.

Hình 4.19 Sơ đồ khối cho động cơ tuabbin quạt trộn dòng đốt sau một đoạn.

154. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

146
No pressure drop is assumed in combustor, mixer, or afterburner. All other
processes are assumed ideal. It is required to:
1. Draw a schematic diagram for engine showing different states
2. Plot T-s diagram for the cycle
3. Calculate bypass ratio
4. Calculate fuel-to-air ratios in combustor and afterburner
5. Calculate the thrust and thrust specific fuel consumption (TSFC)
6. Calculate the propulsive, thermal and overall efficiencies
4.4 Illustrate how the propulsion efficiency and SFC vary with the flight Mach number
for:
1. A conventional turbofan
2. A geared fan with ultrahigh-bypass ratio
3. An unducted fan
Explain the trends in the curves.
4.5 Figure (6.64) shows a fighter airplane propelled by a low-bypass ratio mixed
afterburning turbofan engine during takeoff from an air carrier. Temperature and
pressure of ambient air are 290 K and 101 kPa. Air is ingested into the engine intake at
a Mach number of 0.2. Turbofan engine has the following data:
Fan pressure ratio πf = 1:8.
Compressor pressure ratio πc = 5.
Fuel-to-air ratio in combustion chamber f = 0.02.
Afterburner fuel-to-air ratio fab = 0.04.
Fuel heating value QR = 45 MJ/kg.
Percentages of power extracted by fan and compressor from the driving turbines
are respectively λ1 = λ2 = 0:8.
Assume ideal processes and variable properties: (γ, Cp).

Figure 4.20 Fighter airplane powered by a low-bypass ratio mixed afterburning
turbofan engine

155. Chapter 4. Turbofan

147
Không có sự sụt giảm áp suất nào được giả định trong buồng đốt, bộ trộn hoặc bộ
đốt sau. Tất cả các quy trình khác được giả định là lý tưởng. Yêu cầu:
1. Vẽ sơ đồ động cơ thể hiện các trạng thái khác nhau
2. Vẽ đồ thị T-s cho chu trình
3. Tính tỷ lệ vòng
4. Tính toán tỷ lệ nhiên liệu-không khí trong buồng đốt và buồng đốt sau
5. Tính lực đẩy và mức tiêu thụ nhiên liệu của lực đẩy (TSFC)
6. Tính toán hiệu suất đẩy, nhiệt và tổng thể
4.4 Minh họa hiệu suất đẩy và SFC thay đổi như thế nào theo số Mach của chuyến bay
đối với:
1. Một động cơ phản lực thông thường
2. Một động cơ hộp số quạt với tỷ lệ bỏ qua cực cao
3. Một động cơ quạt không có ống
Giải thích các xu hướng trong các đường cong.
4.5 Hình (4.20) cho thấy một máy bay chiến đấu được vận hành bằng động cơ tuabin
quạt trộng dòng đốt sau có tỷ số vòng thấp trong quá trình cất cánh từ một tàu sân bay.
Nhiệt độ và áp suất của không khí xung quanh là 290
o
K và 101 kPa. Không khí được
đưa vào cửa hút động cơ với số Mach là 0,2. Động cơ tuabin quạt có các dữ liệu sau:
- Tỷ lệ áp suất của quạt πf = 1:8.
- Tỷ số áp suất của máy nén πc=5.
- Tỷ lệ nhiên liệu-không khí trong buồng đốt f = 0,02.
- Tỷ lệ nhiên liệu trên không khí đốt sau fab = 0,04.
- Nhiệt trị nhiên liệu QR = 45 MJ/kg.
- Tỷ lệ phần trăm năng lượng được trích xuất bởi quạt và máy nén từ động cơ
tuabin lần lượt là λ1 = λ2 = 0:8.
- Giả sử các quá trình lý tưởng và tính chất của biến: (γ, Cp).

Hình 4.20 Máy bay chiến đấu chạy bằng động cơ tuabin quạt quạt trộn dòng đốt sau có
tỷ số vòng thấp

156. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

148
Calculate:
1. Bypass ratio
2. Jet speed
3. The thrust specific fuel consumption (TSFC)

4.6 A. Classify turbofan engines
B. Compare between turbojet and turbofan engines (maximum Mach number,
ceiling, noise, fuel consumption)

Figure 4.21 Antonov An-225 aircraft (carrying space shuttle) and powered by six
engines (Progress D-18T triple-spool unmixed high-bypass ratio turbofan)
C. The shown figure illustrates Antonov An-225 aircraft powered by six engines
(Progress D-18T triple-spool unmixed high-bypass ratio turbofan engine). Bleed air is
8 % extracted from HP compressor to cool HP turbine (5 %) and IP turbine (3 %). It has
the following data:

For takeoff conditions (M=0.2) at sea level, calculate:
1. The pressure and temperature at outlet of cold and hot nozzles
2. Specific thrust and thrust specific fuel consumption
4.7 A double-spool turbofan engine; Fig. (4.22), is used to power an aircraft flying at
speed of 250 m/s at an altitude of 11,000 m. As shown in the figure below, the low-
pressure turbine drives the fan and low-pressure compressor, while the high-pressure
turbine drives the high-pressure compressor. The engine has the following data:

157. Chapter 4. Turbofan

149
Tính:
1. Tỷ lệ vòng
2. Tốc độ phản lực
3. Mức tiêu thụ nhiên liệu của lực đẩy (TSFC)

4.6 A. Phân loại động cơ tuabin quạt
B. So sánh giữa động cơ tuabin phản lực và và động cơ quạt (số Mach tối đa, trần
bay, độ ồn, mức tiêu hao nhiên liệu)

Hình 4.21 Máy bay Antonov An-225 (chở tàu con thoi) và được cung cấp bởi sáu động
cơ (D-18T ba ống động cơ phản lực tốc độ cao không trộn dòng)
C. Hình minh họa máy bay Antonov An-225 được trang bị sáu động cơ (Động cơ
tuabin quạt tỷ lệ vòng cao không trộn dòng ba đoạn Tiến bộ D-18T). Khí thải được trích
8 % từ máy nén HP để làm mát tua-bin cao áp HP (5 %) và tua-bin trung áp IP (3 %).
Nó có các dữ liệu sau:

Đối với điều kiện cất cánh (M=0,2) ở mực nước biển, hãy tính:
1. Áp suất và nhiệt độ ở đầu ra của ống phun nóng và lạnh
2. Lực đẩy và mức tiêu thụ nhiên liệu của lực đẩy
4.7 Động cơ phản lực cánh quạt hai ống; Hình (4.22), được sử dụng để cung cấp năng
lượng cho máy bay bay với tốc độ 250 m/s ở độ cao 11.000 m. Như thể hiện trong hình
bên dưới, tuabin áp suất thấp truyền động cho quạt và máy nén áp suất thấp, trong khi
tuabin cao áp truyền động cho máy nén áp suất cao. Động cơ có các dữ liệu sau:

158. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

150
• Bypass ratio=8.
• Total ingested air flow rate=180 kg/s.
• Overall pressure ratio OPR=35.
• Fan pressure ratio=1.6.
• Pressure ratio of high-pressure compressor is four times that of the low-pressure
compressor; πHPC=4 πLPC.
• Turbine inlet temperature=1650 K.
• Fuel heating value=43 MJ/kg.
Assuming all processes are ideal and neglecting any pressure drop, it’s required to:
1. Find the thrust, TSFC, and efficiencies of the engine
2. Plot the velocity and temperature distribution over the engine cross section
(rear end)

Figure 4.22 Double spool high bypass ratio turbofan engine
4.8 A double-spool turbofan engine is used to power an aircraft flying at speed of 250
m/s at an altitude of 11,000 m. As shown in Fig. 4.23, the low-pressure turbine drives
the fan and low-pressure compressor, while the high-pressure turbine drives the high-
pressure compressor. Inlet and outlet temperature and velocity of engine are plotted
beside the engine layout. The engine has the following data:
• Bypass ratio=8.
• Total ingested air flow rate=180 kg/s.
• Overall pressure ratio OPR=35.
• Pressure ratio of high-pressure compressor is four times that of the low-pressure
compressor; πHPC=4 πLPC.
• Fuel heating value=43 MJ/kg.

159. Chapter 4. Turbofan

151
• Tỷ lệ vòng = 8.
• Tổng lưu lượng khí nạp = 180 kg/s.
• Tỷ số áp suất toàn phần OPR = 35.
• Tỷ số áp suất quạt = 1,6.
• Tỷ số nén của máy nén cao áp gấp 4 lần máy nén thấp áp; πHPC = 4πLPC.
• Nhiệt độ đầu vào tuabin = 1650
o
K.
• Nhiệt trị nhiên liệu = 43 MJ/kg.
Giả sử tất cả các quy trình là lý tưởng và bỏ qua bất kỳ sự sụt giảm áp suất nào, tính:
1. Tính lực đẩy, suất tiêu thụ nhiên liệu của lực đẩy TSFC và hiệu suất động cơ.
2. Vẽ biểu đồ phân bố vận tốc và nhiệt độ trên mặt cắt ngang động cơ (phía sau)

Hình 4.22 Động cơ tuabin quạt hai đoạn tỷ lệ bỏ qua cao.
4.8 Động cơ phản lực cánh quạt hai ống được sử dụng để cung cấp năng lượng cho máy
bay bay với tốc độ 250 m/s ở độ cao 11.000 m. Như thể hiện trong Hình 4.23, tuabin
thấp áp dẫn động quạt và máy nén thấp áp, trong khi tuabin cao áp dẫn động máy nén
cao áp. Nhiệt độ đầu vào, đầu ra và vận tốc của động cơ được vẽ bên cạnh cách bố trí
động cơ. Động cơ có các dữ liệu sau:
• Tỷ lệ vòng = 8.
• Tổng lưu lượng khí nạp vào = 180 kg/s.
• Tỷ số áp suất toàn phần OPR=35.
• Tỷ số nén của máy nén cao áp gấp 4 lần máy nén thấp áp; πHPC = 4πLPC.
• Nhiệt trị nhiên liệu=43 MJ/kg.

160. Chương 4: Động cơ tua bin quạt

152

Assuming all processes are ideal and neglecting any pressure drop, it’s required to
find:
1. Whether the nozzles are choked or not ?
2. Fan pressure ratio
3. TIT
4. The thrust force

Figure 4.23

161. Chapter 4. Turbofan

153

Giả sử tất cả các quá trình là lý tưởng và bỏ qua bất kỳ sự sụt giảm áp suất nào,
xác định:
1. Ống phun có bị tắc hay không ?
2. Tỷ lệ áp suất của quạt
3. TIT
4. Lực đẩy

Hình 4.23

162. Chương 5. Động cơ tuabin trục

154
CHARPTER 5. TURBOSHAFT
5.1 Introduction
A turboshaft engine is a form of gas turbine which is optimized to produce shaft power
rather than jet thrust. Generally, a turboshaft engine is made up of two major parts
assemblies: the “gas generator” and the “power section.” The gas generator consists of
one or more compressors, combustion chamber, and one or more turbines. The power
section consists of an additional turbine, a gear reduction system, and the shaft output.
The gas generator creates the hot expanding gases to drive the power section. Depending
on the design, the engine accessories may be driven either by the gas generator or by the
power section. In most designs, the gas generator and power section are mechanically
separate so they can each rotate at different speeds.
Turboshaft engines are similar to turboprops, except that the hot gases are expanded to
a lower pressure in the turbine, thus providing greater shaft power and little exhaust
velocity. They differ primarily in the function of the turbine. Instead of driving a
propeller, the turbine is connected to a transmission system that drives helicopter rotors.
Other turboshaft engines that will be identified as industrial gas turbine engines are used
for land and sea applications. Examples for land applications are electrical generators,
compressors, pumps, auxiliary power units, pumping units for natural gas in cross-
country pipelines, tanks, and race cars, where power turbine drives transmission system.
Examples for marine applications are naval vessels, cargo ships, hydrofoils, hovercrafts,
and other vessels, where power turbine drives marine screw. Many aero engine
manufacturers produce two versions from an engine one as a turboprop while the other
as a turboshaft engine. Examples are the PT6B and PW206 produced by Pratt & Whitney
of Canada and AlliedSignal LTS101-600A-3 and Allison 250-C30M.
An unusual example of the turboshaft principle is the Pratt & Whitney F135- PW-600
engines for the STOVL F-35B. In conventional mode it operates as a turbofan, but when
powering the LiftFan, it switches partially to turboshaft mode to send power forward
through a shaft (like a turboprop) and partially to turbojet mode to continue to send
thrust to the rear nozzle.
Turboshaft power is measured in shaft horsepower (shp), or kilowatts (KW).
5.2 Examples for Turboshaft Manufacturers and Engines
Pratt & Whitney of Canada (PWC) built a great family of its popular turboshaft engine
PT6 and PT6A. It powers numerous helicopters including Sikorsky S58T.
General Electric built several turboshaft engines, including CT58 powering Sikorsky S-
61, S-62, and Boeing Vertol CH-47 helicopters and the famous T700/ CT7 turboshaft
engines, which powers Bell AH-1 W Super Cobra.
Allison Engine Company in the early 1960s built Allison Model 250, and since Rolls-
Royce acquired Allison in 1995 became the Rolls-Royce M250, (US military
designations T63 and T703). It powered many helicopters including: Agusta A109A,
Bell 206B/L/LT, Bell 407, 230, and 430, and Boeing AH-6.
The Lycoming company-built Lycoming T-55-L-7C powering the Boeing Vertol
Chinook CH-47 helicopter, Bell 309, and Piper PA-48 Enforcer.

163. Charpter 5. Turboshaft

155
CHƯƠNG 5. ĐỘNG CƠ TUABIN TRỤC
5.1 Giới thiệu chung
Động cơ tuabin trục là một dạng tuabin khí được tối ưu hóa để tạo ra công suất
trục thay vì tạo ra lực đẩy phản lực. Nói chung, một động cơ tua bin trục được tạo thành
từ hai cụm bộ phận chính: “bộ tạo khí” và “bộ phận công suất”. Bộ tạo khí bao gồm một
hoặc nhiều máy nén, buồng đốt và một hoặc nhiều tuabin. Phần công suất bao gồm một
tuabin bổ sung, hệ thống giảm tốc bánh răng và đầu ra trục. Bộ tạo khí tạo ra các khí
giãn nở nóng để điều khiển phần công suất. Tùy thuộc vào thiết kế, các phụ kiện động
cơ có thể được dẫn động bằng bộ tạo khí hoặc bằng bộ phận công suất. Trong hầu hết
các thiết kế, phần tạo khí và phần công suất được tách biệt về mặt cơ học để chúng có
thể quay với tốc độ khác nhau.
Động cơ tuabin trục tương tự như động cơ tuabin cánh quạt, ngoại trừ khí nóng
được giãn nở đến áp suất thấp hơn trong tuabin, do đó cung cấp công suất trục lớn hơn
và tốc độ khí thải nhỏ hơn. Chúng khác nhau chủ yếu ở chức năng của tuabin. Thay vì
điều khiển cánh quạt, tuabin được kết nối với hệ thống truyền động để dẫn động cánh
quạt tàu bay trực thăng. Các động cơ tua bin trục khác là động cơ tuabin khí công nghiệp
được sử dụng cho các ứng dụng trên bộ và trên biển. Ví dụ cho các ứng dụng trên bộ là
dẫn động máy phát điện, máy nén, máy bơm, tổ máy phụ trợ, tổ máy bơm khí đốt tự
nhiên trong đường ống xuyên quốc gia, xe tăng và xe đua, tuabin công suất dẫn động hệ
thống truyền động. Ví dụ cho các ứng dụng hàng hải là tàu hải quân, tàu chở hàng, tàu
cánh ngầm, thủy phi cơ và các loại tàu khác, nơi tuabin công suất dẫn động trong hàng
hải. Nhiều nhà sản xuất động cơ hàng không sản xuất hai phiên bản từ một động cơ là
động cơ tuabin cánh quạt và phiên bản khác là động cơ tua bin trục. Ví dụ là PT6B và
PW206 do Pratt & Whitney của Canada và AlliedSignal LTS101-600A-3 và Allison
250-C30M sản xuất.
Một ví dụ khác thường về nguyên tắc tuabin trục là động cơ Pratt & Whitney F135-
PW-600 cho STOVL F-35B. Ở chế độ thông thường, nó hoạt động như một tuabin quạt,
nhưng khi cấp công suất cho LiftFan, nó sẽ chuyển một phần sang chế độ tua bin trục
để truyền năng lượng về phía trước qua một trục (giống như động cơ phản lực cánh quạt)
và một phần sang chế độ tuabin phản lực để liên tục tạo ra lực đẩy tới ổng đẩy phía sau.
Công suất tua bin trục được đo bằng mã lực trên trục (shp) hoặc kilowatt (KW).
5.2 Ví dụ về các nhà sản xuất và động cơ tuabin trục.
Pratt & Whitney của Canada (PWC) đã xây dựng một đại gia đình gồm động cơ
trục tuabin thông dụng là PT6 và PT6A. Nó cung cấp công suất cho nhiều tàu bay trực
thăng bao gồm cả Sikorsky S58T.
General Electric đã chế tạo ra một số động cơ tuabin trục bao gồm CT58 cung cấp
công suất cho tàu bay trực thăng Sikorsky S-61, S-62 và Boeing Vertol CH-47 và động
cơ tuabin trục T700/CT7 nổi tiếng cung cấp công suất cho Bell AH-1 W Super Cobra.
Công ty Động cơ Allison vào đầu những năm 1960 đã chế tạo Allison Model 250
và kể từ khi Rolls-Royce mua lại Allison vào năm 1995 nó đã trở thành Rolls-Royce
M250, (tên gọi quân sự của Hoa Kỳ là T63 và T703). Nó cung cấp công suất cho nhiều
máy bay trực thăng bao gồm: Agusta A109A, Bell 206B/L/LT, Bell 407, 230 và 430, và
Boeing AH-6.
Công ty Lycoming đã chế tạo Lycoming T-55-L-7C cung cấp công suất cho
máy bay trực thăng Boeing Vertol Chinook CH-47, Bell 309 và Piper PA-48 Enforcer.

164. Chương 5. Động cơ tuabin trục

156
Turbomeca built Arrius 2K1 which powers the Eurocopter EC120 Colibri used in
tourism over New York City.
Rolls-Royce built numerous turboshaft engines such as Gem powering
AugustaWestland Lynx helicopter and AE1107C-Liberty turboshaft that powers Bell
Boeing V-22 Osprey.
Rolls-Royce Turbomeca RTM322 turboshaft engine that powered AgustaWestland
Apache, AgustaWestland AW101 and NHI NH90.
Soloviev Design Bureau built one of the earliest Russian turboshaft engines, namely, D-
25 V in 1957 having 4780 kW (5500 hp) that powered the Mi-6, Mi-10, and Mi-12
helicopters.
The Ukrainian three-spool turboshaft engine D-136 Series 1 powers the MI-26 transport
helicopters that are the largest in the world. Other famous Ukrainian turboshaft engines
are the TB3-117 BMA used to power the KA helicopters and the TB3-117 BM powering
the MI-17 and MI-8 AMT helicopters.
Example 5.1 Figure 5.1 illustrates a helicopter during hovering close to the ground. A
control volume with inlet and outlet dimensions is also shown in figure. The total mass
of the helicopter is 2000 kg. The exit static pressure is atmospheric. Assuming the flow
is a one-dimensional, steady, and incompressible, calculate:
1. The exit velocity of air V2
2. The power of the turboshaft engine
Solution
A control volume enclosing the helicopter with states (1) and (2) identifying upstream
and downstream of the rotor is shown in Fig. 5.1. Both ends have a diameter of 3.3 m,
while the helicopter body at outlet of control volume, state (2), is circular having a
diameter of 3.0 m.
Continuity equation:
??????̇
1=??????̇
2=??????̇
??????̇=&#3627409164;
1&#3627408457;
1??????
1=&#3627409164;
2&#3627408457;
2??????
2
For an incompressible flow, then
&#3627408457;
1=&#3627408457;
2(
??????
2
??????
1
)
Momentum equation:
??????̅
&#3627408454;= ??????̅
&#3627408437;=
??????
??????&#3627408481;
∫&#3627408457;̅
&#3627409164;??????&#3627408457;
&#3627408438;.&#3627408457;.
+∫&#3627408457;̅(&#3627409164;&#3627408457;̅.????????????̅)
&#3627408438;&#3627408454;.

For a steady flow:

165. Charpter 5. Turboshaft

157
Turbomeca đã chế tạo Arrius 2K1 cung cấp công suất cho Eurocopter EC120
Colibri được sử dụng trong du lịch trên Thành phố New York.
Rolls-Royce đã chế tạo nhiều động cơ tuabin trục như Gem cung cấp công suất
cho máy bay trực thăng Augusta Westland Lynx và tuabin trục AE1107C-Liberty cung
cấp công suất cho Bell Boeing V-22 Osprey.
Động cơ tuabin trục Rolls-Royce Turbomeca RTM322 cung c ấp cho
AgustaWestland Apache, AgustaWestland AW101 và NHI NH90.
Phòng thiết kế Soloviev đã chế tạo một trong những động cơ tuabin trục sớm nhất
của Nga, tên là D-25 V vào năm 1957 có công suất 4780 kW (5500 mã lực) để cung cấp
công suất cho các máy bay trực thăng Mi-6, Mi-10 và Mi-12.
Động cơ tuabin trục ba đoạn D-136 Series 1 của Ukraine cung cấp công suất cho
trực thăng vận tải MI-26 lớn nhất thế giới. Các động cơ tuabin trục nổi tiếng khác của
Ukraine là TB3-117 BMA được sử dụng để cung cấp công suất cho trực thăng KA và
TB3-117 BM cung cấp công suất cho trực thăng MI-17 và MI-8 AMT.
Ví dụ 5.1: Hình 5.1 minh họa một chiếc trực thăng trong quá trình bay lơ lửng sát mặt
đất. Một bộ điều khiển thể thích với kích thước đầu vào và đầu ra được thể hiện trong
hình vẽ. Tổng khối lượng của trực thăng là 2.000 kg. Áp suất tĩnh thoát ra là áp suất khí
quyển. Giả sử dòng chảy là một chiều, ổn định và không nén được, hãy tính:
1. Vận tốc thoát khí V2
2. Công suất của của động cơ tuabin trục
Lời giải
Một thể tích điều khiển bao quanh máy bay trực thăng với các trạng thái (1) và (2)
xác định dòng ngược và dòng xuôi của rôto được thể hiện trong Hình 5.1. Cả hai đầu có
đường kính 3,3 m, trong khi thân máy bay trực thăng ở đầu ra của thể tích điều khiển,
trạng thái (2), là hình tròn có đường kính 3,0 m.
Phương trình liên tục:
??????̇
1=??????̇
2=??????̇
??????̇=&#3627409164;
1&#3627408457;
1??????
1=&#3627409164;
2&#3627408457;
2??????
2
Đối với dòng chảy không nén được thì
&#3627408457;
1=&#3627408457;
2(
??????
2
??????
1
)
Phương trình động lượng:
??????̅
&#3627408454;= ??????̅
&#3627408437;=
??????
??????&#3627408481;
∫&#3627408457;̅
&#3627409164;??????&#3627408457;
&#3627408438;.&#3627408457;.
+∫&#3627408457;̅(&#3627409164;&#3627408457;̅.????????????̅)
&#3627408438;&#3627408454;.

Đối với dòng chảy ổn định:

166. Chương 5. Động cơ tuabin trục

158
??????̅
&#3627408454;+ ??????̅
&#3627408437;=∫&#3627408457;(&#3627409164;&#3627408457;̅.????????????̅)
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
&#3627408438;.&#3627408454;

&#3627408451;
1&#3627408468;??????
1+&#3627408451;
2&#3627408468;??????
2+??????&#3627408468;=??????̇(&#3627408457;
2−&#3627408457;
1
)
where P1g and P2g are gauge pressures.

Fig. 5.1 Control volume
Moreover, from Bernoulli’s Equation
&#3627408451;
&#3627408462;&#3627408481;&#3627408474;+
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
∞
2
=&#3627408451;
1+
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
1
2

Vì &#3627408457;
∞=0
&#3627408451;
1&#3627408468;≡&#3627408451;
1− &#3627408451;
&#3627408462;&#3627408481;&#3627408474;=
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
1
2

From (A) &#3627408451;
1&#3627408468;??????
1=−
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
1
2
??????
1=−
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
2
2
??????
2
&#3627408436;2
&#3627408436;1

With &#3627408451;
2&#3627408468;=0, then from Eqs. (A) and (B)
??????&#3627408468;+&#3627408451;
1??????
??????
1=&#3627409164;&#3627408457;
2??????
2[&#3627408457;
2−&#3627408457;
2(
??????
2
??????
1
)]
??????&#3627408468;−
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
2
2
??????
2
??????
2
??????
1
=&#3627409164;&#3627408457;
2??????
2[&#3627408457;
2−&#3627408457;
2(
??????
2
??????
1
)]

167. Charpter 5. Turboshaft

159
??????̅
&#3627408454;+ ??????̅
&#3627408437;=∫&#3627408457;(&#3627409164;&#3627408457;̅.????????????̅)
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
&#3627408438;.&#3627408454;

&#3627408451;
1&#3627408468;??????
1+&#3627408451;
2&#3627408468;??????
2+??????&#3627408468;=??????̇(&#3627408457;
2−&#3627408457;
1
)
Trong đó P1g và P2g là áp suất đo.

Hình 5.1 Điều khiển thể tích
Hơn nữa, từ phương trình Bernoulli
&#3627408451;
&#3627408462;&#3627408481;&#3627408474;+
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
∞
2
=&#3627408451;
1+
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
1
2

Vì &#3627408457;
∞=0
&#3627408451;
1&#3627408468;≡&#3627408451;
1− &#3627408451;
&#3627408462;&#3627408481;&#3627408474;=
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
1
2

Từ (A) &#3627408451;
1&#3627408468;??????
1=−
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
1
2
??????
1=−
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
2
2
??????
2
&#3627408436;2
&#3627408436;1

Với &#3627408451;
2&#3627408468;=0 thì từ phương trình (A) và (B)
??????&#3627408468;+&#3627408451;
1??????
??????
1=&#3627409164;&#3627408457;
2??????
2[&#3627408457;
2−&#3627408457;
2(
??????
2
??????
1
)]
??????&#3627408468;−
1
2
&#3627409164;&#3627408457;
2
2
??????
2
??????
2
??????
1
=&#3627409164;&#3627408457;
2??????
2[&#3627408457;
2−&#3627408457;
2(
??????
2
??????
1
)]

168. Chương 5. Động cơ tuabin trục

160
??????&#3627408468;=&#3627409164;&#3627408457;
2
2
??????
2[1−
??????
2
2??????
1
]
Thrus: &#3627408457;
2√
&#3627408474;&#3627408468;
&#3627409164;&#3627408436;2[1−
??????2
2??????1
]

Since: ??????
1=
&#3627409163;
4
(3,3)
2
=8,553; ??????
2=
&#3627409163;
4
(3,3
2
−3
2
)=1,484
&#3627409164;=
&#3627408451;
&#3627408453;&#3627408455;
=
101×10
3
287×288
=1,22 &#3627408472;&#3627408468;/??????
3

∴&#3627408457;
2=
√
2000×9,81
1,22×1,484×[1−
1,484
2×8,553
]
=√
19620
1,6534
=108,93 ??????/&#3627408480;
From equation (A), &#3627408457;
1=&#3627408457;
2(
&#3627408436;2
&#3627408436;1
)=18,9 ??????/&#3627408480;
Finally, applying the energy equation for the same control volume
&#3627408452;̇+&#3627408458;̇=∫(
&#3627408457;
2
2
)(&#3627409164;&#3627408457;̅.????????????)
&#3627408438;&#3627408454;
+
??????
??????&#3627408481;
∫&#3627408457;
2
&#3627409164;??????&#3627408457;
&#3627408438;&#3627408457;

For adiabatic flow, &#3627408452;̇=0 and steady conditions
??????
??????&#3627408481;
∫&#3627408457;
2
&#3627409164;??????&#3627408457;=0
&#3627408438;&#3627408457;

∴&#3627408458;̇=??????̇(
&#3627408457;
2
2
−&#3627408457;
1
2
2
)
Since ??????̇=&#3627409164;
2&#3627408457;
2??????
2=1,22×108,93×1,484=197,22 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408480;
Then &#3627408458;̇=??????̇(
&#3627408457;
2
2
−&#3627408457;
1
2
2
)=
1
2
×197,22×[108,93
2
−18,9
2
]=1134,831 &#3627408458;.
The power of the turboshaft engine _W = 1134:8kW.
5.3 Thermodynamic Analysis of Turboshaft Engines
A turboshaft engine also has two configurations: either the load is driven by the
same gas generator shaft (Fig. 5.2) or driven by the free power turbine (Fig. 5.3). The
first configuration resembles a single-spool engine while the second is a two-spool one.
The load may be also installed either toward the cold or hot sections.
Thermodynamic cycles are plotted on the temperature–entropy (T-s) diagram for single
and double spools are shown in Figs. 5.3 and 5.4. It is noted that the hot gases expand
in the gas turbine (single spool) or free turbine (double spool) to nearly the ambient
pressure. This provides a greater shaft power and little exhaust velocity.

169. Charpter 5. Turboshaft

161
??????&#3627408468;=&#3627409164;&#3627408457;
2
2
??????
2[1−
??????
2
2??????
1
]
Do đó: &#3627408457;
2=
√
&#3627408474;&#3627408468;
&#3627409164;&#3627408436;2[1−
??????2
2??????1
]

Khi: ??????
1=
&#3627409163;
4
(3,3)
2
=8,553; ??????
2=
&#3627409163;
4
(3,3
2
−3
2
)=1,484
&#3627409164;=
&#3627408451;
&#3627408453;&#3627408455;
=
101×10
3
287×288
=1,22 &#3627408472;&#3627408468;/??????
3

∴&#3627408457;
2=
√
2000×9,81
1,22×1,484×[1−
1,484
2×8,553
]
=√
19620
1,6534
=108,93 ??????/&#3627408480;
Từ phương trình (A), &#3627408457;
1=&#3627408457;
2(
&#3627408436;2
&#3627408436;1
)=18,9 ??????/&#3627408480;
Cuối cùng, áp dụng phương trình năng lượng cho cùng một thể tích điều khiển
&#3627408452;̇+&#3627408458;̇=∫(
&#3627408457;
2
2
)(&#3627409164;&#3627408457;̅.????????????)
&#3627408438;&#3627408454;
+
??????
??????&#3627408481;
∫&#3627408457;
2
&#3627409164;??????&#3627408457;
&#3627408438;&#3627408457;

Đối với dòng chảy đoạn nhiệt, &#3627408452;̇=0 và các điều kiện ổn định
??????
??????&#3627408481;
∫&#3627408457;
2
&#3627409164;??????&#3627408457;=0
&#3627408438;&#3627408457;

∴&#3627408458;̇=??????̇(
&#3627408457;
2
2
−&#3627408457;
1
2
2
)
Khi ??????̇=&#3627409164;
2&#3627408457;
2??????
2=1,22×108,93×1,484=197,22 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408480;
Thì &#3627408458;̇=??????̇(
&#3627408457;
2
2
−&#3627408457;
1
2
2
)=
1
2
×197,22×[108,93
2
−18,9
2
]=1134,831 &#3627408458;.
Công suất của động cơ trục tuabin &#3627408458;̇=1134,8 &#3627408472;&#3627408458;
5.3 Phân tích nhiệt động lực học của động cơ tua bin trục
Động cơ tua bin trục cũng có hai cấu hình: tải được dẫn động bởi cùng một trục bộ
phát khí (Hình 5.2) hoặc được dẫn động bởi tuabin công suất tự do (Hình 5.3). Cấu hình
đầu tiên giống với động cơ một đoạn trong khi cấu hình thứ hai là động cơ hai đoạn.
Tải cũng có thể được đặt về phía các phần lạnh hoặc nóng. Các chu kỳ nhiệt động
lực học được vẽ trên biểu đồ entropy nhiệt độ (T-s) cho loại một đoạn và hai đoạn được
thể hiện trong Hình. 5.3 và 5.4. Lưu ý rằng các khí nóng giãn nở trong tuabin khí (một
đoạn) hoặc tuabin tự do (hai đoạn) đến gần áp suất môi trường. Điều này tạo ra một công
suất trục lớn hơn và vận tốc khí thải nhỏ.

170. Chương 5. Động cơ tuabin trục

162

Fig. 5.2 Single-spool turboshaft engine
5.4 Power Generated by Turboshaft Engines
5.4.1 Single-Spool Turboshaft
From Fig. 5.4, the analysis of diffuser, compressor, and combustion chamber is
typical to that in turboprop engine.
Turbine
The turbine drives both of the compressor and load. Assuming full expansion in
turbine to the ambient pressure, then the specific power delivered to the output shaft
(Wshaft) is expressed as
&#3627408458;
&#3627408480;ℎ&#3627408462;&#3627408467;&#3627408481;=(1+&#3627408467;−&#3627408463;)??????
&#3627408474;&#3627408481;&#3627408458;
1−
&#3627408458;??????
??????????????????
(5.1)
Where f, b is the fuel-to-air ratio and bleed ratio. The mechanical efficiencies for
turbine and compressor are, respectively, ηmt, ηmc.
This shaft which drives the load (here the rotor of a helicopter) experiences some
mechanical losses due to friction in gearbox and bearings, thus
&#3627408458;
&#3627408473;&#3627408476;&#3627408462;&#3627408465;=??????
&#3627408474;&#3627408458;
&#3627408480;ℎ&#3627408462;&#3627408467;&#3627408481; (5.2)


Fig. 5.3 Two-spool turboshaft engine

171. Charpter 5. Turboshaft

163

Hình 5.2 Động cơ tuabin trục một đoạn
5.4 Công suất do Động cơ Tuabin trục phát ra
5.4.1 Tua bin trục một đoạn
Từ hình 5.4, phân tích bộ khuếch tán, máy nén và buồng đốt là điển hình cho phân
tích động cơ tuabin cánh quạt.
Tua bin
Tua bin điều khiển cả máy nén và tải. Giả sử mở rộng hoàn toàn trong tuabin đến
áp suất xung quanh, thì công suất cụ thể được cung cấp cho trục đầu ra (Trục W) được
biểu thị bằng
&#3627408458;
&#3627408480;ℎ&#3627408462;&#3627408467;&#3627408481;=(1+&#3627408467;−&#3627408463;)??????
&#3627408474;&#3627408481;&#3627408458;
1−
&#3627408458;??????
??????????????????
(5.1)
Trong đó f, b là tỷ số nhiên liệu-không khí và tỷ lệ trích khí Hiệu suất cơ của tuabin
và máy nén lần lượt là ηmt, ηmc.
Trục này truyền tải (ở đây là rôto của máy bay trực thăng) chịu một số tổn thất cơ
học do ma sát trong hộp số và ổ trục, do đó:
&#3627408458;
&#3627408473;&#3627408476;&#3627408462;&#3627408465;=??????
&#3627408474;&#3627408458;
&#3627408480;ℎ&#3627408462;&#3627408467;&#3627408481; (5.2)

Hình 5.3 Động cơ tuabin trục tuốc-bin hai đoạn

172. Chương 5. Động cơ tuabin trục

164

Fig. 5.4 T-s diagram for a single-spool turboshaft
The load power is then
&#3627408451;
&#3627408481;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408462;&#3627408473; =??????̇
&#3627408462;&#3627408458;
&#3627408473;&#3627408476;&#3627408462;&#3627408465; (5.3)
5.4.2 Double-Spool Turboshaft
The diffuser, compressor, and combustion chamber also will be treated as in turboprop
sections.
e
Fig. 5.5 T-s diagram for a double-spool turboshaft
Gas generator turbine
The turbine provides sufficient energy to drive the compressor; thus, the outlet
temperature is obtained from the energy balance between the compressor and turbine,
or

173. Charpter 5. Turboshaft

165

Hình 5.4 Sơ đồ T-s cho động cơ tuabin trục tuabin một đoạn
Khi đó công suất tải là
&#3627408451;
&#3627408481;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408462;&#3627408473; =??????̇
&#3627408462;&#3627408458;
&#3627408473;&#3627408476;&#3627408462;&#3627408465; (5.3)
5.4.2 Tua bin trục hai đoạn
Bộ khuếch tán, máy nén và buồng đốt cũng sẽ được xử lý như trong tuabin cánh quạt.

Hình 5.5 Sơ đồ T-s cho tua bin trục hai đoạn
Tua bin phát khí cháy
Tuabin cung cấp đủ năng lượng để chạy máy nén; do đó, nhiệt độ đầu ra thu được từ
sự cân bằng năng lượng giữa máy nén và tuabin, hoặc

174. Chương 5. Động cơ tuabin trục

166
(1+&#3627408467;−&#3627408463;)??????
&#3627408474;&#3627408481;&#3627408458;
&#3627408481;=
&#3627408458;
&#3627408464;
??????
&#3627408474;&#3627408464;

&#3627408455;
05=&#3627408455;
04−
&#3627408438;????????????(&#3627408455;03−&#3627408455;02)
&#3627408438;??????1????????????????????????????????????(1+&#3627408467;−&#3627408463;)
(5.4)
And &#3627408451;
05=&#3627408451;
04[1−(
&#3627408455;04−&#3627408455;05
????????????&#3627408455;04
)]
??????
??????
??????
??????
−1
(5.5)
Free power turbine
The gases are assumed to have a complete expansion to the ambient pressure; thus, the
power delivered to the load is
&#3627408451;
&#3627408473;&#3627408476;&#3627408462;&#3627408465;=??????̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)??????
&#3627408474;??????
&#3627408467;&#3627408481;&#3627408455;
05[1−(
????????????
??????05
)
??????
??????
??????
??????
−1
] (5.6)
Example 5.2 Figure 5.6 illustrates Bell 206 helicopter that is powered by Allison 250-
C20B turboshaft engine. Allison 250-C20 B is a two-spool turboshaft where the gas
generator is composed of a compressor driven by a gas turbine, while the power (free)
turbine drives the helicopter rotor. The engine data are as follows:


Fig. 5.6 Bell 206 helicopter
− Air mass flow rate is 1 kg/s.
− Compressor pressure ratio is 6.2.
− Turbine inlet temperature is 1258 K.
− Fuel heating value is 43 MJ/kg.
− Pressure drop in combustion chamber is 4 %.
− Modules efficiencies are ηc = 0,8, ηb = 0,96, ηgt = ηpt = 0,82, ηm = 0,98.
− For a ground operation

175. Charpter 5. Turboshaft

167

(1+&#3627408467;−&#3627408463;)??????
&#3627408474;&#3627408481;&#3627408458;
&#3627408481;=
&#3627408458;
&#3627408464;
??????
&#3627408474;&#3627408464;

&#3627408455;
05=&#3627408455;
04−
&#3627408438;????????????(&#3627408455;03−&#3627408455;02)
&#3627408438;??????1????????????????????????????????????(1+&#3627408467;−&#3627408463;)
(5.4)
Và &#3627408451;
05=&#3627408451;
04[1−(
&#3627408455;04−&#3627408455;05
????????????&#3627408455;04
)]
??????
??????
??????
??????
−1
(5.5)
Tua bin công suất tự do
Các khí được cho là giãn nở hoàn toàn so với áp suất xung quanh; do đó, công suất được
cung cấp cho tải là:
&#3627408451;
&#3627408473;&#3627408476;&#3627408462;&#3627408465;=??????̇
&#3627408462;(1+&#3627408467;−&#3627408463;)??????
&#3627408474;??????
&#3627408467;&#3627408481;&#3627408455;
05[1−(
????????????
??????05
)
??????
??????
??????
??????
−1
] (5.6)
Ví dụ 5.2 Hình 5.6 minh họa máy bay trực thăng Bell 206 được trang bị động cơ tuabin
trục Allison 250-C20B. Allison 250-C20 B là một tua bin trục hai ống trong đó bộ tạo
khí bao gồm một máy nén được điều khiển bởi một tuabin khí, trong khi tuabin năng
lượng (miễn phí) dẫn động rô-to máy bay trực thăng. Dữ liệu động cơ như sau:

Hình 5.6 Máy bay trực thăng Bell 206
− Tốc độ dòng khí là 1 kg/s.
− Tỷ số áp suất của máy nén là 6,2.
− Nhiệt độ đầu vào tuabin là 1258 K.
− Nhiệt trị nhiên liệu là 43 MJ/kg.
− Độ sụt áp trong buồng đốt là 4 %.
− Hiệu suất của mô-đun là ηc = 0,8, ηb = 0,96, ηgt = ηpt = 0,82, ηm = 0,98.
− Đối với một hoạt động mặt đất

176. Chương 5. Động cơ tuabin trục

168
Calculate
1. Drawing T-s diagram
2. Power delivered to the helicopter rotor
2. Specific fuel consumption
Solution
1. Drawing T-s diagram
From Figure 1 illustrates the layout for the two-spool turboshaft and its state numbering,
we have T-s diagram as below:

For ground operation:
Intake (a–2):
Outlet conditions T02 = Ta = 288 K, P02 = Pa = 101 kPa
Compressor (2–3):
Outlet conditions P03 = πc x P02 = 6,2 x 101=622.2 kPa
&#3627408455;
03=&#3627408455;
02(1+
&#3627409163;
&#3627408464;
??????
??????
????????????−1
−1
??????
&#3627408464;
)=288×(1+
6,2
0,286
−1
0,8
)=535 &#3627408446;
Gas Turbine (States 4–5):
??????
????????????
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)=??????
&#3627408474;(1+&#3627408467;)??????
??????
ℎ
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
05)
&#3627408455;
05=&#3627408455;
04−
??????
????????????
??????
&#3627408474;
(1+&#3627408467;)??????
&#3627408477;
ℎ
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
&#3627408462;
)
&#3627408455;
05=1258−
1,005
0,98×1,0228×1,148
(535−288)=1042 &#3627408446;
&#3627408451;
05
&#3627408451;
04
=[1−
1
??????
&#3627408468;&#3627408481;
(1−
&#3627408455;
05
&#3627408455;
04
)]
??????
ℎ
??????
ℎ−1
=[1−
1
0,82
(1−
1042
1258
)]
4
=0,3912
&#3627408451;
05=235,126 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
Power Turbine (States 5–6):
&#3627408451;
6=&#3627408451;
&#3627408462;=101 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408455;
6=&#3627408455;
05[1−??????
&#3627408467;&#3627408481;{1−(
&#3627408451;
&#3627408462;
&#3627408451;
05
)
??????−1
??????
}]
&#3627408455;
6=1042×[1−0,82{1−(
101
235,0
)
0,25
}]=897,3 &#3627408446;
??????
&#3627408467;&#3627408481;=(1+&#3627408467;)??????
&#3627408477;ℎ
(&#3627408455;
05−&#3627408455;
06
)=1,0228×1,148×(1042−897,3)=191 &#3627408472;&#3627408471;/&#3627408472;&#3627408468;
Power delivered to rotor is
&#3627408451;
&#3627408479;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408476;&#3627408479;=??????
&#3627408474;??????̇
&#3627408462;??????
&#3627408467;&#3627408481;=0,98×1×191=187,2 &#3627408472;&#3627408458;
Specific fuel consumption

177. Charpter 5. Turboshaft

169
&#3627408454;????????????=
&#3627408467;??????̇
&#3627408462;
&#3627408451;
&#3627408479;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408476;&#3627408479;
=
0,0228×1
187,2
=1,2179×10
4
&#3627408472;&#3627408468;
&#3627408472;&#3627408458;.ℎ&#3627408479;
=0,438
&#3627408472;&#3627408468;
&#3627408472;&#3627408458;.ℎ&#3627408479;


Tính
1. Công suất phát từ rotor tàu bay trực thăng
2. Suất tiêu thụ nhiên liệu
Lời giải
Hình 5.6 minh họa cách bố trí cho tua bin trục hai đoạn và cách đánh số trạng thái và
hình 5.5 biểu diễn đồ thị T-s của nó.
Khi vận hành trên mặt đất:
Khí nạp (a–2):
Điều kiện đầu ra T02 = Ta = 288 K, P02 = Pa = 101 kPa
Máy nén (2–3):
Điều kiện đầu ra P03 = πc x P02 = 6,2 x 101= 622,2 kPa
&#3627408455;
03=&#3627408455;
02(1+
&#3627409163;
&#3627408464;
??????
??????
????????????−1
−1
??????
&#3627408464;
)=288×(1+
6,2
0,286
−1
0,8
)=535 &#3627408446;
Tua bin khí (Trạng thái 4–5):
??????
????????????
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)=??????
&#3627408474;(1+&#3627408467;)??????
??????
ℎ
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
05)
&#3627408455;
05=&#3627408455;
04−
??????
????????????
??????
&#3627408474;
(1+&#3627408467;)??????
&#3627408477;
ℎ
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
&#3627408462;
)
&#3627408455;
05=1258−
1,005
0,98×1,0228×1,148
(535−288)=1042 &#3627408446;
&#3627408451;
05
&#3627408451;
04
=[1−
1
??????
&#3627408468;&#3627408481;
(1−
&#3627408455;
05
&#3627408455;
04
)]
??????
ℎ
??????
ℎ−1
=[1−
1
0,82
(1−
1042
1258
)]
4
=0,3912
&#3627408451;
05=235,126 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
Tua bin công suất (Trang thái 5–6):
&#3627408451;
6=&#3627408451;
&#3627408462;=101 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408455;
6=&#3627408455;
05[1−??????
&#3627408467;&#3627408481;{1−(
&#3627408451;
&#3627408462;
&#3627408451;
05
)
??????−1
??????
}]
&#3627408455;
6=1042×[1−0,82{1−(
101
235,0
)
0,25
}]=897,3 &#3627408446;
??????
&#3627408467;&#3627408481;=(1+&#3627408467;)??????
&#3627408477;ℎ
(&#3627408455;
05−&#3627408455;
06
)=1,0228×1,148×(1042−897,3)=191 &#3627408472;&#3627408471;/&#3627408472;&#3627408468;
Công suất cung cấp cho rôto là:
&#3627408451;
&#3627408479;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408476;&#3627408479;=??????
&#3627408474;??????̇
&#3627408462;??????
&#3627408467;&#3627408481;=0,98×1×191=187,2 &#3627408472;&#3627408458;

178. Chương 5. Động cơ tuabin trục

170
Suất tiêu thụ nhiên liệu là:
&#3627408454;????????????=
&#3627408467;??????̇
&#3627408462;
&#3627408451;
&#3627408479;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408476;&#3627408479;
=
0,0228×1
187,2
=1,2179×10
4
&#3627408472;&#3627408468;
&#3627408472;&#3627408458;.ℎ&#3627408479;
=0,438
&#3627408472;&#3627408468;
&#3627408472;&#3627408458;.ℎ&#3627408479;

Example 5.3 Kamov Ka-50 “Black Shark” (Fig. 5.7) is a single-seat Russian attack
helicopter. It is powered by two Klimov TV3-117 turboshaft engines. TV3-117 is a two-
spool turboshaft engine having the following characteristics:
− Maximum power output: 1640 kW
− Turbine inlet temperature: 990
o
C
− Cruise speed: 270 km/h
− Service ceiling: 5500 m
− Compressor pressure ratio: 9,4
− Fuel heating value: 44 MJ/kg
− Pressure drop in combustion: 2 %
− Modules efficiencies: ηd = 092;
− ηc = 0,84, ηb = 0,98, ηgt = ηpt = 0,88, ηm = 0,99


Fig. 5.7 Kamov Ka-50 helicopter
Calculate
1. Air mass flow rate
2. Specific Fuel Consumption (SFC)
Solution

Intake (a-2):
Outlet conditions

179. Charpter 5. Turboshaft

171

Ví dụ 5.3 Tàu bay Kamov Ka-50 “Cá mập đen” (Hình 5.7) là trực thăng tấn công một
chỗ ngồi của Nga. Nó được trang bị hai động cơ tuabin Klimov TV3-117. TV3-117 là
động cơ tua bin trục hai đoạn có các đặc điểm sau:
− Công suất cực đại: 1640 kW
− Nhiệt độ đầu vào tuabin: 990
o
C
− Tốc độ hành trình: 270 km/h
− Trần bay: 5500 m
− Tỉ số áp suất máy nén: 9,4
− Nhiệt trị nhiên liệu: 44 MJ/kg
− Sụt áp khi đốt: 2 %
− Hiệu suất mô đun: ηd = 0,92; ηc = 0,84, ηb = 0,98, ηgt = ηpt = 0,88, ηm = 0,99

Hình 5.7 Máy bay trực thăng Kamov Ka-50
Tính
1. Tốc độ dòng khí
2. Suất tiêu thụ nhiên liệu (SFC)
Lời Giải
1. Tốc độ dòng khí
Ở trần bay 5500 m ta có: Ta = 252,3 K, Pa = 50,5 kPa
Tốc độ bay: &#3627408457;=
270
3,6
=75
&#3627408474;
&#3627408480;

Tốc độ âm thanh: &#3627408462;=√??????&#3627408453;&#3627408455;
&#3627408462;=√1,4×287×252,3=318,4 ??????/&#3627408480;
Hệ số Mach; ??????=
??????
&#3627408462;
=0,236
Lượng tiêu thụ (a-2):
Điều kiện đầu ra:
&#3627408455;
02=&#3627408455;
&#3627408462;(1+
??????−1
2
)??????
2
=255,1 &#3627408446;

180. Chương 5. Động cơ tuabin trục

172
&#3627408451;
02=&#3627408451;
&#3627408462;(1+??????
&#3627408465;
??????−1
2
??????
2
)
??????
??????−1
=52,33 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
Compressor (2–3):
Outlet conditions: P03 = πc x P02 = 492 kPa
&#3627408455;
03=&#3627408455;
02(1+
&#3627409163;
&#3627408464;
??????
??????−1
????????????
−1
??????
&#3627408464;
)=527,8 &#3627408446;
Combustion chamber (3–4):
&#3627408455;
04=990+273=1263 &#3627408446;
&#3627408451;
04=(1−∆&#3627408451;
&#3627408464;&#3627408464;
)×&#3627408451;
03=482,2 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
Fuel-to-Air Ratio
&#3627408467;=
??????
??????????????????
&#3627408455;
05−??????
????????????
&#3627408455;
04
??????
&#3627408463;&#3627408452;
&#3627408453;−??????
??????????????????
&#3627408455;
05
=
1,148×1263−1,005×527,8
0,98×44000−1,148×1263
=0,02206
Gas Turbine (States 4–5):

??????
????????????
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)=??????
&#3627408474;(1+&#3627408467;)??????
&#3627408477;
ℎ
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
05
)
&#3627408455;
05=&#3627408455;
04−
??????
&#3627408477;??????
??????
&#3627408474;(1+&#3627408467;)??????
??????
ℎ
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)
&#3627408455;
05=1263−
1,005
0,98×1,02206×1,148
(527,8−255,1)=1025 &#3627408446;
&#3627408451;
05
&#3627408451;
04
=[1−
1
??????
&#3627408468;&#3627408481;
(1+
&#3627408455;
05
&#3627408455;
04
)]
??????
ℎ
??????
ℎ−1
=[1−
1
0,88
(1+
1025
1263
)]
4
=0,3814
&#3627408451;
05=183,9 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
Power Turbine (States 5–6):
&#3627408451;
6=&#3627408451;
&#3627408462;=50,5 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408455;
6=&#3627408455;
05[1−??????
&#3627408467;&#3627408481;{1−(
&#3627408451;
&#3627408462;
&#3627408451;
05
)
??????−1
??????
}]
&#3627408455;
6=1025×[1−0,88{1−(
50,5
183,9
)
0,25
}]=794,9 &#3627408446;
&#3627408451;
&#3627408479;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408476;&#3627408479;
??????̇
&#3627408462;
=(1+&#3627408467;)??????
&#3627408477;ℎ
(&#3627408455;
05−&#3627408455;
6
)=1,02206×1,148×(1025−794,9)=270&#3627408472;&#3627408445;/&#3627408472;&#3627408468;
Since the power of rotor is 1640 kW, then the air mass flow rate (ma) is obtained as
follows:
??????̇
&#3627408462;=
&#3627408451;
&#3627408451;/??????̇
&#3627408462;
=
1640
270
=6,073 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408480;
Specific fuel consumption
&#3627408454;????????????=
&#3627408467;
&#3627408451;
&#3627408479;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408476;&#3627408479;/??????̇
&#3627408462;
=
0,02206×3600
270
=0,294
&#3627408472;&#3627408468;
&#3627408472;&#3627408458;×ℎ&#3627408479;

181. Charpter 5. Turboshaft

173


Máy nén (2–3):
Điều kiện đầu ra: P03 = πc × P02 = 492 kPa
&#3627408455;
03=&#3627408455;
02(1+
&#3627409163;
&#3627408464;
??????
??????−1
????????????
−1
??????
&#3627408464;
)=527,8 &#3627408446;
Buồng đốt (3–4):
&#3627408455;
04=990+273=1263 &#3627408446;
&#3627408451;
04=(1−∆&#3627408451;
&#3627408464;&#3627408464;
)×&#3627408451;
03=482,2 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
Tỷ lệ nhiên liệu trên không khí:
&#3627408467;=
??????
??????????????????
&#3627408455;
05−??????
????????????
&#3627408455;
04
??????
&#3627408463;&#3627408452;
&#3627408453;−??????
??????????????????
&#3627408455;
05
=
1,148×1263−1,005×527,8
0,98×44000−1,148×1263
=0,02206
Tua bin khí (Trạng thái 4–5):
??????
????????????
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)=??????
&#3627408474;(1+&#3627408467;)??????
&#3627408477;
ℎ
(&#3627408455;
04−&#3627408455;
05
)
&#3627408455;
05=&#3627408455;
04−
??????
&#3627408477;??????
??????
&#3627408474;(1+&#3627408467;)??????
??????
ℎ
(&#3627408455;
03−&#3627408455;
02
)
&#3627408455;
05=1263−
1,005
0,98×1,02206×1,148
(527,8−255,1)=1025 &#3627408446;
&#3627408451;
05
&#3627408451;
04
=[1−
1
??????
&#3627408468;&#3627408481;
(1+
&#3627408455;
05
&#3627408455;
04
)]
??????
ℎ
??????
ℎ−1
=[1−
1
0,88
(1+
1025
1263
)]
4
=0,3814
&#3627408451;
05=183,9 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
Tua bin công suất (Trạng thái 5–6):
&#3627408451;
6=&#3627408451;
&#3627408462;=50,5 &#3627408472;&#3627408451;&#3627408462;
&#3627408455;
6=&#3627408455;
05[1−??????
&#3627408467;&#3627408481;{1−(
&#3627408451;
&#3627408462;
&#3627408451;
05
)
??????−1
??????
}]
&#3627408455;
6=1025×[1−0,88{1−(
50,5
183,9
)
0,25
}]=794,9 &#3627408446;
&#3627408451;
&#3627408479;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408476;&#3627408479;
??????̇
&#3627408462;
=(1+&#3627408467;)??????
&#3627408477;ℎ
(&#3627408455;
05−&#3627408455;
6
)=1,02206×1,148×(1025−794,9)=270&#3627408472;&#3627408445;/&#3627408472;&#3627408468;

Vì công suất của rôto là 1640 kW, nên lưu lượng khối lượng không khí ??????̇
&#3627408462; thu được
như sau:
??????̇
&#3627408462;=
&#3627408451;
&#3627408451;/??????̇
&#3627408462;
=
1640
270
=6,073 &#3627408472;&#3627408468;/&#3627408480;

Suất tiêu thụ nhiên liệu:

182. Chương 5. Động cơ tuabin trục

174
&#3627408454;????????????=
&#3627408467;
&#3627408451;
&#3627408479;&#3627408476;&#3627408481;&#3627408476;&#3627408479;/??????̇
&#3627408462;
=
0,02206×3600
270
=0,294
&#3627408472;&#3627408468;
&#3627408472;&#3627408458;×ℎ&#3627408479;


Problems:
1. For which of these applications is the turboshaft engine most suited?
(A) Low-speed fixed-wing aircraft
(B) Helicopters
(C) High-altitude reconnaissance aircraft
(D) High-speed combat aircraft
2. The Boeing CH-47 Chinook is an American twin-engine, tandem rotor heavylift
helicopter. Its primary roles are troop movement, artillery placement, and battlefield
resupply. It is powered by two Lycoming T55 turboshaft engines (Fig. 5.8). T-55
turboshaft engine has the following characteristics:
• Maximum power output: 3631 kW
• Gas Turbine inlet temperature: 1115
o
C
• Cruise speed: 240 km/h
• Service ceiling: 5640 m
• Compressor pressure ratio: 9.32
• Fuel heating value: 44 MJ/kg
• Pressure drop in combustion: 2 %
• Modules efficiencies: ηd = 0,92; ηc = 0,84; ηb = 0,98; ηgt = ηpt = 0,88; ηr = 0,8.
Calculate:
1. Fuel-to-air ratio
2. Air mass flow rate

183. Charpter 5. Turboshaft

175
Fig. 5.8 Boeing CH-47 Chinook

Bài tập
1. Động cơ tuabin trục phù hợp nhất với những ứng dụng nào sau?
(A) Máy bay cánh cố định tốc độ thấp
(B) Máy bay trực thăng
(C) Máy bay trinh sát tầm cao
(D) Máy bay chiến đấu tốc độ cao
2. Boeing CH-47 Chinook là một loại máy bay trực thăng vận tải hạng nặng hai động
cơ cánh quạt song song của Mỹ. Nhiệm vụ chính của nó là chuyển quân, bố trí pháo
binh và tiếp tế chiến trường. Nó được trang bị hai động cơ tuabin trục Lycoming T55
(Hình 5.8). Động cơ tuốc bin trục T-55 có các đặc điểm sau:
• Công suất tối đa: 3631 kW
• Nhiệt độ đầu vào Tua bin khí: 1115
o
C
• Tốc độ hành trình: 240 km/h
• Trần bay: 5640 m
• Tỉ số áp suất máy nén: 9,32
• Nhiệt trị nhiên liệu: 44 MJ/kg
• Sụt áp khi đốt: 2 %
• Hiệu suất các mô đun: ηd = 0,92; ηc = 0,84; ηb = 0,98; ηgt = ηpt = 0,88; ηr = 0,8.
Tính:
1. Tỷ lệ nhiên liệu-không khí
2. Lưu lượng khối lượng không khí

Hình 5.8 Boeing CH-47 Chinook

184. Chương 5. Động cơ tuabin trục

176


3. Figure 6.9a illustrates the world’s largest helicopter Mi-26 a Russian multipurpose
transport helicopter during lifting and transporting a retired Tupolev Tu-134 airliner. It
is powered by two turboshaft engines: Lotarev D-136. Moreover, Fig. 6.9b illustrates its
hovering operation close to the ground together with a control volume surrounding it
and its inlet and outlet diameters. The total mass of the helicopter is 56,000 kg. The exit
static pressure is atmospheric. Assuming the flow is a one-dimensional, steady, and
incompressible, calculate:
1. The inlet and exit velocities of air V1, V2
2. The power of the turboshaft engine

Fig. 5.9a Mil Mi26 transporting Tupolev Tu-134 airliner

185. Charpter 5. Turboshaft

177



3. Hình 6.9a mô tả máy bay trực thăng lớn nhất thế giới Mi-26 một máy bay trực thăng
vận tải đa năng của Nga trong quá trình nâng và vận chuyển một máy bay chở khách
Tupolev Tu-134 đã ngưng hoạt động. Nó được trang bị hai động cơ tuabin trục: Lotarev
D-136. Hơn nữa, Hình 6.9b mô tả hoạt động bay lơ lửng của nó gần mặt đất cùng với
một thể tích điều khiển bao quanh nó và các đường kính đầu vào và đầu ra. Tổng khối
lượng của trực thăng là 56.000 kg. Áp suất tĩnh ra là áp suất khí quyển. Giả sử lưu lượng
dòng là một chiều, ổn định và không nén được, hãy tính:
1. Vận tốc vào và ra của không khí V1, V2
2. Côn suất của động cơ tuabin trục

Hình 5.9a Mil Mi26 vận chuyển máy bay chở khách Tupolev Tu-134.

186. Chương 5. Động cơ tuabin trục

178

Fig. 5.9b Control volumefor hovering helicopter

187. Charpter 5. Turboshaft

179

Hình 5.9b Điều khiển thể tích cho trực thăng lơ lửng

188. Chương 6. Bộ nguồn phụ

180
CHAPTER 6. AUXILIARY POWER UNITS
6.1 Introduction
Auxiliary power units (APU’s) are fitted in the majority of transport aircraft to
supply electrical power and compressed air when the aircraft is on the ground with its
main engines shut down, in order to reduce the need for ground support equipment.
Normally the APU is operated only when the aircraft is on the ground, but many modern
transport aircraft can utilise the APU in flight as an alternative source of electrical
power, if needed. Operation in flight is usually only possible within specified maximum
airspeed and altitude limitations.
The APU is typically a self-contained unit comprising a constant speed gas turbine
coupled to a gearbox, from which a generator of similar type and rating to the aircraft's
main generators is driven. The APU gearbox also drives the gas turbine accessories (fuel
pump, lubricating oil pump, tachometer and a centrifugal switch controlling the starter,
ignition, speed governing and overspeed protection circuits).
A typical Auxiliary Power Unit is illustrated in section at Figure 6.1. A load
compressor mounted on the same shaft as the APU power section and sharing the same
air supply as the power section compressor, supplies air to the aircraft pneumatic system.
The gearbox containing the generator and ancillary drives is shown at the end of the
APU rotating assembly

FIGURE 6.1 A Typical Auxillary Power Unit

189. Chapter 6. Auxiliary power units

181
CHƯƠNG 6. BỘ NGUỒN PHỤ
6.1 Introduction
Các bộ nguồn phụ (APU) được trang bị trong phần lớn các máy bay vận tải để
cung cấp năng lượng điện và khí nén khi máy bay ở trên mặt đất khi động cơ chính
ngừng hoạt động, nhằm giảm nhu cầu về thiết bị hỗ trợ từ mặt đất. Thông thường, APU
chỉ được vận hành khi máy bay ở trên mặt đất, nhưng nhiều máy bay vận tải hiện đại có
thể sử dụng APU trong chuyến bay như một nguồn năng lượng điện thay thế, nếu cần.
Làm việc trong chuyến bay của bộ APU thường chỉ có thể thực hiện được trong giới hạn
tốc độ và độ cao tối đa được chỉ định.
APU thường là một thiết bị độc lập bao gồm một tuabin khí tốc độ không đổi được
ghép nối với hộp số, từ đó một máy phát điện có kiểu loại tương tự và cùng thông số với
máy phát điện chính được dẫn động bởi động cơ tàu bay. Hộp số của bộ ngồn phụ APU
cũng dẫn động các phụ kiện của tua-bin khí (bơm nhiên liệu, bơm dầu bôi trơn, máy đo
tốc độ và công tắc ly tâm điều khiển bộ khởi động, đánh lửa, điều chỉnh tốc độ và mạch
bảo vệ quá tốc).
Một Bộ Nguồn Phụ điển hình được minh họa trong phần ở Hình 6.1. Máy nén tải
được gắn trên cùng một trục với phần nguồn APU và chia sẻ cùng nguồn cung cấp không
khí với phần nguồn máy nén, cung cấp không khí cho hệ thống khí nén của máy bay.
Hộp số chứa máy phát và các ổ đĩa phụ được hiển thị ở phần cuối của cụm xoay APU

Hình 6.1 Một bộ nguồn phụ điển hình

190. Chương 6. Bộ nguồn phụ

182
6.2 Location
The APU is located in an un-pressurised compartment, usually in the rear
fuselage and separated from the remainder of the aircraft by a firewall. Access to the
compartment is external. Figure 6.2 shows the location of the APU in the Boeing 757.

FIGURE 6.2 Location of Auxillary Power Unit
Air supply for the gas turbine compressor is admitted via ducted intakes. These
normally take the form of doors, which open automatically at the beginning of the start
sequence and close when the APU is shut down. The APU intake door positions are
often indicated at the APU control panel in the flight compartment.
The APU gas turbine compressor discharges to a plenum chamber, from which
air for combustion is supplied to the combustion chambers of the APU gas turbine. In
some units, a regulated supply of bleed air is ducted from the plenum chamber for the
aircraft's cabin air conditioning and main engine air-starting systems.
6.3 Fuel System
The APU fuel is supplied from one of the aircraft main fuel tanks via a remotely
operated (solenoid) valve. A fuel control unit (FCU) regulates fuel supply. The FCU
controls acceleration during starting and maintains constant speed, under varying load
conditions, when the unit is running.
6.4 Starting and Ignition
The APU utilises an electric starter motor, which drives through the unit gearbox
and is usually powered from the aircraft batteries. In some cases a separate APU starter
battery is fitted.
The ignition unit is of the high-energy type and the starting sequence is basically
the same for all types of APU.

191. Chapter 6. Auxiliary power units

183
6.2 Vị trí
APU được đặt trong khoang không áp suất, thường ở phía sau thân máy bay và
được ngăn cách với phần còn lại của máy bay bằng tường lửa. Cửa vào vào buồng từ
bên ngoài. Hình 6.2 vị trí APU trên tàu bay Boeing 757.

Hình 6.2 Vị trí của bộ nguồn phụ
Việc cung cấp không khí cho máy nén tuabin khí được đưa vào thông qua cửa hút
gió. Chúng thường có dạng cửa, tự động mở khi bắt đầu trình tự khởi động và đóng lại
khi APU tắt. Các vị trí cửa nạp APU thường được chỉ định tại bảng điều khiển APU
trong khoang máy bay.
Máy nén tuabin khí APU nạp khí vào từ buồng gió, từ đó không khí để đốt cháy
được cung cấp cho các buồng đốt của tuabin khí APU. Trong một số bộ phận, một nguồn
cung cấp khí trích điều áp được dẫn từ buồng thông gió cho hệ thống điều hòa không
khí trong cabin của máy bay và hệ thống khởi động bằng không khí của động cơ chính.
6.3 Hệ thống nhiên liệu
Nhiên liệu APU được cung cấp từ một trong các thùng nhiên liệu chính của tàu
bay thông qua van (điện từ) điều khiển từ xa. Bộ điều khiển nhiên liệu (FCU) điều chỉnh
việc cung cấp nhiên liệu. FCU điều khiển gia tốc trong quá trình khởi động và duy trì
tốc độ không đổi, trong các điều kiện tải khác nhau, khi thiết bị đang chạy.
6.4 Khởi động và đánh lửa
APU sử dụng một động cơ khởi động bằng điện, truyền động qua hộp số thiết bị
và thường được cung cấp năng lượng từ ắc qui tàu bay. Trong một số trường hợp, một
ắc qui khởi động APU riêng biệt được trang bị.
Bộ phận đánh lửa thuộc loại năng lượng cao và trình tự khởi động về cơ bản là
giống nhau đối với tất cả các loại APU.

192. Chương 6. Bộ nguồn phụ

184
In some systems the APU starter motor is isolated in flight (via one of the landing
gear squat switches), and in-flight starts are achieved using the windmill start principle.
The in-flight start envelope for the APU will be narrower (a lower altitude and a higher
airspeed being required than with a motor-assisted air-start) with this system.
Furthermore, the APU inlet duct door arrangement needs to be more complex in order
to provide increased ram air effect to windmill the engine up to an adequate rotational
speed for the introduction of fuel and the energising of the igniter circuits.
However, in the event of a double generator failure (on a two-engined aircraft)
the available emergency source of electrical power (the aircraft batteries) is not depleted
by what may be an unsuccessful attempt to start the APU in order to provide an
alternative source of generated electrical power. The only electrical power required
being that involved in sequencing the APU inlet duct doors.
APU’s are notoriously difficult to start following a prolonged period of flight at
high altitude, which has resulted in well and truly cold-soaked lubricating oil.
The main APU control and indication panel is located in the aircraft flight deck.
The starting sequence is initiated by closing the master control switch (toggle or push
type). This opens the air intake doors, and the starter motor then motors up the APU.
The fuel supply and ignition controls are activated as and when the appropriate rotational
speeds are achieved. A typical APU control panel is shown at Figure 6.3.

FIGURE 24-3 Typical Auxillary Power Unit Control Panel

193. Chapter 6. Auxiliary power units

185
Trong một số hệ thống, động cơ khởi động APU được cách ly trong chuyến bay
(thông qua một trong các công tắc gạt của bộ phận hạ cánh) và việc khởi động trong khi
bay được thực hiện bằng cách sử dụng nguyên tắc khởi động quạt gió. Phạm vi khởi
động cho APU trong khí bay sẽ hẹp hơn (yêu cầu độ cao thấp hơn và tốc độ không khí
cao hơn so với khởi động không khí có động cơ hỗ trợ) với hệ thống này. Thêm nữa,
việc bố trí cửa ống dẫn khí vào APU cần phải phức tạp hơn để tăng hiệu ứng không khí
ram tạo gió cho động cơ đạt tốc độ quay phù hợp để đưa nhiên liệu vào và cấp điện cho
các mạch đánh lửa.
Tuy nhiên, trong trường hợp sự cố cả hai máy phát điện (trên máy bay hai động
cơ), nguồn điện dự phòng sẵn có (ắc quy máy bay) không bị cạn kiệt do nỗ lực khởi
động APU không thành công để cung cấp một nguồn năng lượng điện được tạo ra thay
thế. Năng lượng điện duy nhất được yêu cầu liên quan đến việc sắp xếp thứ tự các cửa
ống dẫn khí vào APU.
APU thường khó khởi động sau một thời gian dài bay ở độ cao lớn, điều này dẫn
đếnyêu cầu dầu bôi trơn chịu lạnh tốt và thực sự tốt.
Bảng chỉ báo và điều khiển APU chính được đặt trong buồng lài của tàu bay. Trình
tự khởi động được bắt đầu bằng cách đóng công tắc điều khiển chính (loại chuyển đổi
hoặc đẩy). Thao tác này sẽ mở các cửa nạp khí và sau đó mô-tơ khởi động sẽ khởi động
APU. Nhiên liệu cấp vào và điều khiển đánh lửa được kích hoạt khi đạt được tốc độ
quay thích hợp. Bảng điều khiển APU điển hình được minh họa trong Hình 6.3.

Hình 6.3 Bảng điều khiển bộ nguồn phụ điển hình

194. Chương 6. Bộ nguồn phụ

186
After lighting up has taken place the APU engine accelerates, with the continued
aid of the starter motor, typically to between 35% and 50% of governed rpm. At this
point the starter motor circuit is de-energised and the engine accelerates to governed
speed under its own turbine power. At about 95% governed speed the ignition circuit is
cancelled by the centrifugal switch and combustion becomes self-sustaining.
It is good practice to allow the unit to run at no load for a minute or so, to allow
all parts to reach normal working temperatures, before selecting electrical and
pneumatic system air loads. An overspeed sensing system will automatically shut down
the APU if governed speed is exceeded, typically when speed reaches 110% of governed
speed.
During starting the APU must be monitored to ensure that light up and governed
speed are achieved within specified time limits, and that overheating does not occur.
The number of re-starts attempts permissible is also specified in the aircraft operating
and maintenance manuals.
6.5 Fire Protection and Cooling Systems
The APU compartment is fitted with its own continuous-wire fire detection
system and its own single-shot fire extinguishing system. In addition to activating visual
and aural warnings, the detection circuit is normally arranged so that it will
automatically activate the APU shut down. The APU fire extinguisher is activated by
manually operated switches on the APU control panel. In some APU’s the fire
extinguisher is discharged automatically when the detection circuit is activated.
A fan, driven from the accessory’s gearbox, provides cooling and ventilation of
the APU compartment and cooling air for the generator and lubricating oil cooler.
6.6 Shutting Down
The APU is normally shut down by selecting the OFF (or STOP) position on the
master control switch, after first allowing the unit to run on no-load for about two
minutes to assist with even cooling of the engine.
Automatic shut down of the APU will typically occur as a result of any or all of
the following conditions:
(a) Overspeed (typically 110% of governed rpm).
(b) Excess exhaust gas temperature (EGT).
(c) Loss of EGT signal to the control system.
(d) Low lubricating oil pressure.
(e) High lubricating oil temperature.
(f) APU compartment fire detection system operation.
(g) Excess APU bleed air outlet temperature.
(h) When specified airspeed or altitude limitations are exceeded.
Following an automatic shut down the master control switch should be selected
OFF (or STOP).

195. Chapter 6. Auxiliary power units

187
Sau khi đèn sáng, động cơ APU tăng tốc, với sự hỗ trợ liên tục của động cơ khởi
động, thường đạt từ 35% đến 50% vòng quay được điều tốc. Tại thời điểm này, mạch
động cơ khởi động bị ngắt điện và động cơ tăng tốc đến tốc độ được điều chỉnh bằng
năng lượng tuabin của chính nó. Ở tốc độ điều chỉnh khoảng 95%, mạch đánh lửa được
dừng nhờ công tắc ly tâm và quá trình đốt cháy trở nên tự duy trì.
Nên cho phép thiết bị chạy không tải trong khoảng một phút để tất cả các bộ phận
đạt đến nhiệt độ làm việc bình thường trước khi chọn tải không khí cho hệ thống điện
và khí nén. Hệ thống cảm biến quá tốc độ sẽ tự động tắt APU nếu tốc độ được điều chỉnh
bị vượt quá, thường là khi tốc độ đạt 110% tốc độ được điều chỉnh.
Trong khi khởi động, APU phải được theo dõi để đảm bảo rằng đèn sáng và tốc độ
được điều chỉnh đạt được trong giới hạn thời gian đã chỉ định và không xảy ra hiện
tượng quá nhiệt. Số lần thử khởi động lại cho phép cũng được quy định trong sổ tay
hướng dẫn vận hành và bảo dưỡng tàu bay.
6.5 Hệ thống phòng cháy và làm mát
Khoang chứa APU được trang bị hệ thống phát hiện cháy liên tục và hệ thống chữa
cháy tự động chữa cháy. Ngoài việc kích hoạt các cảnh báo bằng hình ảnh và âm thanh,
mạch phát hiện thường được bố trí sao cho nó sẽ tự động kích hoạt tắt APU. Bình chữa
cháy APU được kích hoạt bằng các công tắc vận hành thủ công trên bảng điều khiển
APU. Ở một số APU, bình chữa cháy được xả tự động khi mạch phát hiện được kích
hoạt.
Một quạt, được dẫn động từ hộp số, cung cấp khả năng làm mát và thông gió cho
khoang APU và không khí làm mát cho máy phát điện và bộ làm mát dầu bôi trơn.
6.6 Dừng
APU thường được tắt bằng cách chọn vị trí TẮT (hoặc STOP) trên công tắc điều
khiển chính, sau lần đầu tiên cho phép thiết bị chạy không tải trong khoảng hai phút để
hỗ trợ làm mát động cơ.
Tự động tắt APU thường sẽ xảy ra do bất kỳ hoặc tất cả các điều kiện sau:
(a) Quá tốc độ (thường là 110% vòng tua máy được điều chỉnh).
(b) Nhiệt độ khí thải (EGT) vượt quá giới hạn.
(c) Mất tín hiệu nhiệt độ khí thải (EGT) đến hệ thống điều khiển.
(d) Áp suất dầu bôi trơn thấp.
(e) Nhiệt độ dầu bôi trơn cao.
(f) Hoạt động của hệ thống phát hiện cháy khoang APU.
(g) Nhiệt độ khí trích ra APU vượt quá mức cho phép.
(h) Khi vượt quá giới hạn tốc độ bay hoặc độ cao quy định.
Sau khi tắt tự động, công tắc điều khiển chính phải được chọn TẮT (hoặc DỪNG).

196. Chương 6. Bộ nguồn phụ

188
Depending upon the complexity of the APU monitoring and automatic shut-down
system provided, a second APU control panel may or may not be provided externally
under a panel in the aircraft skin (normally adjacent to the APU itself), which will permit
APU shut-down to be initiated from outside the aircraft. Associated with this external
panel will be an APU fire warning klaxon. Appreciate that it is common for the APU to
be left running when the flight deck is unoccupied.
Operating envelopes for APU’s vary according to type or requirement. Some
APU’s have a restriction on the maximum altitude for starting, which may be governed
by associated equipment limitations i.e., battery or by the starting envelope. The altitude
limit may be lower than the aircraft’s maximum ceiling. Whilst an APU can be operated
at higher altitudes its output may be restricted ie. a generator may go from 100% output
at 25,000 ft to 60% at 39,000 ft.
Should the demand on systems provided by the APU (pneumatic/electric or both)
exceed the designed APU load, automatic control devices will be activated to protect
the APU from exceeding engine operating temperature limits (EGT). Higher altitudes
could be more critical. In conditions of high electrical load and air bleed the limiting
function of the APU EGT will reduce the bleed air supply but permit the APU to
maintain generator output.
6.7 Ram Air Turbine
24. Many commercial transport aircraft are fitted with an air-driven turbine that drives
an emergency alternator, for use in the event of failure of all the engine-driven
alternators.
A typical unit comprises a single stage turbine with direct drive to the alternator,
which is usually of lower output capacity to the engine driven alternators and capable
of meeting essential electrical requirements. The unit is normally stowed in a
compartment closed by a hinged door.
When activated, the door opens and the ram air turbine is deployed into the air
stream, where it is rotated by the airflow passing through the turbine blades. Variable
incidence inlet guide vanes control the airflow into the turbine wheel. Constant rotary
speed is maintained by variation of the inlet guide vanes under the influence of a
flyweight type governor.
In some instances, a variable pitch two-bladed propeller is used as the driving
unit and certain aircraft have a ram air turbine driving an emergency hydraulic pump.
Typically, the unit is located in the underside of the wing root fairing and is
deployed mechanically by spring action when a release catch is activated from the flight
deck.

197. Chapter 6. Auxiliary power units

189
Tùy thuộc vào mức độ phức tạp của hệ thống giám sát và tự động dừng APU được
cung cấp, bảng điều khiển APU thứ hai có thể được cung cấp hoặc không được cung
cấp bên ngoài dưới bảng điều khiển trên vỏ máy bay (thường liền kề với chính APU),
bảng điều khiển này sẽ cho phép APU tắt máy được bắt đầu từ bên ngoài máy bay. Đi
kèm với bảng điều khiển bên ngoài này sẽ là một cảnh báo cháy APU. Đánh giá cao
rằng APU thường bị dừng khi buồng lái không có người.
Qui trình vận hành cho APU khác nhau tùy theo loại hoặc yêu cầu. Một số APU
có giới hạn về độ cao tối đa được đề xuất, giới hạn này có thể bị chi phối bởi các giới
hạn của thiết bị liên quan, chẳng hạn như ắc qui hoặc bởi đường xuất phát. Giới hạn độ
cao có thể thấp hơn độ cao tối đa của máy bay. Trong khi APU có thể được vận hành ở
độ cao cao hơn, tức là đầu ra của nó có thể bị hạn chế. một máy phát điện có thể giảm
từ 100% sản lượng ở 25.000 ft xuống 60% ở độ cao 39.000 ft.
Nếu nhu cầu đối với các hệ thống do APU cung cấp (khí nén/điện hoặc cả hai)
vượt quá tải thiết kế của APU, các thiết bị điều khiển tự động sẽ được kích hoạt để bảo
vệ APU không vượt quá giới hạn nhiệt độ vận hành của động cơ (EGT). Độ cao cao hơn
có thể quan trọng hơn. Trong điều kiện tải điện cao và xả khí, chức năng giới hạn của
APU EGT sẽ giảm nguồn cung cấp khí bị xả nhưng cho phép APU duy trì đầu ra của
máy phát.
6.7 Tua bin khí Ram
Nhiều máy bay vận tải thương mại được trang bị một tua-bin chạy bằng không khí
để chạy một máy phát điện xoay chiều khẩn cấp, để sử dụng trong trường hợp tất cả các
máy phát điện chạy bằng động cơ đều bị hỏng.
Một tổ máy điển hình bao gồm một tuabin một cấp với hệ thống truyền động trực
tiếp đến máy phát điện xoay chiều, thường có công suất đầu ra thấp hơn so với máy phát
điện chạy bằng động cơ và có khả năng đáp ứng các yêu cầu điện thiết yếu. Thiết bị
thường được xếp gọn trong một ngăn được đóng bằng cửa có bản lề.
Khi được kích hoạt, cửa sẽ mở ra và tua-bin khí ram được được nối vào luồng
không khí, tại đây tua-bin quay nhờ luồng không khí đi qua các cánh tua-bin. Các van
dẫn hướng đầu vào có tần suất thay đổi điều khiển luồng không khí vào bánh tuabin.
Tốc độ quay không đổi được duy trì nhờ sự thay đổi của các cánh dẫn hướng đầu vào
dưới ảnh hưởng của bộ điều tốc loại quả văng.
Trong một số trường hợp, một cánh quạt hai cánh có bước thay đổi được sử dụng
làm bộ phận dẫn động và một số máy bay nhất định có một tuabin khí ram dẫn động
một bơm thủy lực khẩn cấp.
Thông thường, bộ phận này nằm ở mặt dưới của yếm gốc cánh và được triển khai
một cách cơ học bằng tác động của lò xo khi một chốt nhả được kích hoạt từ buồng lái.

198. Charpter 7 Power plant installation

189
CHARPTER 7 POWER PLANT INSTALLATION
7.1 INTRODUCTION
When a gas turbine engine is installed in an aircraft it usually requires a number
of accessories fitting to it and connections made to various aircraft systems. The engine,
jet pipe and accessories, and in some installations a thrust reverser, must be suitably
cowled and an air intake must be provided for the compressor, the complete installation
forming the aircraft power plant.
7.2 POWER PLANT LOCATION
The power plant location and aircraft configuration are of an integrated design,
and this depends upon the duties that the aircraft has to perform. Turbo-jet engine power
plants may be in the form of pod installations that are attached to the wings by pylons
(fig. 23-1) or attached to the sides of the rear fuselage by short stub wings (fig. 23-2), or
they may be buried in the fuselage or wings. Some aircraft have a combination of rear
fuselage and tailmounted power plants, others, as shown in fig. 23-3, have wing-
mounted pod installations with a third engine buried in the tail structure. Turbo-propeller
engines, however, are normally limited to installation in the wings or nose of an aircraft.

Fig. 7.1 Wing-mounted pod installation.

Fig. 7.2 Fuselage - mounted pod installation.

199. Chương 7 Lắp đặt hệ động lực

190
CHƯƠNG 7 LẮP ĐẶT HỆ ĐỘNG LỰC
7.1 Giới thiệu chung
Khi một động cơ tua-bin khí được lắp đặt trên máy bay, nó thường yêu cầu một số
phụ kiện phù hợp với nó và các kết nối được thực hiện với các hệ thống khác nhau của
máy bay. Động cơ, ống phản lực và các phụ kiện, và trong một số hệ thống lắp đặt, bộ
đảo ngược lực đẩy, phải được che đậy phù hợp và phải cung cấp một cửa hút khí cho
máy nén, hệ thống lắp đặt hoàn chỉnh tạo thành nhà máy điện máy bay.
7.2 Vị trí hệ động lực
Vị trí nhà máy điện và cấu hình tàu bay được thiết kế tích hợp và điều này phụ
thuộc vào nhiệm vụ mà tàu bay phải thực hiện. Nhà máy điện động cơ phản lực turbo
có thể ở dạng lắp đặt vỏ được gắn vào cánh bằng các giá treo (hình 7.1) hoặc được gắn
vào các cạnh của thân máy bay phía sau bằng các cánh cuống ngắn (hình 7.2), hoặc
chúng có thể bị chôn vùi trong thân máy bay hoặc cánh. Một số máy bay có sự kết hợp
giữa thân máy bay phía sau và các nhà máy điện gắn ở đuôi, một số khác, như thể hiện
trong hình 7.3, có lắp đặt vỏ gắn trên cánh với động cơ thứ ba được chôn trong cấu trúc
đuôi. Tuy nhiên, động cơ cánh quạt tua-bin thường chỉ được lắp đặt ở cánh hoặc mũi
máy bay.

Hình 7.1 Lắp đặt khoang gắn trên cánh.

Hình 7.2 Lắp đặt vỏ gắn trên thân máy bay.

200. Charpter 7 Power plant installation

191



Fig. 7.3 Tail and wing-mounted pod installation.
The position of the power plant must not affect the efficiency of the air intake,
and the exhaust gases must be discharged clear of the aircraft and its control surfaces.
Any installation must also be such that it produces the minimum drag effect.
Power plant installations are numbered from left to right when viewed from the
rear of the aircraft.
Supersonic aircraft usually have the power plants buried in the aircraft for
aerodynamic reasons. Vertical lift aircraft can use either the buried installation or the
podded power plant, or in some instances both types may be combined in one aircraft
(Part 18).
7.3 AIR INTAKES
The main requirement of an air intake is that, under all operating conditions,
delivery of-the air to the engine is achieved with the minimum loss of energy occurring
through the duct. To enable the compressor to operate satisfactorily, the air must reach
the compressor at a uniform pressure distributed evenly across the whole inlet area.
The ideal air intake for a turbo-jet engine fitted to an aircraft flying at subsonic
or low supersonic speeds, is a short, pitot-type circular intake (fig. 7.4). This type of
intake makes the fullest use of the ram effect on the air due to forward speed and suffers
the minimum loss of ram pressure with changes of aircraft attitude. However, as sonic
speed is approached, the efficiency of this type of air intake begins to fall because of the
formation of a shock wave at the intake lip.
The pitot-type intake can be used for engines that are mounted in pods or in the
wings, although the latter sometimes require a departure from the circular crosssection
because of the wing thickness (fig. 7.5).

201. Chương 7 Lắp đặt hệ động lực

192


Hình 7.3 Lắp đặt khoang gắn đuôi và cánh.
Vị trí của nhà máy điện không được ảnh hưởng đến hiệu quả hút khí, thải khí thải
ra khỏi tàu bay và các bề mặt điều khiển của tàu bay. Bất kỳ cài đặt nào cũng phải sao
cho nó tạo ra hiệu ứng kéo tối thiểu.
Các công trình nhà máy điện được đánh số từ trái sang phải khi nhìn từ phía sau
tàu bay.
Máy bay siêu âm thường có các nhà máy điện được chôn trong máy bay vì lý do
khí động học. Máy bay nâng thẳng đứng có thể sử dụng hệ thống lắp đặt chôn ngầm
hoặc nhà máy điện có vỏ bọc, hoặc trong một số trường hợp, cả hai loại có thể được kết
hợp trong một máy bay.
7.3 Miệng hút
Yêu cầu chính của việc nạp khí là, trong mọi điều kiện vận hành, việc cung cấp
không khí cho động cơ đạt được với tổn thất năng lượng tối thiểu xảy ra qua ống dẫn.
Để cho phép máy nén hoạt động tốt, không khí phải đến máy nén với áp suất đồng đều
được phân bổ đều trên toàn bộ khu vực đầu vào.
Đường nạp khí lý tưởng cho động cơ phản lực tuốc-bin trang bị cho máy bay bay
ở tốc độ cận âm hoặc tốc độ siêu âm thấp, là đường nạp khí hình tròn, ngắn, kiểu pitot
(hình 7.4). Loại cửa hút này tận dụng tối đa hiệu ứng lực đẩy lên không khí do tốc độ
chuyển tiếp và giảm tối thiểu áp suất lực đẩy khi thay đổi tư thế của máy bay. Tuy nhiên,
khi đạt đến tốc độ âm thanh, hiệu quả của loại khí nạp này bắt đầu giảm do sự hình thành
sóng xung kích ở môi nạp.
Cửa hút kiểu pitot có thể được sử dụng cho các động cơ được lắp trong vỏ hoặc
trong cánh, mặc dù cánh sau đôi khi yêu cầu lệch khỏi mặt cắt tròn do độ dày của cánh
(hình 7.5).

202. Charpter 7 Power plant installation

193

Fig. 7.4 Pitot-type intake.

Fig. 7.5 Wing leading edge intakes.
9. Single engined aircraft sometimes use a pilottype intake; however, because this
generally involves the use of a long duct ahead of the compressor, a divided type of
intake on each side of the fuselage is often used (fig. 23-6).

Fig. 7.6 Single engined aircraft with fuselage intakes.

203. Chương 7 Lắp đặt hệ động lực

194

Hình 7.4 Cửa nạp kiểu pitot.

Hình 7.5 Cửa hút gió cạnh trước của cánh.
Máy bay một động cơ đôi khi sử dụng cửa hút kiểu phi công; tuy nhiên, vì điều
này thường liên quan đến việc sử dụng một ống dẫn dài phía trước máy nén, nên người
ta thường sử dụng một loại cửa hút phân chia ở mỗi bên của thân máy bay (hình 7.6).

Hình 7.6 Máy bay một động cơ có cửa hút gió thân máy bay.

204. Charpter 7 Power plant installation

195
The disadvantage of the divided type of air intake is that when the aircraft yaws,
a loss of ram pressure occurs on one side of the intake, as shown in fig. 23-7, causing an
uneven distribution of airflow into the compressor.

Fig. 7.7 Loss of ram pressure in divided intakes.
At higher supersonic speeds, the pitot type of air intake is unsuitable due to the
severity of the shockwave that forms and progressively reduces the intake efficiency as
speed increases. A more suitable type of intake for these higher speeds is known as the
external/internal compression intake (fig. 23-8). This type of intake produces a series of
mild shock waves without excessively reducing the intake efficiency.

Fig. 7.8 External/internal compression intake.
As aircraft speed increases still further, so also does the intake compression ratio
and, at high Mach numbers, it is necessary to have an air intake that has a variable throat
area and spill valves to accommodate and control the changing volumes of air (fig. 23-
9). The airflow velocities encountered in the higher speed range of the aircraft are much
higher than the engine can efficiently use; therefore, the air velocity must be decreased
between the intake and the engine air inlet. The angle of the variable throat area intake
automatically varies with aircraft speed and positions the shock wave to decrease the air
velocity at the engine inlet and maintain maximum pressure recovery within the inlet
duct. However, continued development enables this to be achieved by careful design of
the intake and ducting. This, coupled with auxiliary air doors to permit extra air to be
taken in under certain engine operating conditions, allows the airflow to be controlled
without the use of variable geometry intakes. The fuselage intakes shown in fig. 23-10
are of the variable throat area type.

205. Chương 7 Lắp đặt hệ động lực

196
Nhược điểm của kiểu hút gió chia đôi là khi máy bay nghiêng, xảy ra hiện tượng
mất áp suất ram ở một bên của ống hút, như minh họa trong hình. 7.7, khiến luồng không
khí vào máy nén không đều.

Hình 7.7 Mất áp suất ram trong các cửa hút được chia.
Ở tốc độ siêu âm cao hơn, kiểu hút gió pitot không phù hợp do mức độ nghiêm
trọng của sóng xung kích hình thành và làm giảm dần hiệu suất hút khi tốc độ tăng. Một
loại cửa hút phù hợp hơn cho những tốc độ cao hơn này được gọi là cửa hút nén bên
ngoài/bên trong (hình 7.8). Loại cửa hút này tạo ra một loạt sóng xung kích nhẹ mà
không làm giảm quá nhiều hiệu suất nạp.

Hình 7.8 Lượng nén bên ngoài/bên trong.
Khi tốc độ máy bay tiếp tục tăng lên, thì tỷ số nén khí nạp cũng tăng theo và ở
số Mach cao, cần phải có một cửa hút khí có diện tích họng thay đổi và van tràn để phù
hợp và kiểm soát lượng không khí thay đổi (hình 7.9). Vận tốc luồng không khí gặp phải
trong phạm vi tốc độ cao hơn của máy bay cao hơn nhiều so với mức mà động cơ có thể
sử dụng hiệu quả; do đó, tốc độ không khí phải giảm giữa cửa nạp và cửa nạp khí của
động cơ. Góc của cửa hút gió ở khu vực cổ họng có thể thay đổi tự động thay đổi theo
tốc độ máy bay và định vị sóng xung kích để giảm tốc độ không khí ở cửa hút gió của
động cơ và duy trì khả năng phục hồi áp suất tối đa trong ống dẫn gió. Tuy nhiên, sự
phát triển liên tục cho phép đạt được điều này bằng cách thiết kế cẩn thận cửa hút và
ống dẫn. Điều này, kết hợp với các cửa gió phụ để cho phép lấy thêm không khí trong
các điều kiện vận hành nhất định của động cơ, cho phép kiểm soát luồng không khí mà
không cần sử dụng các cửa hút có hình dạng thay đổi. Các cửa hút thân máy bay được
hiển thị trong hình. 7.10 thuộc loại biến vùng họng.

206. Charpter 7 Power plant installation

197

Fig. 7.9 Variable throat area intake.

Fig. 7.10 Fuselage intakes.
7.4 ENGINE AND JET PIPE MOUNTINGS
The engine is mounted in the aircraft in a manner that allows the thrust forces
developed by the engine to be transmitted to the aircraft main structure, in addition to
supporting the engine weight and carrying any flight loads. Because of the wide
variations in the temperature of the engine casings, the engine is mounted so that the
casings can expand freely in both a longitudinal and a radial direction. Types of engine
mountings, however, vary to suit the particular installation requirement. Turbojet
engines are usually either side mounted or underslung as illustrated in fig. 23-11.
Turbopropeller engines are mounted forward on a tubular framework as illustrated in
fig. 7.12.

207. Chương 7 Lắp đặt hệ động lực

198

Hình 7.9 Cửa hút vùng họng thay đổi.

Hình 7.10 Cửa hút thân máy bay.
7.4 Lắp đặt động cơ và ống phản lực
13. Động cơ được lắp trên máy bay theo cách cho phép lực đẩy do động cơ tạo ra được
truyền đến cấu trúc chính của máy bay, ngoài việc hỗ trợ trọng lượng động cơ và mang
bất kỳ tải trọng nào của chuyến bay. Do sự thay đổi lớn về nhiệt độ của vỏ động cơ,
động cơ được lắp sao cho vỏ có thể giãn nở tự do theo cả hướng dọc và hướng xuyên
tâm. Tuy nhiên, các loại giá treo động cơ khác nhau để phù hợp với yêu cầu lắp đặt cụ
thể. Động cơ phản lực thường được lắp bên hông hoặc lắp dưới như minh họa trong hình
7.11. Động cơ tua-bin cánh quạt được gắn phía trước trên một khung hình ống như minh
họa trong hình 7.12.

208. Charpter 7 Power plant installation

199

Fig. 7.11 Typical turbo-jet engine mountings.

Fig. 7.12 Engine accessibility, turbo-fan engine.
The jet pipe is normally attached to the rear of the engine and supported by the
engine mountings. In some installations, particularly where long jet pipes are employed,
an additional mounting is provided, usually in the form of small rollers attached to each
side of the jet pipe. The rollers locate in airframe-mounted channels and support the
weight of the jet pipe, whilst still allowing it to freely expand in a longitudinal direction.
7.5 ACCESSORIES
An aircraft power plant installation generally includes a number of accessories
that are electrically operated, mechanically driven or driven by high pressure air.
Electrically operated accessories such as engine control actuators, amplifiers, air
control valves and solenoids, are supplied with power from the aircraft electrical system
or an engine driven dedicated electrical generator.

209. Chương 7 Lắp đặt hệ động lực

200

Hình 7.11 Giá đỡ động cơ phản lực tua-bin điển hình.

Hình 7.12 Khả năng tiếp cận động cơ, động cơ quạt tua-bin.
Ống phản lực thường được gắn vào phía sau động cơ và được đỡ bằng giá đỡ động
cơ. Trong một số hệ thống lắp đặt, đặc biệt khi sử dụng các ống phun dài, một giá đỡ bổ
sung được cung cấp, thường ở dạng các con lăn nhỏ được gắn vào mỗi bên của ống
phun. Các con lăn định vị trong các rãnh gắn trên khung máy bay và hỗ trợ trọng lượng
của ống phản lực, trong khi vẫn cho phép nó mở rộng tự do theo hướng dọc.
7.5 Phụ kiện
Việc lắp đặt nhà máy điện tàu bay thường bao gồm một số phụ kiện được vận hành
bằng điện, dẫn động cơ học hoặc dẫn động bằng không khí áp suất cao.
Các phụ kiện vận hành bằng điện như bộ truyền động điều khiển động cơ, bộ
khuếch đại, van điều khiển không khí và van điện từ, được cung cấp điện từ hệ thống
điện máy bay hoặc máy phát điện chuyên dụng chạy bằng động cơ.

210. Charpter 7 Power plant installation

201
Mechanically driven units, such as generators, constant speed drive units,
hydraulic pumps, low- and high-pressure fuel pumps, and engine speed signalling,
measuring or governing units are driven from the engine through internal and external
gearboxes.
Air-driven accessories, such as the air starter and possibly the thrust reverser,
afterburner and water injection pumps, are driven by air tapped from the engine
compressor. Air conditioning and cabin pressurization units may have a separate air-
driven compressor or use air direct from the engine compressor. The amount of air that
is taken for all accessories and services must always be a very small percentage of the
total airflow, as it represents a thrust or power loss and an increase in specific fuel
consumption.
7.6 COWLINGS
Access to an engine mounted in the wing or fuselage is by hinged doors; on pod
and turbopropeller installations the main cowlings are hinged. Access for minor
servicing is by small detachable or hinged panels. All fasteners are of the quick-release
type.
A turbo-propeller engine, or a turbo-jet engine mounted in a pod, is usually far
more accessible than a buried engine because of the larger area of hinged cowling that
can be provided. The accessibility of a podded turbo-fan engine is shown in fig, 7.12
and that of a turbo-propeller engine is shown in fig, 7.13.

Fig.7.13 Engine accessibility, turbo-propeller engine.

211. Chương 7 Lắp đặt hệ động lực

202
Các bộ truyền động bằng cơ khí, chẳng hạn như máy phát điện, bộ truyền động tốc
độ không đổi, bơm thủy lực, bơm nhiên liệu áp suất thấp và cao, và các bộ báo hiệu, đo
hoặc điều chỉnh tốc độ động cơ được truyền động từ động cơ thông qua hộp số bên trong
và bên ngoài.
Các phụ kiện dẫn động bằng không khí, chẳng hạn như bộ khởi động bằng không
khí và có thể cả bộ đảo chiều lực đẩy, bộ đốt sau và bơm phun nước, được dẫn động
bằng không khí lấy từ máy nén động cơ. Bộ phận điều hòa không khí và điều hòa cabin
có thể có một máy nén điều khiển bằng không khí riêng biệt hoặc sử dụng không khí
trực tiếp từ máy nén của động cơ. Lượng không khí được lấy cho tất cả các phụ kiện và
dịch vụ phải luôn là một tỷ lệ rất nhỏ trong tổng lượng không khí, vì nó thể hiện lực đẩy
hoặc tổn thất điện năng và tăng mức tiêu thụ nhiên liệu cụ thể.
7.6 Nắp đậy động cơ
Lối vào động cơ gắn trong cánh hoặc thân máy bay bằng cửa có bản lề; trên các
cài đặt pod và tuabin cánh quạt, các nắp chính được gắn bản lề. Truy cập để bảo dưỡng
nhỏ là bằng các bảng nhỏ có thể tháo rời hoặc có bản lề. Tất cả các chốt đều thuộc loại
tháo nhanh.
Động cơ cánh quạt tua-bin, hoặc động cơ phản lực tua-bin gắn trong vỏ, thường
dễ tiếp cận hơn nhiều so với động cơ chôn dưới đất do có thể cung cấp diện tích nắp
chụp bản lề lớn hơn. Khả năng tiếp cận của động cơ tua-bin quạt được thể hiện trong
hình 7.12 và khả năng tiếp cận của động cơ tua-bin cánh quạt được thể hiện trong hình
7.13.

Hình 7.13 Khả năng tiếp cận động cơ, động cơ tua-bin cánh quạt.

212. Charpter 8 Fire protection aircraft engine

203
CHARPTER 8 FIRE PROTECTION AIRCRAFT ENGINE
8.1 INTRODUCTION
All gas turbine engines and their associated installation systems incorporate
features that minimize the possibility of an engine fire. It is essential, however, that if a
failure does take place and results in a fire, there is provision for the immediate detection
and rapid extinction of the fire, and for the prevention of it spreading. The detection and
extinguishing systems must add as little weight to the installation as possible.
8.2 PREVENTION OF ENGINE FIRE IGNITION
An engine/powerplant is designed to ensure that the prevention of engine fire
ignition is achieved as far as possible. In most instances a dual failure is necessary before
a fire can occur.
Most of the potential sources of flammable fluids are isolated from the ’hot end’
of the engine. External fuel and oil system components and their associated pipes are
usually located around the compressor casings, in a ’cool’ zone, and are separated by a
fireproof bulkhead from the combustion, turbine and jet pipe area, or ’hot’ zone. The
zones may be ventilated, to prevent the accumulation of flammable vapours.
All pipes that carry fuel, oil or hydraulic fluid, are made fire resistant/proof to
comply with fire regulations, and all electrical components and connections are made
explosion-proof. Sparking caused by discharge of static electricity is prevented by
bonding all aircraft and engine components. This gives electrical continuity between all
the components and makes them incapable of igniting flammable vapour.
On some engines, tubes carrying flammable fluids in ’hot areas’ of the engine are
constructed with a double skin. Should a fracture of the main fluid carrying tube occur
the outer skin will contain any leakage, so preventing any possible fire ignition.
The power plant cowlings are provided with an adequate drainage system to
remove flammable fluids from the nacelle, bay, or pod, and all seal leakages from
components are drained overboard at a position such that fluid cannot re-enter the pod
and create a fire hazard.
Spontaneous ignition can be minimized on aircraft flying at high Mach numbers
by ducting boundary layer bleed air around the engine. However, if ignition should
occur, this high velocity air stream may have to be shut off, otherwise it would increase
the flame intensity and reduce the effectiveness of the extinguishing system by rapid
dispersal of the extinguishant.
8.3 EXTERNAL COOLING AND VENTILATION
The engine bay or pod is usually cooled and ventilated by atmospheric air being
passed around the engine and then vented overboard (fig. 8.1). Convection cooling
during ground running may be provided by using an internal cooling outlet vent as an
ejector system. An important function of the airflow is to purge any flammable vapours
from the engine compartment. By keeping the airflow minimal, the power plant drag is
minimized and, as the required quantity of fire extinguishant is in proportion to the zonal
airflow, any fire outbreak would be of low intensity.

213. Chương 8. Phòng và chữa cháy động cơ tàu bay

204
CHƯƠNG 8 PHÒNG VÀ CH ỮA CHÁY ĐỘNG CƠ TÀU BAY
8.1 Giới thiệu
Tất cả các động cơ tua-bin khí và các hệ thống lắp đặt liên quan của chúng đều tích
hợp các tính năng giúp giảm thiểu khả năng cháy động cơ. Tuy nhiên, điều cần thiết là
nếu xảy ra sự cố và dẫn đến hỏa hoạn, thì phải có phương án phát hiện ngay lập tức và
dập tắt nhanh chóng đám cháy cũng như ngăn chặn nó lan rộng. Các hệ thống phát hiện
và chữa cháy cần có càng ít trọng lượng khí lắp đặt càng tốt.
8.2 Phòng cháy của động cơ đánh lửa
Một động cơ/hệ động lực được thiết kế để đảm bảo rằng việc ngăn ngừa đánh lửa
động cơ đạt được càng nhiều càng tốt. Trong hầu hết các trường hợp, cần có sự cố kép
trước khi đám cháy có thể xảy ra.
Hầu hết các nguồn chất lỏng dễ cháy tiềm ẩn đều được cách ly khỏi 'phần nóng'
của động cơ. Các bộ phận của hệ thống nhiên liệu và dầu bên ngoài và các đường ống
liên quan của chúng thường được đặt xung quanh vỏ máy nén, trong vùng 'mát' và được
ngăn cách bằng vách ngăn chống cháy với khu vực buồng đốt, tua-bin và ống phản lực
hoặc vùng 'nóng'. Các khu vực được thông gió, để ngăn chặn sự tích tụ hơi dễ cháy.
Tất cả các đường ống dẫn nhiên liệu, dầu hoặc chất lỏng thủy lực đều được chế tạo
chống cháy/tuân thủ các quy định về chống cháy, đồng thời tất cả các bộ phận và mối
nối điện đều được chế tạo chống cháy nổ. Ngăn chặn hiện tượng phát tia lửa do phóng
tĩnh điện bằng cách liên kết tất cả các bộ phận của máy bay và động cơ. Điều này mang
lại sự liên tục về điện giữa tất cả các thành phần và làm cho chúng không có khả năng
đánh lửa đốt cháy hơi dễ cháy.
Trên một số động cơ, các ống dẫn chất lỏng dễ cháy ở 'vùng nóng' của động cơ
được cấu tạo bằng lớp vỏ kép. Nếu ống dẫn chất lỏng chính bị đứt gãy, lớp vỏ bên ngoài
sẽ giữ lại không cho bất kỳ rò rỉ nào, để ngăn chặn các khả năng bắt lửa có thể xảy ra.
Các nắp đậy của hệ động lực được cung cấp một hệ thống xả thích hợp để loại bỏ
chất lỏng dễ cháy ra khỏi vỏ bọc, khoang hoặc vỏ và tất cả các chỗ rò rỉ bịt kín từ các
bộ phận được thoát ra ngoài ở vị trí sao cho chất lỏng không thể vào lại vỏ và tạo ra
nguy cơ hỏa hoạn.
Có thể giảm thiểu hiện tượng đánh lửa tự phát trên máy bay đang bay ở tốc độ
Mach cao bằng cách dẫn khí thổi qua lớp vỏ bao xung quanh động cơ. Tuy nhiên, nếu
bắt lửa xảy ra, luồng không khí tốc độ cao này có thể phải được tắt, nếu không nó sẽ
làm tăng cường độ ngọn lửa và giảm hiệu quả của hệ thống chữa cháy do sự phân tán
nhanh chóng của chất chữa cháy.
8.3 Làm mát và thông gió bên ngoài
Khoang hoặc khu vực động cơ thường được làm mát và thông gió bằng không khí
trong khí quyển đi qua xung quanh động cơ và sau đó được thông ra phía trên (hình 8.1).
Làm mát đối lưu trong quá trình chạy trên mặt đất có thể được thực hiện bằng cách sử
dụng lỗ thông hơi làm mát bên trong làm hệ thống phun. Một chức năng quan trọng của
luồng không khí là loại bỏ bất kỳ hơi dễ cháy nào khỏi khoang động cơ. Bằng cách giữ
cho luồng không khí ở mức tối thiểu, lực cản của hệ động lực được giảm thiểu và do
lượng chất chữa cháy cần thiết tỷ lệ thuận với luồng không khí theo vùng nên bất kỳ vụ
cháy nào cũng sẽ có cường độ thấp.

214. Charpter 8 Fire protection aircraft engine

205

Fig. 8.1 A typical cooling and ventilation system.
On some engines a fireproof bulkhead is also provided to separate the ’cool’ area
or zone of the engine, which contains the fuel, oil, hydraulic and electrical systems, from
the ’hot’ area surrounding the combustion, turbine and exhaust sections of the engine.
Differential pressures can be created in the two zones by calibration of the inlet and
outlet apertures to prevent the spread of fire from the hot zone.

Fig. 8.2 Cooling and ventilation - turbo-fan engine.

215. Chương 8. Phòng và chữa cháy động cơ tàu bay

206

Hình 8.1 Một hệ thống làm mát và thông gió điển hình.
Trên một số động cơ, vách ngăn chống cháy cũng được lắp đặt để cách li khu vực
'mát' hoặc vùng động cơ, nơi chứa nhiên liệu, dầu, hệ thống thủy lực và điện, với khu
vực 'nóng' xung quanh bộ phận đốt cháy, tua-bin và ống xả. của động cơ. Áp suất chênh
lệch có thể được tạo ra ở hai vùng bằng cách hiệu chỉnh các lỗ đầu vào và đầu ra để ngăn
lửa lan từ vùng nóng.

Hình 8.2 Làm mát và thông gió - động cơ tua-bin quạt.

216. Charpter 8 Fire protection aircraft engine

207
Fig. 8.2 shows a more complex cooling and ventilation system used on a turbo-fan
engine. Air is induced from the intake duct and also delivered from the fan to provide
multi-zone cooling, each zone having its own calibrated cooling flow.
8.4 FIRE DETECTION
The rapid detection of a fire is essential to minimize the fire period before engine
shut-down drill and release of extinguishant is effected. It is also extremely important
that a fire detection system will not give a false fire warning resulting from short
circuiting caused by chafing or the ingress of moisture in the case of electrically operated
systems and chafes of the capillary resulting in loss of thecontained gas in the case of
the gas filled continuous element sensing type,
A detection system may consist of a number ofstrategically located detector units,
or be of the continuous element (gas filled or electrical) sensing type that can be shaped
and attached to pre-formed tubes. The sensing element can be routed across outlet
orifices, such as a zone extractor ventilation duct, to give early detection of a fire (fig.
8.3).

Fig. 8.3 A continuous element fire detecting system.
In the case of electrical systems the presence of a fire is signalled by a change in
the electrical characteristics of the detector circuit, according to the type of detector, be
it thermistor, thermocouple or electrical continuous element. In these cases the change
in temperature creates the signal which, through an amplifier, operates the warning
indicator.
Both the thermocouple and thermistor detectors have properties making them
ideally suited to this application. The thermocouple comprises two dissimilar metals
which are joined together to form two junctions. As the temperature difference between
the two junctions increases an E.M.F (Electric and Magnetic Fields). is produced in the
circuit and it is this E.M.F. that triggers the fire warning displays. The thermistor
consists of a semiconductor material whose resistance changes as temperature increases,
with a corresponding change in the current flowing in the circuit. It is this change in the
current that operates the warning indicators. A thermistor may be used as a single point
detector or as a continuous element sensor.

217. Chương 8. Phòng và chữa cháy động cơ tàu bay

208
Hình 8.2 cho thấy hệ thống làm mát và thông gió phức tạp hơn được sử dụng trên
động cơ quạt tua-bin. Không khí được tạo ra từ ống hút và được phân phối từ quạt để
cung cấp khả năng làm mát đa vùng, mỗi vùng có dòng làm mát được hiệu chỉnh riêng.
8.4 Phát hiện cháy
Việc phát hiện nhanh đám cháy là cần thiết để giảm thiểu thời gian cháy trước khi
thực hiện dừng động cơ và chữa cháy được thực hiện. Đây cũng là một việc hết sức quan
trọng mà hệ thống phát hiện cháy sẽ không đưa ra cảnh báo cháy giả do đoản mạch gây
ra bởi sự cọ xát hoặc sự xâm nhập của hơi ẩm trong trường hợp hệ thống vận hành bằng
điện và sự cọ xát của mạch điện dẫn dẫn đến thất thoát khí chứa trong trường hợp loại
phần tử cảm biến liên tục chứa đầy khí,
Một hệ thống phát hiện cháy có thể bao gồm một số bộ phận cảm biến được đặt ở
vị trí chiến lược hoặc thuộc loại cảm biến phần tử liên tục (đầy khí hoặc điện) có thể
được định hình và gắn vào các ống được tạo sẵn. Phần tử cảm biến có thể được lắp đặt
tại các lỗ thoát, chẳng hạn như khu vực ống thông gió đi qua, để phát hiện cháy sớm
(hình 8.3).

Hình 8.3 Hệ thống phát hiện cháy phần tử liên tục.
Trong trường hợp hệ thống điện, sự hiện diện của đám cháy được báo hiệu bằng
sự thay đổi đặc tính điện của mạch đầu báo, tùy theo loại đầu báo, có thể là nhiệt điện
trở, cặp nhiệt điện hoặc phần tử điện liên tục. Trong những trường hợp này, sự thay đổi
nhiệt độ tạo ra tín hiệu, thông qua bộ khuếch đại, vận hành chỉ báo cảnh báo.
Cả hai đầu dò cặp nhiệt điện và điện trở nhiệt đều có các đặc tính khiến chúng phù
hợp lý tưởng cho ứng dụng này. Cặp nhiệt điện bao gồm hai kim loại khác nhau được
nối với nhau để tạo thành hai điểm nối. Khi chênh lệch nhiệt độ giữa hai điểm nối tăng
Điện từ trường E.M.F (Electric and Magnetic Fields). được tạo ra trong mạch và nó là
E.M.F. kích hoạt màn hình cảnh báo cháy. Nhiệt điện trở bao gồm một vật liệu bán dẫn
có điện trở thay đổi khi nhiệt độ tăng, với sự thay đổi tương ứng của dòng điện chạy
trong mạch. Chính sự thay đổi dòng điện này sẽ kích hoạt các chỉ báo cảnh báo. Một
nhiệt điện trở có thể được sử dụng như một máy dò điểm đơn hoặc như một phần tử cảm
biến liên tục.

218. Charpter 8 Fire protection aircraft engine

209
Another form of continuous element sensor takes the form of a capacitor consisting
of a tube containing a dielectric material with a conductor running through the centre.
A voltage difference is applied between the tube and the centre conductor. As the
temperature increases then the properties of the dielectric change with a corresponding
change in the value of capacitance. This change of capacitance is displayed as a fire
warning.
The gas filled detector consists of stainless steel tubing filled with gas absorbent
material and in the event of a fire or overheat condition the temperature rise will cause
the core of the sensing loop to expel the absorbed active gas into the sealed tube causing
a rapid increase in pressure. This build up of pressure is sensed by the detector alarm
switch. Should the sensing loop become damaged causing a loss of the pressurized gas,
an integrity switch will indicate a detection loop fault on the appropriate engine. Fire
indication is given by a warning light and bell.
At high Mach numbers, the considerably higher temperature levels may be such as
to render the thermistor or thermocouple fire detection system unsatisfactory. Thermal
detectors that sense either a temperature rise, or a rate of temperature rise, may therefore
prove most suitable.
Alternatives to the above types are surveillance detectors that respond to light
radiation from a fire. These may be made so sensitive that they respond only to the ultra-
violet and infra-red rays emitted from a kerosine fire.
8.5 FIRE CONTAINMENT
An engine fire must be contained within the power plant and not be allowed to
spread to other parts of the aircraft. The cowlings that surround the engine are usually
made of aluminium alloys, which would be unable to contain a fire when the aircraft is
static. During flight, however, the airflow around the cowlings provides sufficient
cooling to render them fireproof. Fireproof bulkheads and any cowlings that are not
affected by a cooling airflow, and sections of cowlings around certain outlets that may
act as ’flame-holders’, are usually manufactured from steel or titanium.

219. Chương 8. Phòng và chữa cháy động cơ tàu bay

210
Một dạng khác của phần tử cảm biến liên tục có dạng tụ điện bao gồm một ống
chứa vật liệu điện môi với một dây dẫn chạy qua tâm. Một sự khác biệt điện áp được
tạo ra giữa ống và dây dẫn trung tâm. Khi nhiệt độ tăng thì tính chất của chất điện môi
thay đổi với sự thay đổi tương ứng về giá trị của điện dung. Sự thay đổi điện dung này
được hiển thị dưới dạng cảnh báo cháy.
Đầu báo chưa khí cháy bao gồm một ống thép không gỉ chứa đầy vật liệu hấp thụ
khí và trong trường hợp có cháy hoặc tình trạng quá nhiệt, nhiệt độ tăng sẽ khiến lõi của
vòng cảm biến đẩy khí hoạt động được hấp thụ vào ống kín gây ra hiện tượng cháy
nhanh. tăng áp suất. Sự gia tăng áp suất này được cảm ứng bởi công tắc báo động của
máy dò. Nếu vòng cảm biến bị hỏng gây mất khí điều áp, một công tắc nguyên vẹn sẽ
chỉ ra lỗi cho vòng phát hiện trên động cơ thích hợp. Dấu hiệu cháy được đưa ra bởi đèn
cảnh báo và chuông.
Ở chỉ số Mach cao, mức nhiệt độ cao hơn đáng kể có thể khiến hệ thống phát hiện
cháy nhiệt điện trở hoặc cặp nhiệt điện không đạt yêu cầu. Do đó, các máy dò nhiệt cảm
nhận được sự gia tăng nhiệt độ hoặc tốc độ tăng nhiệt độ có thể tỏ ra phù hợp nhất.
Các lựa chọn thay thế cho các loại trên là thiết bị phát hiện giám sát phản ứng với
bức xạ ánh sáng từ đám cháy. Chúng có thể được làm nhạy đến mức chúng chỉ phản
ứng với tia cực tím và tia hồng ngoại phát ra từ ngọn lửa dầu.
8.5 Ngăn chặn cháy
Cháy động cơ phải được dập tắt trong hệ động lực và không được cháy lan sang
các bộ phận khác của tàu bay. Các nắp bao quanh động cơ thường được làm bằng hợp
kim nhôm, không thể dập lửa khi máy bay tĩnh. Tuy nhiên, trong suốt chuyến bay, luồng
không khí xung quanh các nắp chụp cung cấp đủ khả năng làm mát để khiến chúng có
khả năng chống cháy. Các vách ngăn chống cháy và bất kỳ nắp đậy nào không bị ảnh
hưởng bởi luồng không khí làm mát và các phần bao quanh nắp đậy nhất định có thể
đóng vai trò là 'giá đỡ ngọn lửa', thường được sản xuất bằng thép hoặc titan.

220. Charpter 8 Fire protection aircraft engine

211
8.6 FIRE EXTINGUISHING
Before a fire extinguishing system is operated, the engine must be stopped to
reduce the discharge of flammable fluids and air into the fire area. Any valves, such as
the low pressure fuel cock, that control the flow of flammable fluid must be situated
outside the ’hot’ zone to prevent fire damage rendering them inoperative.
After a fire has been extinguished, no attempt must be made to start the engine
again as this would probably re-establish the fluid leak and the ignition source that were
the original causes of the fire. Furthermore, the extinguishing system may be exhausted.
The extinguishant that is used for engine fires is usually one of the Freon
compounds. Pressurized containers are provided for the extinguishant and these are
located outside the fire risk zone. When the relevant electrical circuit is manually
operated, the extinguishant is discharged from the containers through a series of
perforated spray pipes or nozzles into the fire (fig. 8.4). The discharge must be sufficient
to give a predetermined concentration of extinguishant for a period that may vary
between 0.5 seconds and 2 seconds. The system is generally one that enables two
separate discharges to be made.

Fig. 8.4 A typical fire extinguishing system.
8.7 ENGINE OVERHEAT DETECTION
Turbine overheat does not constitute a serious fire risk. Detection of an overheat
condition, however, is essential to enable the pilot to stop the engine before mechanical
or material damage results.
A warning system of a similar type to the fire detection system, or thermocouples
suitably positioned in the cooling airflow, may be used to detect excessive temperatures.
Thermal switches positioned in the engine overboard air vents, such as the cooling air
outlets, may also be included to give an additional warning.

221. Chương 8. Phòng và chữa cháy động cơ tàu bay

212
8.6 Chữa cháy
Trước khi vận hành hệ thống chữa cháy phải dừng động cơ để giảm việc xả chất
cháy và không khí vào vùng cháy. Bất kỳ van nào, chẳng hạn như vòi nhiên liệu áp suất
thấp, kiểm soát dòng chảy của chất lỏng dễ cháy phải được đặt bên ngoài vùng 'nóng'
để tránh thiệt hại do cháy khiến chúng không hoạt động.
Sau khi đám cháy đã được dập tắt, không được cố gắng khởi động lại động cơ vì
điều này có thể sẽ tái lập rò rỉ chất lỏng và nguồn đánh lửa là nguyên nhân ban đầu của
đám cháy. Hơn nữa, hệ thống chữa cháy có thể cạn kiệt.
Chất chữa cháy được sử dụng để chữa cháy động cơ thường là một trong các hợp
chất Freon. Các bình chứa có áp suất được cung cấp cho bình chữa cháy và chúng được
đặt bên ngoài khu vực có nguy cơ cháy. Khi mạch điện có liên quan được vận hành bằng
tay, chất chữa cháy được xả ra từ các bình chứa thông qua một loạt các ống phun hoặc
vòi phun có đục lỗ vào đám cháy (hình 8.4). Lưu lượng phải đủ để tạo ra hàm lượng
chất chữa cháy được xác định trước trong một khoảng thời gian có thể thay đổi trong
khoảng 0,5 giây đến 2 giây. Hệ thống nói chung là một hệ thống cho phép thực hiện hai
lần xả riêng biệt.

Hình 8.4 Một hệ thống chữa cháy điển hình.
8.7 Phát hiện quá nhiệt động cơ
Tua bin quá nóng không phải là nguy cơ hỏa hoạn nghiêm trọng. Tuy nhiên, việc
phát hiện tình trạng quá nhiệt là điều cần thiết để cho phép phi công dừng động cơ trước
khi xảy ra hư hỏng cơ học hoặc vật liệu.
Có thể sử dụng hệ thống cảnh báo thuộc loại tương tự như hệ thống phát hiện cháy
hoặc cặp nhiệt điện được bố trí phù hợp trong luồng không khí làm mát để phát hiện
nhiệt độ quá cao. Công tắc nhiệt được đặt trong các lỗ thông gió trên động cơ, chẳng
hạn như các cửa thoát khí làm mát, cũng có thể được đưa vào để tạo ra các cảnh báo bổ
sung.

222. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

214
CHAPTER 9 ENGINE MONITORING AND GROUND
MOVEMENT OF AIRCRAFT
9.1 Engine Starting and Operation
The following instructions cover the starting procedures for reciprocating, turboprop,
turbofan, and APU. These procedures are presented only as a general guide for
familiarization with typical procedures and methods. Detailed instructions for starting a
specific type of engine can be found in the manufacturer’s instruction book.
Before starting an aircraft engine:
1. Position the aircraft to head into the prevailing wind to ensure adequate airflow
over the engine for cooling purposes.
2. Make sure that no property damage or personal injury occurs from the propeller
blast or jet exhaust.
3. If external electrical power is used for starting, ensure that it can be removed
safely, and it is sufficient for the total starting sequence.
4. During any and all starting procedures, a “fireguard” equipped with a suitable
fire extinguisher shall be stationed in an appropriate place. A fireguard is someone
familiar with aircraft starting procedures. The fire extinguisher should be a CO2
extinguisher of at least 5-pound capacity. The appropriate place is adjacent to the
outboard side of the engine, in view of the pilot, and also where he or she can observe
the engine/aircraft for indication of starting problems.
5. If the aircraft is turbine-engine powered, the area in front of the jet inlet must be
kept clear of personnel, property, and/or debris (FOD).
6. These “before starting” procedures apply to all aircraft powerplants.
7. Follow manufacturer’s checklists for start procedures and shutdown procedures.
9.1.1 Reciprocating Engines
The following procedures are typical of those used to start reciprocating engines.
There are, however, wide variations in the procedures for the many reciprocating
engines. Do not attempt to use the methods presented here for actually starting an
engine. Instead, always refer to the procedures contained in the applicable
manufacturer’s instructions. Reciprocating engines are capable of starting in fairly low
temperatures without the use of engine heating or oil dilution, depending on the grade
of oil used.
The various covers (wing, tail, flight deck, wheel, and so forth) protecting the
aircraft must be removed before attempting to turn the engine. Use external sources of
electrical power when starting engines equipped with electric starters, if possible or
needed. This eliminates an excessive burden on the aircraft battery. Leave all
unnecessary electrical equipment off until the generators are furnishing electrical power
to the aircraft power bus.

223. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

215
CHƯƠNG 9 GIÁM SÁT Đ ỘNG CƠ VÀ NỔ THỬ MÁY
MẶT ĐẤT
9.1 Khởi động và vận hành động cơ
Các hướng dẫn sau đây bao gồm các quy trình khởi động cho động cơ pittông,
động cơ phản lực cánh quạt, động cơ tuabin quạt và APU. Các quy trình này chỉ được
trình bày như một hướng dẫn chung để làm quen với các quy trình và phương pháp điển
hình. Bạn có thể tìm thấy hướng dẫn chi tiết để khởi động một loại động cơ cụ thể trong
sách hướng dẫn của nhà sản xuất.
Trước khi khởi động động cơ tàu bay:
1. Đặt vị trí máy bay hướng theo hướng gió thường gặp để đảm bảo đủ luồng
không khí qua động cơ cho mục đích làm mát.
2. Đảm bảo rằng không có thiệt hại về tài sản hoặc thương tích cho người do
cánh quạt quay hoặc dòng khí thải phản lực.
3. Nếu nguồn điện bên ngoài được sử dụng để khởi động, hãy đảm bảo rằng nó
có thể được tháo ra một cách an toàn và nó đủ cho toàn bộ trình tự khởi động.
4. Trong bất kỳ và tất cả các quy trình khởi động, một “bộ phận cứu hỏa” được
trang bị bình chữa cháy phù hợp phải được bố trí ở một nơi thích hợp. Nhân
viên cứu hỏa là người quen thuộc với quy trình khởi động máy bay. Bình
chữa cháy phải là bình chữa cháy CO2 có dung tích ít nhất 5 pound. Vị trí
thích hợp là tiếp giáp với mặt ngoài của động cơ, trong tầm nhìn của phi công
và cũng là nơi người đó có thể quan sát động cơ/tàu bay để biết các vấn đề
khởi động.
5. Nếu tàu bay chạy bằng động cơ tua-bin, khu vực phía trước cửa hút phản lực
phải đảm bảo trống không có người, tài sản và/hoặc mảnh vụn (FOD).
6. Các quy định “trước khi khởi động” này áp dụng cho tất cả các loại hệ động
lực tàu bay.
7. Thực hiện theo danh mục kiểm tra của nhà sản xuất về quy trình khởi động
và quy trình dừng động cơ.
9.1.1 Động cơ Pittông
Theo các quy trình sau đây là điển hình của những quy trình được sử dụng để khởi
động động cơ pittông. Tuy nhiên, có nhiều phiên bản trong quy trình đối với nhiều động
cơ pittông cụ thể. Đừng cố gắng sử dụng các phương pháp được trình bày ở đây để thực
hiện khởi động động cơ. Thay vào đó, hãy luôn tham khảo các quy trình có trong hướng
dẫn của nhà sản xuất hiện hành. Động cơ pittông có khả năng khởi động ở nhiệt độ khá
thấp mà không cần sử dụng hệ thống sưởi động cơ hoặc pha loãng dầu, tùy thuộc vào
loại dầu được sử dụng.
Các lớp vỏ khác nhau (cánh, đuôi, sàn đáp, bánh xe, v.v.) bảo vệ máy bay phải
được tháo ra trước khi thực hiện quay động cơ. Sử dụng các nguồn điện bên ngoài khi
khởi động động cơ được trang bị bộ khởi động điện, nếu có thể hoặc cần thiết. Điều này
giúp loại bỏ gánh nặng quá mức cho ắc qui tàu bay. Tắt tất cả các thiết bị điện không
cần thiết cho đến khi máy phát điện cung cấp điện cho trạm điện của tàu bay.

224. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

216
Before starting a radial engine that has been shut down for more than 30 minutes,
check the ignition switch for off. Turn the propeller three or four complete revolutions
by hand to detect a hydraulic lock, if one is present. Any liquid present in a cylinder is
indicated by the abnormal effort required to rotate the propeller or by the propeller
stopping abruptly during rotation. Never use force to turn the propeller when a hydraulic
lock is detected. Sufficient force can be exerted on the crankshaft to bend or break a
connecting rod if a lock is present.
To eliminate a lock, remove either the front or rear spark plug from the lower cylinders
and pull the propeller through. Never attempt to clear the hydraulic lock by pulling the
propeller through in the direction opposite to normal rotation. This tends to inject the
liquid from the cylinder into the intake pipe. The liquid is drawn back into the cylinder
with the possibility of complete or partial lock occurring on the subsequent start.
To start the engine, proceed as follows:
1. Turn the auxiliary fuel pump on, if the aircraft is so equipped.
2. Place the mixture control to the position recommended for the engine and
carburetor combination being started. As a general rule, put the mixture control in the
“idle cut-off” position for fuel injection and in the “full rich” position for float-type
carburetors. Many light aircraft are equipped with a mixture control pull rod that has no
detent intermediate positions. When such controls are pushed in flush with the
instrument panel, the mixture is set in the “full rich” position. Conversely, when the
control rod is pulled all the way out, the carburetor is in the “idle cut-off” or “full lean”
position. The operator can select unmarked intermediate positions between these two
extremes to achieve any desired mixture setting.
3. Open the throttle to a position that provides 1,000 to 1,200 rpm (approximately
1
⁄8" to
1
⁄2" from the “closed” position).
4. Leave the pre-heat or alternate air (carburetor air) control in the “cold” position to
prevent damage and fire in case of backfire. These auxiliary heating devices are used
after the engine warms up. They improve fuel vaporization, prevent fouling of the
spark plugs, ice formation, and eliminate icing in the induction system.
5. Move the primer switch to “on” intermittently (press to prime by pushing in on the
ignition switch during the starting cycle), or prime with one to three strokes of
priming pump, depending on how the aircraft is equipped. The colder the weather,
the more priming is needed.
6. Energize the starter and after the propeller has made at least two complete
revolutions, turn the ignition switch on. On engines equipped with an induction
vibrator (shower of sparks, magneto incorporates a retard breaker assembly), turn
the switch to the “both” position and energize the starter by turning the switch to the
“start” position. After the engine starts, release the starter switch to the “both”
position. When starting an engine that uses an impulse coupling magneto, turn the
ignition switch to the “left” position. Place the start switch to the “start” position.

225. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

217
Trước khi khởi động một động cơ hướng tâm đã được dừng hơn 30 phút, hãy kiểm
tra xem công tắc đánh lửa đã tắt chưa. Xoay cánh quạt hoàn thành ba hoặc bốn vòng
bằng tay để phát hiện có bị khóa thủy lực, nếu có. Bất kỳ chất lỏng nào có trong xi lanh
động cơ đều được biểu hiển bằng nỗ lực bất thường cần thiết để quay cánh quạt hoặc
cánh quạt dừng đột ngột trong khi quay. Không bao giờ dùng lực để quay cánh quạt khi
phát hiện thấy bị khóa thủy lực. Có thể bị tác dụng đủ lực lên trục khuỷu làm bẻ cong
hoặc bẻ gãy thanh truyền nếu bị kích thủy lực.
Để loại bỏ khích thủy lực, hãy tháo bugi phía trước hoặc phía sau khỏi các xi lanh
phía dưới và kéo cánh quạt quay. Không được cố mở khóa thủy lực bằng cách kéo cánh
quạt theo hướng ngược lại với hướng quay bình thường. Điều này có xu hướng bơm
chất lỏng từ xi lanh vào đường ống nạp. Chất lỏng được hút trở lại xi lanh với khả năng
khóa hoàn toàn hoặc một phần xảy ra ở lần khởi động tiếp theo.
Để khởi động động cơ, tiến hành theo các bước sau:
1. Bật bơm nhiên liệu phụ, nếu tàu bay được trang bị.
2. Đặt bộ điều khiển hỗn hợp vào vị trí được yêu cầu để khởi động tổ hợp động cơ
và bộ chế hòa khí. Theo nguyên tắc chung, đặt bộ điều khiển hỗn hợp ở vị trí “ngắt
không tải” đối với phun nhiên liệu và ở vị trí “giàu toàn phần” (full rich) đối với
bộ chế hòa khí kiểu phao. Nhiều máy bay hạng nhẹ được trang bị cần kéo điều
khiển hỗn hợp không có vị trí trung gian. Khi các điều khiển như vậy được đẩy
ngang bằng với bảng điều khiển, hỗn hợp được đặt ở vị trí “giàu toàn phần”. Ngược
lại, khi thanh điều khiển được kéo ra hết cỡ, bộ chế hòa khí ở vị trí “Loãng toàn
phần” hoặc “loãng toàn phần”. Người vận hành có thể chọn các vị trí trung gian
không được đánh dấu giữa hai điểm cực này để đạt được bất kỳ cài đặt hỗn hợp
mong muốn nào.
3. Mở bướm ga đến vị trí cung cấp ở 1.000 đến 1.200 vòng/phút (khoảng 1⁄8" đến
1⁄2" từ vị trí “đóng”).
4. Để điều khiển làm nóng sơ bộ hoặc không khí luân phiên (khí ở bộ chế hòa khí) ở
vị trí “nguội” để tránh hư hỏng và cháy trong trường hợp cháy ngược. Các thiết bị
hâm nóng phụ được sử dụng sau khi động cơ nóng lên. Chúng cải thiện quá trình
hóa hơi nhiên liệu, ngăn chặn sự tắc nghẽn của bugi do hình thành băng và loại bỏ
hiện tượng đóng băng trong hệ thống nạp.
5. Chuyển công tắc mồi sang “bật” không liên tục (nhấn để mồi bằng cách ấn vào
công tắc đánh lửa trong hành trình khởi động) hoặc mồi từ một đến ba lần bằng
bơm mồi, tùy thuộc vào cách máy bay được trang bị. Thời tiết càng lạnh thì càng
cần mồi nhiều hơn.
6. Cấp điện cho bộ khởi động và sau khi cánh quạt đã thực hiện ít nhất hai vòng quay
hoàn chỉnh, bằng cách bật khóa điện. Trên các động cơ được trang bị bộ rung ở
đường nạp (chùm tia lửa, từ tính kết hợp cụm cầu dao hãm), vặn công tắc sang vị
trí “cả hai” và cấp điện cho bộ khởi động bằng cách xoay công tắc sang vị trí “khởi
động”. Sau khi động cơ khởi động, chuyển công tắc khởi động sang vị trí “cả hai”.
Khi khởi động động cơ sử dụng từ tính khớp nối xung, hãy vặn công tắc đánh lửa
sang vị trí “trái”. Đặt công tắc khởi động ở vị trí “khởi động”.

226. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

218
When the engine starts, release the start switch. Do not crank the engine
continuously with the starter for more than 1 minute. Allow a 3- to 5-minute period for
cooling the starter (starter duty cycle) between successive attempts. Otherwise, the
starter may be burned out due to overheating.
7. After the engine is operating smoothly, move the mixture control to the “full rich”
position if started in the “idle cutoff” position. Carbureted engines are already in the
rich mixture position. Check for oil pressure.
8. Instruments for monitoring the engine during operation include a tachometer for
rpm, manifold pressure gauge, oil pressure gauge, oil temperature gauge, cylinder head
temperature gauge, exhaust gas temperature gauge, and fuel flow gauge.
9.1.2 Hand Cranking Engines
If the aircraft has no self-starter, start the engine by turning the propeller by hand
(hand propping the propeller). The person who is turning the propeller calls: “Fuel on,
switch off, throttle closed, brakes on.” The person operating the engine checks these
items and repeats the phrase. The switch and throttle must not be touched again until
the person swinging the prop calls “contact.” The operator repeats “contact” and then
turns on the switch. Never turn on the switch and then call “contact.”
A few simple precautions help to avoid accidents when hand propping the engine. While
touching a propeller, always assume that the ignition is on. The switches that control
the magnetos operate on the principle of short-circuiting the current to turn the ignition
off. If the switch is faulty, it can be in the “off” position and still permit current to flow
in the magneto primary circuit. This condition could allow the engine to start when the
switch is off.
Be sure the ground is firm. Slippery grass, mud, grease, or loose gravel can lead to a fall
into or under the propeller. Never allow any portion of your body to get in the way of
the propeller. This applies even when the engine is not being cranked.
Stand close enough to the propeller to be able to step away as it is pulled down. Stepping
away after cranking is a safeguard in case the brakes fail. Do not stand in a position that
requires leaning toward the propeller to reach it. This throws the body off balance and
could cause a fall into the blades when the engine starts.
In swinging the prop, always move the blade downward by pushing with the palms of
the hands. Do not grip the blade with the fingers curled over the edge, since “kickback”
may break them or draw your body in the blade path. Excessive throttle opening after
the engine has fired is the principal cause of backfiring during starting. Gradual opening
of the throttle, while the engine is cold, reduces the potential for backfiring. Slow,
smooth movement of the throttle assures correct engine operation.

227. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

219
Khi động cơ đã khởi động được, nhả công tắc khởi động. Không quay động cơ
liên tục với bộ khởi động trong hơn 1 phút. Cho phép khoảng thời gian từ 3 đến 5
phút để làm mát bộ khởi động (chu kỳ hoạt động của bộ khởi động) giữa các lần
thử liên tiếp. Nếu không, bộ khởi động có thể bị cháy do quá nóng.
7. Sau khi động cơ hoạt động trơn tru, hãy di chuyển cần điều khiển hỗn hợp sang vị
trí “Giàu toàn phần” nếu khởi động ở vị trí “ngắt không tải”. Bộ chế hòa khí động
cơ đã ở vị trí hỗn hợp giàu. Kiểm tra áp suất dầu.
8. Các thiết bị đo lường chỉ báo động cơ trong quá trình làm việc bao gồm đồng hồ
đo vòng quay động cơ, đồng hồ đo áp suất bầu góp, đồng hồ đo áp suất dầu, đồng
hồ đo nhiệt độ dầu, đồng hồ đo nhiệt độ đỉnh xi lanh, đồng hồ đo nhiệt độ khí thải,
đồng hồ đo lưu lượng nhiên liệu.
9.1.2 Khởi động bằng tay
Nếu tàu bay không có bộ tự khởi động, hãy khởi động động cơ bằng cách quay
cánh quạt bằng tay (dùng tay quay cánh quạt). Người đang quay cánh quạt gọi: “Đổ
xăng, tắt, đóng ga, đạp phanh”. Người vận hành động cơ kiểm tra các mục này và lặp
lại cụm từ. Không được chạm lại vào công tắc và van tiết lưu cho đến khi người vung
thanh chống phát lệnh “Tác động”. Người vận hành lặp lại “Tác động” rồi bật công tắc.
Không bao giờ được bất bật công tắc và sau đó mới lặp lại lệnh “Tác động”.
Một vài biện pháp phòng ngừa đơn giản giúp tránh tai nạn khi dùng tay quay động
cơ. Trong khi chạm vào cánh quạt, luôn cho rằng bộ phận đánh lửa đang bật. Các công
tắc điều khiển điện từ hoạt động theo nguyên tắc đoản mạch dòng điện để tắt đánh lửa.
Nếu công tắc bị lỗi, nó có thể ở vị trí “tắt” và vẫn cho phép dòng điện chạy trong mạch
từ sơ cấp. Tình trạng này có thể cho phép động cơ khởi động khi tắt công tắc.
Hãy chắc chắn rằng mặt đất là vững chắc. Cỏ trơn, bùn, dầu mỡ hoặc sỏi rời có
thể dẫn đến bay vào hoặc bên dưới cánh quạt. Không bao giờ để bất kỳ bộ phận cơ thể
của bạn cản trở cánh quạt. Điều này áp dụng ngay cả khi động cơ không khởi động.
Đứng đủ gần cánh quạt để có thể bước ra xa khi nó bị kéo xuống. Bước đi sau khi
quay là một biện pháp bảo vệ trong trường hợp phanh bị hỏng. Không đứng ở vị trí cần
phải nghiêng người về phía cánh quạt để với tới. Điều này làm cơ thể mất thăng bằng
và có thể gây rơi vào các cánh quạt khi động cơ khởi động.
Khi quay cánh quạt, luôn di chuyển cánh xuống dưới bằng cách đẩy bằng lòng bàn
tay. Không nắm chặt cánh quạt bằng cách cuộn tròn cánh tay trên mép cánh, vì hiện
tượng "hất ngược" có thể làm gãy chúng hoặc kéo cơ thể bạn vào quỹ đạo của cánh
quạt. Việc mở ga quá lớn sau khi động cơ đã nổ máy là nguyên nhân chính gây ra hiện
tượng cháy ngược trong quá trình khởi động. Mở ga từ từ trong khi động cơ nguội sẽ
làm giảm khả năng phản tác dụng. Chuyển động chậm, trơn tru của van tiết lưu đảm bảo
hoạt động của động cơ chính xác.

228. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

220
Avoid over priming the engine before it is turned over by the starter. This can result in
fires, scored or scuffed cylinders and pistons, or engine failures due to hydraulic lock.
If the engine is inadvertently flooded or over primed, turn the ignition switch off and
move the throttle to the “full open” position. To rid the engine of the excess fuel, turn it
over by hand or by the starter. If excessive force is needed to turn over the engine, stop
immediately. Do not force rotation of the engine. If in doubt, remove the lower cylinder
spark plugs.
Immediately after the engine starts, check the oil pressure indicator. If oil pressure does
not show within 30 seconds, stop the engine and determine the trouble. If oil pressure
is indicated, adjust the throttle to the aircraft manufacturer’s specified rpm for engine
warmup. Warm-up rpm is usually between 1,000 to 1,300 rpm.
Most aircraft reciprocating engines are air cooled and depend on the forward speed of
the aircraft to maintain proper cooling. Therefore, particular care is necessary when
operating these engines on the ground. During all ground running, operate the engine
with the propeller in full low pitch and headed into the wind with the cowling installed
to provide the best degree of engine cooling. Closely monitor the engine instruments at
all times. Do not close the cowl flaps for engine warm-up, they need to be in the open
position while operating on the ground. When warming up the engine, ensure that
personnel, ground equipment that may be damaged, or other aircraft are not in the
propeller wash.
9.1.3 Extinguishing Engine Fires
In all cases, a fireguard should stand by with a CO2 fire extinguisher while the aircraft
engine is being started. This is a necessary precaution against fire during the starting
procedure. The fireguard must be familiar with the induction system of the engine so
that in case of fire, he or she can direct the CO2 into the air intake of the engine to
extinguish it. A fire could also occur in the exhaust system of the engine from liquid
fuel being ignited in the cylinder and expelled during the normal rotation of the engine.
If an engine fire develops during the starting procedure, continue cranking to start the
engine and blow out the fire. If the engine does not start and the fire continues to burn,
discontinue the start attempt. The fireguard then extinguishes the fire using the available
equipment. The fireguard must observe all safety practices at all times while standing
by during the starting procedure.
9.1.4 Turboprop Engines
The starting of any turbine engine consists of three steps that must be carried out in the
correct sequence. The starter turns the main compressor to provide airflow though the
engine. At the correct speed that provides enough airflow, the igniters are turned on and
provide a hot spark to light the fuel that is engaged next. As the engine accelerates, it
reaches a self-sustaining speed and the starter is disengaged.

229. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

221
Tránh mồi động cơ quá mức trước khi khởi động. Điều này có thể dẫn đến cháy,
xi-lanh và pít-tông bị qua vẹt hoặc xước, hoặc hỏng động cơ do thủy kích. Nếu động cơ
vô tình bị ngập lỏng hoặc mồi quá mức, hãy tắt khóa điện và di chuyển bướm ga đến vị
trí “mở hoàn toàn”. Để loại bỏ nhiên liệu dư thừa trong động cơ, hãy quay động cơ bằng
tay hoặc bằng bộ khởi động. Nếu lực quay động cơ quá nặng, hãy dừng ngay lập tức.
Không cố quay động cơ. Nếu nghi ngờ, hãy tháo các bu-gi đánh lửa phía dưới.
Ngay sau khi động cơ khởi động, hãy kiểm tra chỉ báo áp suất dầu. Nếu áp suất
dầu không hiển thị trong vòng 30 giây, hãy dừng động cơ và xác định sự cố. Nếu áp
suất dầu được hiển thị, hãy điều chỉnh van tiết lưu đến vòng tua máy do nhà sản xuất
máy bay chỉ định để làm nóng động cơ. Vòng quay khởi động thường nằm trong khoảng
từ 1.000 đến 1.300 vòng / phút.
Hầu hết các động cơ pittông của máy bay đều được làm mát bằng không khí và
phụ thuộc vào tốc độ chuyển tiếp của máy bay để duy trì khả năng làm mát thích hợp.
Do đó, cần đặc biệt cẩn thận khi vận hành các động cơ trên mặt đất. Trong suốt quá
trình chạy trên mặt đất, hãy vận hành động cơ với cánh quạt ở tần số thấp hoàn toàn và
hướng nắp chụp động cơ về phía gió để mang lại hiệu quả làm mát động cơ tốt nhất.
Kiểm tra kỹ chỉ báo của động cơ mọi lúc. Không đóng nắp đậy khi động cơ khởi động,
chúng cần ở vị trí mở khi vận hành trên mặt đất. Khi làm nóng động cơ, đảm bảo rằng
nhân viên, thiết bị mặt đất có thể bị hư hỏng hoặc các máy bay khác không ở trong khu
vực an toàn cánh quạt.
9.1.3 Phòng cháy cho động cơ khi khởi động.
Trong mọi trường hợp, nhân viên cứu hỏa nên túc trực với bình chữa cháy CO2
trong khi động cơ máy bay đang được khởi động. Đây là biện pháp phòng ngừa cần
thiết để phòng cháy trong quá trình khởi động. Nhân viên cứu hỏa phải nắm rõ hệ thống
nạp của động cơ để khi xảy ra cháy có thể hướng khí CO2 vào đường hút gió của động
cơ để dập tắt. Cháy cũng có thể xảy ra trong hệ thống ống xả của động cơ do nhiên liệu
lỏng được đốt cháy trong xi lanh và thoát ra ngoài trong quá trình làm việc bình thường
của động cơ.
Nếu xã ra cháy động cơ trong quá trình khởi động, hãy tiếp tục khởi động động cơ
và dập tắt lửa. Nếu động cơ không khởi động và ngọn lửa tiếp tục cháy, hãy ngừng nỗ
lực khởi động. Lực lượng cứu hỏa sau đó dập tắt đám cháy bằng các thiết bị có sẵn.
Nhân viên cứu hỏa phải luôn tuân thủ tất cả các qui định và thao tác an toàn trong khi
túc trực trong suốt quá trình khởi động.
9.1.4 Động cơ tuốc-bin cánh quạt
Việc khởi động bất kỳ động cơ tua-bin nào cũng bao gồm ba bước phải được thực
hiện theo đúng trình tự. Bộ khởi động quay máy nén chính để cung cấp luồng không khí
vào động cơ. Ở tốc độ chính xác cung cấp đủ luồng không khí, tiếp theo bộ phận đánh
lửa được bật và cung cấp tia lửa nóng để đốt cháy nhiên liệu. Khi động cơ tăng tốc đạt
đến tốc độ tự duy trì và bộ khởi động được ngắt.

230. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

222
The various covers protecting the aircraft must be removed. Carefully inspect the
engine exhaust areas for the presence of fuel or oil. Make a close visual inspection of
all accessible parts of the engines and engine controls, followed by an inspection of all
nacelle areas to determine that all inspection and access plates are secured. Check sumps
for water. Inspect air inlet areas for general condition and foreign material. Check the
compressor for free rotation, when the installation permits, by reaching in and turning
the blades by hand.
The following procedures are typical of those used to start turboprop engines.
There are, however, wide variations in the procedures applicable to the many turboprop
engines. Therefore, do not attempt to use these procedures in the actual starting of a
turboprop engine. These procedures are presented only as a general guide for
familiarization with typical procedures and methods. For starting of all turboprop
engines, refer to the detailed procedures contained in the applicable manufacturer’s
instructions or their approved equivalent.
Turboprop engines are usually fixed turbine or free turbine. The propeller is
connected to the engine directly in a fixed turbine, resulting in the propeller being turned
as the engine starts. This provides extra drag that must be overcome during starting. If
the propeller is not at the “start” position, difficulty may be encountered in making a
start due to high loads. The propeller is in flat pitch at shut down and subsequently in
flat pitch during start because of this.
The free turbine engine has no mechanical connection between the gas generator
and the power turbine that is connected to the propeller. In this type of engine, the
propeller remains in the feather position during starting and only turns as the gas
generator accelerates.
Instrumentation for turbine engines varies according to the type of turbine
engine. Turboprop engines use the normal instruments—oil pressure, oil temperature,
inter-turbine temperature (ITT), and fuel flow. They also use instruments to measure
gas generator speed, propeller speed, and torque produced by the propeller. [Figure 9.1]
A typical turboprop uses a set of engine controls, such as power levelers (throttle),
propeller levers, and condition levers. [Figure 9.2]
The first step in starting a turbine engine is to provide an adequate source of power
for the starter. On smaller turbine engines, the starter is an electric motor that turns the
engine through electrical power. Larger engines need a much more powerful starter.
Electric motors would be limited by current flow and weight. Air turbine starters were
developed that were lighter and produced sufficient power to turn the engine at the
correct speed for starting. When an air turbine starter is used, the starting air supply may
be obtained from an APU onboard the aircraft, an external source (ground air cart), or
an engine cross-bleed operation. In some limited cases, a low-pressure, large-volume
tank can provide the air for starting an engine. Many smaller turboprop engines are
started using the starter/generator, that is both the engine starter and the generator.

231. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

223
Các lớp phủ khác nhau bảo vệ máy bay phải được gỡ bỏ. Kiểm tra cẩn thận các
khu vực xả của động cơ xem có nhiên liệu hoặc dầu không. Kiểm tra kỹ lưỡng bằng mắt
tất cả các bộ phận có thể tiếp cận của động cơ và bộ điều khiển động cơ, sau đó kiểm
tra tất cả các khu vực vỏ động cơ để xác định rằng tất cả các nắp kiểm tra và tiếp cận
đều được đảm bảo. Kiểm tra két chứa nước. Kiểm tra khu vực cửa khí nạp để biết tình
trạng chung và vật lạ. Kiểm tra máy nén quay tự do, khi lắp đặt cho phép, bằng cách
quay cánh máy nén bằng tay.
Các quy trình sau đây là điển hình của những quy trình được sử dụng để khởi động
động cơ tua-bin cánh quạt. Tuy nhiên, có nhiều phiên bản trong các quy trình áp dụng
cho nhiều động cơ tua-bin cánh quạt. Do đó, không cố gắng sử dụng các quy trình này
trong quá trình khởi động thực tế của động cơ tua-bin cánh quạt. Các quy trình này chỉ
được trình bày như một hướng dẫn chung để làm quen với các quy trình và phương pháp
điển hình. Để khởi động tất cả các động cơ tua-bin cánh quạt, hãy tham khảo các quy
trình chi tiết có trong hướng dẫn của nhà sản xuất hiện hành hoặc hướng dẫn tương
đương đã được phê duyệt của họ.
Động cơ tua-bin cánh quạt thường là tua-bin cố định hoặc tua-bin tự do. Cánh quạt
được kết nối trực tiếp với động cơ với tuabin cố định, dẫn đến cánh quạt sẽ quay khi
động cơ khởi động. Điều này cung cấp thêm lực cản cần phải vượt qua khi khởi động.
Nếu cánh quạt không ở vị trí “khởi động”, có thể gặp khó khăn khi khởi động do tải
trọng cao. Cánh quạt thường ở bước phẳng khi dừng và do đó khi khởi động thường ở
sau đó ở bước phẳng.
Tuabin tự do của động cơ không có kết nối cơ học giữa bộ tạo khí và tua-bin công
suất mà được kết nối với cánh quạt. Ở loại động cơ này, cánh quạt vẫn ở vị trí phẳng
khi khởi động và chỉ quay khi bộ tạo khí tăng tốc.
Thiết bị đo của động cơ tua-bin thay đổi tùy theo loại động cơ tua-bin. Động cơ
tua-bin cánh quạt sử dụng các thiết bị đo thông dụng – Áp suất dầu, nhiệt độ dầu, nhiệt
độ giữa các tua-bin (ITT) và lưu lượng nhiên liệu. Họ cũng sử dụng các dụng cụ đo để
đo tốc độ tạo khí, tốc độ cánh quạt và mô-men xoắn do cánh quạt tạo ra [Hình 9.1]. Một
động cơ tuabin cánh quạt điển hình sử dụng một bộ điều khiển động cơ, chẳng hạn như
bộ điều chỉnh công suất (van tiết lưu), cần gạt cánh quạt và cần điều kiện [Hình 9.2].
Bước đầu tiên trong việc khởi động động cơ tua-bin là cung cấp đủ nguồn năng
lượng cho bộ khởi động. Trên các động cơ tua-bin nhỏ hơn, bộ khởi động là một động
cơ điện làm quay động cơ nhờ năng lượng điện. Động cơ lớn hơn cần một bộ khởi động
mạnh mẽ hơn nhiều. Động cơ điện sẽ bị giới hạn bởi dòng điện và trọng lượng. Bộ khởi
động tuabin khí được phát triển nhẹ hơn và tạo ra đủ năng lượng để quay động cơ ở tốc
độ chính xác khi khởi động. Khi sử dụng bộ khởi động tua-bin khí, nguồn cung cấp
không khí khởi động có thể được lấy từ APU trên máy bay, hay từ nguồn bên ngoài (xe
cấp khí mặt đất) hoặc hoạt động xả chéo khí trích của động cơ. Trong một số trường
hợp hạn chế, bình chứa thể tích lớn, áp suất thấp có thể cung cấp không khí để khởi
động động cơ. Nhiều động cơ tua-bin cánh quạt nhỏ hơn được khởi động bằng cách sử
dụng bộ khởi động/máy phát điện, nó là cả bộ khởi động động cơ và máy phát điện.

232. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

224


Figure 9.1 Typical examples of turboprop instruments.

Figure 9.2. Engine controls of a turboprop aircraft.

233. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

225


Hình 9.1 Ví dụ của các thiết bị đo tuabin cánh quạt.

Hình 9.2 Điều khiển động cơ của tàu bay tuabin cánh quạt.

234. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

226
While starting an engine, always observe the following:
− Always observe the starter duty cycle. Otherwise, the starter can overheat
and be damaged.
− Assure that there is enough air pressure or electrical capacity before
attempting a start.
− Do not perform a ground start if turbine inlet temperature (residual
temperature) is above that specified by the manufacturer.
− Provide fuel under low pressure to the engine’s fuel pump.
Turboprop Starting Procedures
To start an engine on the ground, perform the following operations:
1. Turn the aircraft boost pumps on.
2. Make sure that the power lever is in the “start” position.
3. Place the start switch in the “start” position. This starts the engine turning.
4. Place the ignition switch on. (On some engines, the ignition is activated
by moving the fuel lever.)
5. The fuel is now turned on. This is accomplished by moving the condition
lever to the “on” position.
6. Monitor the engine lights of the exhaust temperature. If it exceeds the
limits, shut the engine down.
7. Check the oil pressure and temperature.
8. After the engine reaches a self-sustaining speed, the starter is disengaged.
9. The engine continues to accelerate up to idle.
10. Maintain the power lever at the “start” position until the specified
minimum oil temperature is reached.
11. Disconnect the ground power supply, if used.
If any of the following conditions occur during the starting sequence, turn off the fuel
and ignition switch, discontinue the start immediately, make an investigation, and
record
1. Turbine inlet temperature exceeds the specified maximum. Record the observed
peak temperature.
2. Acceleration time from start of propeller rotation to stabilized rpm exceeds the
specified time.
3. There is no oil pressure indication at 5,000 rpm for either the reduction gear or
the power unit.

235. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

227
Khi khởi động động cơ, luôn tuân thủ những điều sau:
• Luôn tuân thủ khởi động theo chu kỳ. Nếu không, bộ khởi động có thể quá nóng
và bị hỏng.
• Đảm bảo rằng có đủ áp suất không khí hoặc công suất điện trước khi khởi động.
• Không thực hiện khởi động mặt đất nếu nhiệt độ đầu vào tuabin (nhiệt độ dư) lớn
hơn mức do nhà sản xuất qui định.
• Cung cấp nhiên liệu dưới áp suất thấp vào bơm nhiên liệu của động cơ.
Quy trình khởi động tua-bin cánh quạt
Để khởi động động cơ trên mặt đất, hãy thực hiện các thao tác sau:
1. Bật máy bơm trợ lực của tàu bay.
2. Đảm bảo rằng cần công suất ở vị trí “khởi động”.
3. Đặt công tắc khởi động ở vị trí “Khởi động”. Điều này bắt đầu quay động
cơ.
4. Bật khóa đánh lửa điện. (Trên một số động cơ, đánh lửa được kích hoạt bằng
cách di chuyển cần gạt nhiên liệu.)
5. Nhiên liệu đã được bật. Điều này được thực hiện bằng cách di chuyển cần
điều khiển sang vị trí “bật”.
6. Theo dõi đèn báo nhiệt độ khí thải của động cơ. Nếu nó vượt quá giới hạn,
hãy dừng động cơ.
7. Kiểm tra áp suất và nhiệt độ dầu.
8. Sau khi động cơ đạt đến tốc độ tự duy trì, bộ khởi động sẽ được ngắt.
9. Động cơ tiếp tục tăng tốc đến chế độ không tải.
10. Giữ cần công suất ở vị trí “khởi động” cho đến khi đạt đến nhiệt độ dầu tối
thiểu được qui định.
11. Ngắt nguồn điện mặt đất, nếu có sử dụng.
Nếu bất kỳ tình huống nào sau đây xảy ra trong quá trình khởi động, hãy tắt nhiên
liệu và công tắc đánh lửa, ngừng khởi động ngay lập tức, tiến hành kiểm tra và ghi lại
1. Nhiệt độ đầu vào tuabin vượt quá mức tối đa quy định. Ghi lại nhiệt độ đỉnh
quan sát được.
2. Thời gian tăng tốc từ khi cánh quạt bắt đầu quay đến vòng quay ổn định vượt
quá thời gian quy định.
3. Không có chỉ báo áp suất dầu ở 5.000 vòng / phút cho hộp số giảm tốc hoặc
bộ nguồn.

236. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

228
4. Torching (visible burning in the exhaust nozzle).
5. The engine fails to ignite by 4,500 rpm or maximum motoring rpm.
6. Abnormal vibration is noted or compressor surge occurs (indicated by
backfiring).
7. Fire warning bell rings. (This may be due to either an engine fire or overheat.)
9.1.3 Turbofan Engines
Unlike reciprocating engine aircraft, the turbine-powered aircraft does not require a
preflight run-up unless it is necessary to investigate a suspected malfunction.
Before starting, all protective covers and air inlet duct covers are removed. If possible,
head the aircraft into the wind to obtain better cooling, faster starting, and smoother
engine performance. It is especially important that the aircraft be headed into the wind
if the engine is to be trimmed.
The run-up area around the aircraft is cleared of both personnel and loose equipment.
The turbofan engine intake and exhaust hazard areas are illustrated in Figure 9.3.
Exercise care to ensure that the run-up area is clear of all items, such as nuts, bolts,
rocks, shop towels, or other loose debris. Many very serious accidents have occurred
involving personnel in the vicinity of turbine engine air inlets. Use extreme caution
when starting turbine aircraft.

Figure 9.3 Engine intake and exhaust hazard areas.

237. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

229
4. Có ánh lửa cháy (có thể nhìn thấy vết cháy ở vòi xả).
5. Động cơ không đánh lửa ở vòng quay động cơ máy 4.500 vòng/phút hoặc
vòng quay hiển thị lớn nhất.
6. Rung động bất thường được ghi nhận hoặc ho máy nén (được biểu thị bằng
hiện tượng cháy ngược).
7. Chuông báo cháy reo. (Điều này có thể là do cháy động cơ hoặc quá nóng.)
9.1.3 Động cơ tua bin quạt
Không giống như máy bay động cơ pit-tông, máy bay chạy bằng tua-bin không
yêu cầu chạy thử trước khi bay trừ khi cần kiểm tra một sự cố được nghi ngờ.
Trước khi khởi động, tất cả các tấm bảo vệ và nắp ống dẫn khí được tháo ra. Nếu
có thể, hãy hướng máy bay vào hướng gió để làm mát tốt hơn, khởi động nhanh hơn và
hoạt động của động cơ mượt mà hơn. Điều đặc biệt quan trọng là máy bay phải hướng
gió nếu động cơ được cân bằng.
Khu vực chạy tới xung quanh máy bay phải được dọn sạch cả nhân viên và thiết
bị tháo ra. Các khu vực nguy hiểm về khí xả và khí xả từ động cơ phản lực quạt được
minh họa trong Hình 9.3. Hãy lưu ý đảm bảo rằng khu vực đường chạy tời không có tất
cả các vật dụng, chẳng hạn như ốc, bu lông, đá, khăn lau hoặc các mảnh vụn rời khác.
Nhiều tai nạn rất nghiêm trọng đã xảy ra liên quan đến nhân viên ở gần cửa hút gió của
động cơ tua-bin. Hết sức thận trọng khi khởi động máy bay tua-bin.

Hình 9.3 Các khu vực nguy hiểm về khí thải và khí thải của động cơ.

238. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

230
Check the aircraft fuel sumps for water or ice. Inspect the engine air inlet for
general condition and the presence of foreign objects. Visually inspect the fan blades,
forward compressor blades, and the compressor inlet guide vanes for nicks and other
damage. If possible, check the fan blades for free rotation by turning the fan blades by
hand. All engine controls must be operational. Check engine instruments and warning
lights for proper operation.
• Starting a Turbofan Engine
The following procedures are typical of those used to start many turbine engines. There
are, however, wide variations in the starting procedures used for turbine engines, and
no attempts are to be made to use these procedures in the actual starting of an engine.
These procedures are presented only as a general guide for familiarization with typical
procedures and methods. In the starting of all turbine engines, refer to the detailed
procedures contained in the applicable manufacturer’s instructions or their approved
equivalent.
Most turbofan engines can be started by either air turbine or electrical starters. Air-
turbine starters use compressed air from an external source as discussed earlier. Fuel is
turned on either by moving the start lever to “idle/start” position or by opening a fuel
shutoff valve. If an air turbine starter is used, the engine “lights off” within a
predetermined time after the fuel is turned on. This time interval, if exceeded, indicates
a malfunction has occurred and the start must be discontinued.
Most turbofan engine controls consist of a power lever, reversing levers, and start levers.
Newer aircraft have replaced the start levers with a fuel switch. [Figure 9.4] Turbofan
engines also use all the normal instruments speeds, (percent of total rpm) exhaust gas
temperature, fuel flow, oil pressure, and temperature. An instrument that measures the
amount of thrust being delivered is the engine pressure ratio. This measures the ratio
between the inlet pressures to the outlet pressure of the turbine.

Figure 9.4 Turbofan engine control levers.

239. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

231
Kiểm tra các hố chứa nhiên liệu máy bay xem có nước hoặc nước đá không. Kiểm
tra cửa nạp khí của động cơ để biết tình trạng chung và sự hiện diện của các vật thể lạ.
Kiểm tra bằng mắt thường các cánh quạt, các cánh máy nén phía trước và các cánh dẫn
hướng đầu vào của máy nén xem có vết khía và các hư hỏng khác không. Nếu có thể,
hãy kiểm tra các cánh quạt có quay tự do không bằng cách xoay các cánh quạt bằng tay.
Tất cả các điều khiển động cơ phải hoạt động. Kiểm tra các dụng cụ động cơ và đèn
cảnh báo để hoạt động bình thường.
• Khởi động Động cơ Tua-bin quạt
Các quy trình sau đây là những quy trình điển hình được sử dụng để khởi động
nhiều động cơ tua-bin. Tuy nhiên, có nhiều phiên bản trong các quy trình khởi động
được sử dụng cho động cơ tua-bin và không nên nỗ lực thực hiện để sử dụng các quy
trình này trong quá trình khởi động thực tế của động cơ. Các quy trình này chỉ được
trình bày như một hướng dẫn chung để làm quen với các quy trình và phương pháp điển
hình. Khi khởi động tất cả động cơ tua-bin, hãy tham khảo các quy trình chi tiết có trong
hướng dẫn của nhà sản xuất hiện hành hoặc tài liệu tương đương đã được phê duyệt.
Hầu hết các động cơ tua bin quạt có thể được khởi động bằng tuabin khí hoặc bộ
khởi động điện. Bộ khởi động tua-bin khí sử dụng khí nén từ nguồn bên ngoài như đã
thảo luận trước đó. Nhiên liệu được cấp bằng cách di chuyển cần khởi động sang vị trí
“không tải/khởi động” hoặc bằng cách mở van ngắt nhiên liệu. Nếu sử dụng bộ khởi
động tua-bin khí, động cơ sẽ “tắt ánh sáng” trong một khoảng thời gian định trước sau
khi bật nhiên liệu. Khoảng thời gian này, nếu vượt quá, cho biết đã xảy ra sự cố và phải
ngừng khởi động.
Hầu hết các bộ điều khiển động cơ phản lực bao gồm cần công suất, cần đảo chiều
và cần khởi động. Các máy bay mới hơn đã thay cần khởi động bằng công tắc nhiên liệu
[Hình 9.4]. Động cơ tua-bin quạt cũng sử dụng tất cả các thiết bị tốc độ thông thường,
(phần trăm của tổng số vòng/phút) nhiệt độ khí thải, lưu lượng nhiên liệu, áp suất và
nhiệt độ dầu. Một công cụ đo độ lớn lực đẩy được lắp đặt là tỷ lệ áp suất động cơ. Điều
này đo tỷ lệ giữa áp suất đầu vào và áp suất đầu ra của tuabin.

Hình 9.4 Cần điều khiển động cơ tuabin quạt.

240. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

232
The following procedures are useful only as a general guide and are included to
show the sequence of events in starting a turbofan engine.
1. If the engine is so equipped, place the power lever in the “idle” position.
2. Turn the fuel boost pump(s) switch on.
3. A fuel inlet pressure indicator reading ensures fuel is being delivered to engine
fuel pump inlet.
4. Turn engine starter switch on. Note that the engine rotates to a preset limit. Check
for oil pressure.
5. Turn ignition switch on. (This is usually accomplished by moving the start lever
toward the “on” position. A micro switch connected to the leveler turns on the ignition.)
6. Move the start lever to “idle” or “start” position, this starts fuel flow into the
engine.
7. Engine start (light off) is indicated by a rise in exhaust gas temperature.
8. If a two-spool engine, check rotation of fan or N1.
9. Check for proper oil pressure.
10. Turn engine starter switch off at proper speeds.
11. After engine stabilizes at idle, ensure that none of the engine limits are exceeded.
12. Newer aircraft drop off the starter automatically.
9.1.4 Auxiliary Power Units (APUs)
APUs are generally smaller turbine engines that provide compressed air for
starting engines, cabin heating and cooling, and electrical power while on the ground.
Their operation is normally simple. By turning a switch on and up to the start position
(spring loaded to on position), the engine starts automatically. During start, the exhaust
gas temperature must be monitored. APUs are at idle at 100 percent rpm with no load.
After the engine reaches its operating rpm, it can be used for cooling or heating the
cabin and for electrical power. It is normally used to start the main engines.
9.1.5 Unsatisfactory Turbine Engine Starts
• Hot Start
A hot start occurs when the engine starts, but the exhaust gas temperature exceeds
specified limits. This is usually caused by an excessively rich fuel/air mixture entering
the combustion chamber. This condition can be caused by either too much fuel or not
enough airflow. The fuel to the engine must be shut off immediately.
• False or Hung Start
False or hung starts occur when the engine starts normally, but the rpm remains at some
low value rather than increasing to the normal starting rpm. This is often the result of
insufficient power to the starter or the starter cutting off before the engine starts self-
accelerating. In this case, shut the engine down.

241. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

233
Các quy trình sau đây chỉ có tác đụng như một hướng dẫn chung và được đưa vào
để mô tả trình tự các bước khi khởi động động cơ tuabin quạt.
1. Nếu động cơ được trang bị như vậy, hãy đặt cần công suất ở vị trí “không tải”.
2. Bật công tắc (các) bơm tăng áp nhiên liệu.
3. Chỉ số áp suất đầu vào nhiên liệu đảm bảo nhiên liệu được đưa đến đầu vào bơm
nhiên liệu động cơ.
4. Bật công tắc khởi động động cơ. Lưu ý rằng động cơ quay đến giới hạn đặt trước.
Kiểm tra áp suất dầu.
5. Bật khóa điện. (Điều này thường được thực hiện bằng cách di chuyển cần khởi
động về vị trí “bật”. Một công tắc vi sai được kết nối với bộ cân bằng sẽ bật bộ
phận đánh lửa.)
6. Di chuyển cần khởi động đến vị trí “không tải” hoặc “Khởi động”, thao tác này
sẽ bắt đầu đưa nhiên liệu vào động cơ.
7. Động cơ khởi động (đèn tắt) được biểu thị bằng sự gia tăng nhiệt độ khí thải.
8. Nếu là động cơ hai đoạn, hãy kiểm tra vòng quay của quạt hoặc N1.
9. Kiểm tra áp suất dầu phù hợp.
10. Tắt công tắc khởi động động cơ khi tốc độ phù hợp.
11. Sau khi động cơ ổn định ở chế độ không tải, hãy đảm bảo rằng không có giới hạn
nào của động cơ bị vượt quá.
12. Máy bay mới hơn sẽ tự động nhả bộ khởi động.
9.1.4 Bộ nguồn phụ (APUs)
APU thường là động cơ tua-bin nhỏ hơn cung cấp khí nén để khởi động động cơ,
sưởi ấm và làm mát cabin cũng như nguồn điện khi ở trên mặt đất. Hoạt động của nó
thường đơn giản. Bằng cách bật công tắc và nâng đến vị trí khởi động (lò xo tải đến vị
trí bật), động cơ sẽ tự động khởi động. Trong quá trình khởi động, nhiệt độ khí thải phải
được theo dõi. Các APU không hoạt động ở tốc độ 100 phần trăm vòng/phút khi không
tải. Sau khi động cơ đạt đến vòng tua máy hoạt động, nó có thể được sử dụng để làm
mát hoặc sưởi ấm cabin và để cung cấp năng lượng điện. Nó thường được sử dụng để
khởi động động cơ chính.
9.1.5 Khởi động động cơ tuabin không đạt yêu cầu
• Bắt đầu nóng
Khởi động nóng được thực hiện khi động cơ khởi động, nhưng nhiệt độ khí thải
vượt quá giới hạn quy định. Điều này thường do hỗn hợp nhiên liệu/không khí quá đậm
đặc đi vào buồng đốt. Tình trạng này có thể do quá nhiều nhiên liệu hoặc không đủ
lượng không khí. Nhiên liệu vào động cơ phải được tắt ngay lập tức.
• Khởi sai hoặc bị treo
Khởi động sai hoặc treo xảy ra khi động cơ khởi động bình thường, nhưng vòng
tua máy vẫn ở một giá trị thấp nào đó thay vì tăng lên vòng quay động cơ khi khởi động
bình thường. Đây thường là kết quả của việc không cung cấp đủ năng lượng cho bộ khởi
động hoặc bộ khởi động bị ngắt trước khi động cơ bắt đầu tự tăng tốc. Trong trường
hợp này, hãy dừng động cơ.

242. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

234
• Engine Fails to Start
The engine failing to start within the prescribed time limit can be caused by lack of fuel
to the engine, insufficient or no electrical power to the exciter in the ignition system, or
incorrect fuel mixture. If the engine fails to start within the prescribed time, shut it down.
In all cases of unsatisfactory starts, the fuel and ignition must be turned off. Continue
rotating the compressor for approximately 15 seconds to remove accumulated fuel from
the engine. If unable to motor (rotate) the engine, allow a 30-second fuel draining period
before attempting another start.
9.1.6 Towing of Aircraft
Movement of large aircraft about the airport, flight line, and hangar is usually
accomplished by towing with a tow tractor (sometimes called a “tug”). [Figure 9.5] In
the case of small aircraft, some moving is accomplished by hand pushing on the correct
areas of the aircraft. Aircraft may also be taxied about the flight line but usually only by
certain qualified personnel.

Figure 9.5 Example of a tow tractor.
Towing aircraft can be a hazardous operation, causing damage to the aircraft and
injury to personnel, if done recklessly or carelessly. The following paragraphs outline
the general procedure for towing aircraft. However, specific instructions for each model
of aircraft are detailed in the manufacturer’s maintenance instructions and are to be
followed in all instances.
Before the aircraft to be towed is moved, a qualified person must be in the flight
deck to operate the brakes in case the tow bar fails or becomes unhooked. The aircraft
can then be stopped, preventing possible damage.
Some types of tow bars available for general use can be used for many types of
towing operations. [Figure 9.6] These bars are designed with sufficient tensile strength
to pull most aircraft but are not intended to be subjected to torsional or twisting loads.
Many have small wheels that permit them to be drawn behind the towing vehicle going
to or from an aircraft. When the bar is attached to the aircraft, inspect all the engaging
devices for damage or malfunction before moving the aircraft.

243. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

235
• Động cơ không thể khởi động
Động cơ không khởi động được trong thời gian quy định có thể do thiếu nhiên liệu
vào động cơ, không đủ hoặc không có điện đến bộ kích từ trong hệ thống đánh lửa hoặc
hỗn hợp nhiên liệu không chính xác. Nếu động cơ không khởi động trong thời gian quy
định, hãy tắt động cơ.
Trong mọi trường hợp khởi động không đạt yêu cầu, phải tắt nhiên liệu và đánh
lửa. Tiếp tục quay máy nén trong khoảng 15 giây để loại bỏ nhiên liệu tích tụ ra khỏi
động cơ. Nếu không thể khởi động (quay) động cơ, hãy đợi một khoảng thời gian xả
nhiên liệu 30 giây trước khi thử khởi động lại.
9.1.6 Kéo máy bay
Việc di chuyển máy bay lớn quanh sân bay, đường bay và nhà chứa máy bay
thường được thực hiện bằng cách kéo bằng xe kéo (đôi khi được gọi là "thiết bị kéo").
[Hình 9.5] Trong trường hợp máy bay nhỏ, một số chuyển động được thực hiện bằng
cách đẩy tay vào đúng khu vực của máy bay. Máy bay cũng có thể chạy trên đường
băng nhưng thường điều khiển bởi nhân viên có trình độ.

Hình 9.5 Ví dụ về máy kéo.
Kéo máy bay có thể là một hoạt động nguy hiểm, gây hư hỏng cho máy bay và
thương tích cho nhân viên, nếu được thực hiện một cách sơ sài hoặc bất cẩn. Các phác
thảo sau là quy trình chung để kéo máy bay. Tuy nhiên, các hướng dẫn cụ thể cho từng
kiểu máy bay được trình bày chi tiết trong hướng dẫn bảo dưỡng của nhà sản xuất và
phải được tuân thủ trong mọi trường hợp.
Trước khi di chuyển máy bay được kéo, phải có người đủ tiêu chuẩn ở trong buồng
lái để điều khiển hệ thống phanh trong trường hợp thanh kéo bị hỏng hoặc bật móc. Máy
bay có thể dừng lại, ngăn ngừa thiệt hại có thể xảy ra.
Một số loại thanh kéo có sẵn để sử dụng chung có thể được sử dụng cho nhiều
hoạt động kéo. [Hình 9.6] Các thanh này được thiết kế với độ bền kéo đủ để kéo hầu hết
các máy bay, nhưng không nhằm mục đích chịu tải trọng xoắn hoặc mô men xoắn.
Nhiều chiếc có bánh xe nhỏ cho phép kéo chúng ra phía sau phương tiện kéo đến hoặc
rời khỏi máy bay. Khi thanh được gắn vào máy bay, hãy kiểm tra tất cả các thiết bị khóa
xem có hư hỏng hoặc trục trặc không trước khi di chuyển máy bay.

244. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

236

Figure 9.6. Example of a tow bar.
Some tow bars are designed for towing various types of aircraft. However, other
special types can be used on a particular aircraft only. Such bars are usually designed
and built by the aircraft manufacturer.
When towing the aircraft, the towing vehicle speed must be reasonable, and all persons
involved in the operation must be alert. When the aircraft is stopped, do not rely upon
the brakes of the towing vehicle alone to stop the aircraft. The person in the flight deck
must coordinate the use of the aircraft brakes with those of the towing vehicle. A typical
smaller aircraft tow tractor (or tug) is shown in Figure 9.7.

Figure 9.7 Typical smaller aircraft tow tractor.
The attachment of the tow bar varies on different types of aircraft. Aircraft equipped
with tail wheels are generally towed forward by attaching the tow bar to the main
landing gear. In most cases, it is permissible to tow the aircraft in reverse by attaching
the tow bar to the tail wheel axle. Any time an aircraft equipped with a tail wheel is
towed, the tail wheel must be unlocked, or the tail wheel locking mechanism may
damage or break. Aircraft equipped with tricycle landing gear are generally towed
forward by attaching a tow bar to the axle of the nosewheel. They may also be towed
forward or backward by attaching a towing bridle or specially designed towing bar to
the towing lugs on the main landing gear. When an aircraft is towed in this manner, a
steering bar is attached to the nosewheel to steer the aircraft.

245. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

237

Hình 9.6 Ví dụ về một thanh kéo.
Một số thanh kéo được thiết kế để kéo nhiều loại máy bay. Tuy nhiên, các loại đặc
biệt khác chỉ có thể được sử dụng trên một loại máy bay cụ thể. Những thanh như vậy
thường được thiết kế và chế tạo bởi nhà sản xuất máy bay.
Khi kéo máy bay, tốc độ của phương tiện kéo phải hợp lý và tất cả những người
tham gia hoạt động phải cảnh giác. Khi máy bay dừng lại, không được chỉ dựa vào hệ
thống phanh của phương tiện kéo để dừng máy bay. Người trong buồng lái phải phối
hợp sử dụng phanh máy bay với phanh của phương tiện kéo. Một máy kéo (hoặc thiết
bị kéo) máy bay nhỏ hơn điển hình được thể hiện trong Hình 9.7.

Hình 9.7 Máy kéo máy bay nhỏ điển hình.
Việc gắn thanh kéo khác nhau trên các loại máy bay khác nhau. Máy bay được
trang bị bánh lài thường được kéo về phía trước bằng cách gắn thanh kéo vào bộ phận
hạ cánh chính. Trong hầu hết các trường hợp, được phép lai dắt máy bay đảo ngược
bằng cách gắn thanh kéo vào trục bánh xe đuôi. Bất cứ khi nào máy bay được trang bị
bánh đuôi được kéo, bánh đuôi phải được mở khóa, nếu không cơ chế khóa bánh đuôi
có thể bị hỏng hoặc gãy. Máy bay được trang bị thiết bị hạ cánh ba bánh thường được
kéo về phía trước bằng cách gắn một thanh kéo vào trục của bánh mũi. Chúng cũng có
thể được kéo về phía trước hoặc phía sau bằng cách gắn dây kéo hoặc thanh kéo được
thiết kế đặc biệt vào vấu kéo trên bộ phận hạ cánh chính. Khi máy bay được kéo theo
cách này, một thanh lái được gắn vào bánh mũi để điều khiển máy bay.

246. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

238
The following towing and parking procedures are typical of one type of
operation. They are examples and not necessarily suited to every type of operation.
Aircraft ground-handling personnel must be thoroughly familiar with all procedures
pertaining to the types of aircraft being towed and local operation standards governing
ground handling of aircraft. Competent persons that have been properly checked out
direct the aircraft towing team.
1. The towing vehicle driver is responsible for operating the vehicle in a safe
manner and obeying emergency stop instructions given by any team member.
2. The person in charge assigns team personnel as wing walkers. A wing walker is
stationed at each wingtip, in such a position that he or she can ensure adequate
clearance of any obstruction in the path of the aircraft. A tail walker is assigned when
sharp turns are to be made or when the aircraft is to be backed into position.
3. A qualified person occupies the pilot’s seat of the towed aircraft to observe and
operate the brakes as required. When necessary, another qualified person is stationed
to watch and maintain aircraft hydraulic system pressure.
4. The person in charge of the towing operation verifies that, on aircraft with a steerable
nosewheel, the locking scissors are set to full swivel for towing. The locking device
must be reset after the tow bar has been removed from the aircraft. Persons stationed
in the aircraft are not to attempt to steer or turn the nosewheel when the tow bar is
attached to the aircraft.
5. Under no circumstances is anyone permitted to walk or to ride between the
nosewheel of an aircraft and the towing vehicle, nor ride on the outside of a moving
aircraft or on the towing vehicle. In the interest of safety, no attempt to board or
leave a moving aircraft or towing vehicle is permitted.
6. The towing speed of the aircraft is not to exceed that of the walking team members.
The aircraft’s engines usually are not operated when the aircraft is being towed into
position.
7. The aircraft brake system is to be charged before each towing operation. Aircraft
with faulty brakes are towed into position only for repair of brake systems, and then
personnel must be standing by ready with chocks for emergency use. Chocks must
be immediately available in case of an emergency throughout any towing operation.
8. To avoid possible personal injury and aircraft damage during towing operations,
entrance doors are closed, ladders retracted, and gear-down locks installed.
9. Prior to towing any aircraft, check all tires and landing gear struts for proper
inflation. (Inflation of landing gear struts of aircraft in overhaul and storage is
excluded.)

247. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

239
Các quy trình kéo và đỗ tàu bay sau đây là điển hình của một loại hoạt động. Chúng
là những ví dụ và không nhất thiết phải phù hợp với mọi loại hoạt động. Nhân viên xử
lý mặt đất của tàu bay phải hoàn toàn quen thuộc với tất cả các quy trình liên quan đến
loại máy bay được kéo và các tiêu chuẩn hoạt động do địa phương quản lý việc xử lý
máy bay trên mặt đất. Người có năng lực đã được kiểm tra hợp lệ chỉ đạo đội lai dắt
máy bay.
1. Người điều khiển phương tiện kéo có trách nhiệm vận hành phương tiện một
cách an toàn và tuân theo hướng dẫn dừng khẩn cấp của bất kỳ thành viên nào
trong nhóm.
2. Người phụ trách phân công nhân sự trong nhóm làm người đi cánh. Một người
đi bộ trên cánh được bố trí ở mỗi đầu cánh, ở vị trí sao cho người đó có thể đảm
bảo dọn sạch mọi chướng ngại vật trên đường bay của máy bay. Người đi bộ ở
đuôi được chỉ định khi phải thực hiện các khúc cua gấp hoặc khi máy bay phải
lùi vào vị trí.
3. Người có đủ năng lực ngồi trên ghế lái của tàu bay được kéo để quan sát và thao
tác hãm theo yêu cầu. Khi cần thiết, một người có chuyên môn khác túc trực để
theo dõi và duy trì áp suất hệ thống thủy lực tàu bay.
4. Người phụ trách hoạt động kéo tàu bay xác minh rằng, trên tàu bay có bánh lái ở
mũi, cần kéo khóa được đặt ở vị trí xoay hoàn toàn để kéo. Thiết bị khóa phải
được đặt lại sau khi thanh kéo đã được tháo ra khỏi máy bay. Những người ở trên
máy bay không được cố lái hoặc xoay bánh lái mũi khi thanh kéo được gắn vào
máy bay.
5. Trong mọi trường hợp, bất kỳ ai cũng không được phép đi bộ hoặc ngồi giữa bánh
mũi của tàu bay và phương tiện kéo, cũng như không được ngồi bên ngoài tàu bay
đang di chuyển hoặc trên phương tiện kéo. Vì lsự an toàn, không được phép cố
gắng hoặc rời khỏi máy bay đang di chuyển hoặc phương tiện kéo.
6. Tốc độ kéo của máy bay không được vượt quá tốc độ của các thành viên trong
nhóm đi bộ. Động cơ của máy bay thường không hoạt động khi máy bay đang
được lai dắt vào vị trí.
7. Hệ thống phanh tàu bay phải được nạp trước mỗi lần kéo. Máy bay bị lỗi phanh
chỉ được kéo vào vị trí để sửa chữa hệ thống phanh, sau đó nhân viên phải sẵn
sàng với các bộ phận sử dụng trong trường hợp khẩn cấp. Khóa phải có sẵn ngay
lập tức trong trường hợp khẩn cấp trong bất kỳ hoạt động lai dắt nào.
8. Để tránh thương tích cá nhân và hư hỏng tàu bay có thể xảy ra trong quá trình kéo,
các cửa ra vào được đóng lại, thang được rút lại và khóa bánh răng được lắp đặt.
9. Trước khi kéo bất kỳ máy bay nào, hãy kiểm tra tất cả các lốp xe và thanh chống
của bộ phận hạ cánh xem có bơm căng đúng mức không. (Không bao gồm hiện
tượng phồng thanh chống càng hạ cánh của máy bay trong quá trình đại tu và bảo
quản.)

248. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

240
10. When moving aircraft, do not start and stop suddenly. For added safety, aircraft
brakes must never be applied during towing, except upon command by one of the
tow team members in an emergency situation.
11. Aircraft are parked in specified areas. Generally, the distance between rows of
parked aircraft is great enough to allow immediate access of emergency vehicles in
case of fire, as well as free movement of equipment and materials.
12. Wheel chocks are placed fore and aft of the main landing gear of the parked aircraft.
13. Internal or external control locks (gust locks or blocks) are used while the aircraft is
parked.
14. Prior to any movement of aircraft across runways or taxiways, contact the airport
control tower on the appropriate frequency for clearance to proceed.
15. An aircraft parked in a hangar must be statically grounded immediately.
9.1.7 Taxiing Aircraft
As a general rule, only rated pilots and qualified airframe and powerplant (A&P)
technicians are authorized to start, run up, and taxi aircraft. All taxiing operations are
performed in accordance with applicable local regulations. Figure 1-22 contains the
standard taxi light signals used by control towers to control and expedite the taxiing of
aircraft. The following section provides detailed instructions on taxi signals and related
taxi instructions.

Figure 1-22. Standard taxi light signals.
• Taxi Signals
Many ground accidents have occurred as a result of improper technique in taxiing
aircraft. Although the pilot is ultimately responsible for the aircraft until the engine is
stopped, a taxi signalman can assist the pilot around the flight line. In some aircraft
configurations, the pilot’s vision is obstructed while on the ground. The pilot cannot see
obstructions close to the wheels or under the wings and has little idea of what is behind
the aircraft. Consequently, the pilot depends upon the taxi signalman for directions.
Figure 1-23 shows a taxi signalman indicating his readiness to assume guidance of the
aircraft by extending both arms at full length above his head, palms facing each other.

249. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

241
10. Khi máy bay đang chuyển động không được khởi động và dừng đột ngột. Để đảm
bảo an toàn hơn, không bao giờ được sử dụng phanh máy bay trong quá trình kéo,
trừ khi có lệnh của một trong các thành viên đội kéo trong tình huống khẩn cấp.
11. Tàu bay đỗ tại khu vực quy định. Nói chung, khoảng cách giữa các hàng máy bay
đang đỗ đủ lớn để cho phép các phương tiện khẩn cấp tiếp cận ngay lập tức trong
trường hợp hỏa hoạn, cũng như di chuyển tự do các thiết bị và vật liệu.
12. Bộ phận chặn bánh xe được đặt phía trước và phía sau bộ phận hạ cánh chính của
tàu bay đang đỗ.
13. Khóa kiểm soát bên trong hoặc bên ngoài (khóa hoặc khối) được sử dụng khi tàu
bay đang đỗ.
14. Trước khi có bất kỳ chuyển động nào của tàu bay trên đường băng hoặc đường
lăn, hãy liên hệ với đài kiểm soát sân bay theo tần suất thích hợp để tiến hành giải
phóng mặt bằng.
15. Tàu bay đậu trong nhà chứa máy bay phải được tiếp đất tĩnh ngay.
9.1.7 Lăn tàu bay
Theo nguyên tắc chung, chỉ những phi công được xếp hạng và các kỹ thuật viên
thân máy bay và động cơ (A&P) đủ tiêu chuẩn mới được phép khởi động, chạy và lăn
trên đường băng. Tất cả các hoạt động lăn tàu bay được thực hiện theo các quy định
hiện hành của sân bay địa phương. Hình 9.8 các tín hiệu đèn lăn tàu bay tiêu chuẩn được
sử dụng tại các tháp điều khiển để điều khiển và thực hiện việc lăn máy bay. Phần dưới
đây hướng dẫn chi tiết về tín hiệu lăn tàu bay và hướng dẫn liên quan đến lăn tàu bay.

Hình 9.8 Tín hiệu đèn lăn tiêu chuẩn.
• Tín hiệu lăn tàu bay
Nhiều vụ tai nạn trên mặt đất đã xảy ra do kỹ thuật lăn máy bay không đúng. Mặc
dù phi công chịu trách nhiệm cuối cùng đối với máy bay cho đến khi động cơ ngừng
hoạt động, một nhân viên báo hiệu lăn có thể hỗ trợ phi công xung quanh đường bay.
Trong một số cấu hình máy bay, tầm nhìn của phi công bị che khuất khi ở trên mặt đất.
Phi công không thể nhìn thấy vật cản gần bánh xe hoặc dưới cánh và có rất ít ý tưởng
về những gì phía sau máy bay. Do đó, phi công phụ thuộc vào người báo hiệu lăn tàu
bay để chỉ đường. Hình 9.9 cho thấy một người đánh tín hiệu lăn tàu bay thể hiện sự sẵn
sàng đảm nhận việc điều khiển máy bay bằng cách dang rộng cả hai cánh tay dài hết cỡ
qua đầu, lòng bàn tay hướng vào nhau.

250. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

242

Figure 9.9 The taxi signalman.
The standard position for a signalman is slightly ahead of and in line with the aircraft’s
left wingtip. As the signalman faces the aircraft, the nose of the aircraft is on the left.
[Figure 1-24] The signalman must stay far enough ahead of the wingtip to remain in
the pilot’s field of vision. It is a good practice to perform a foolproof test to be sure the
pilot can see all signals. If the signalman can see the pilot’s eyes, the pilot can see the
signals.
Figure 1-24 shows the standard aircraft taxiing signals published in the Federal Aviation
Administration (FAA) Aeronautical Information Manual (AIM). There are other
standard signals, such as those published by the Armed Forces. Furthermore, operation
conditions in many areas may call for a modified set of taxi signals. The signals shown
in Figure 1-24 represent a minimum number of the most commonly used signals.
Whether this set of signals or a modified set is used is not the most important
consideration, as long as each flight operational center uses a suitable, agreed-upon set
of signals. Figure 1-25 illustrates some of the most commonly used helicopter operating
signals.

251. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

243

Hình 9.9 Người đánh tín hiệu taxi.
Vị trí tiêu chuẩn của người báo hiệu là phía trước một chút và thẳng hàng với đầu
cánh trái của máy bay. Khi người báo hiệu đối mặt với máy bay, mũi của máy bay ở bên
trái [Hình 9.10]. Người báo hiệu phải ở đủ xa phía trước đầu cánh máy bay để duy trì
trong tầm nhìn của phi công. Đó là một thực hành tốt để thực hiện một bài kiểm tra hoàn
hảo để đảm bảo rằng phi công có thể nhìn thấy tất cả các tín hiệu. Nếu người báo hiệu
có thể nhìn thấy mắt của phi công, phi công có thể nhìn thấy các tín hiệu.
Hình 9.10 cho thấy các tín hiệu lăn máy bay tiêu chuẩn được xuất bản trong Sổ
tay Thông tin Hàng không (AIM) của Cục Hàng không Liên bang (FAA). Có các tín
hiệu tiêu chuẩn khác, chẳng hạn như tín hiệu do Lực lượng vũ trang công bố. Hơn nữa,
điều kiện hoạt động ở nhiều khu vực có thể yêu cầu một bộ tín hiệu taxi được sửa đổi.
Các tín hiệu trong Hình 9.10 đại diện cho một số lượng tối thiểu các tín hiệu được sử
dụng phổ biến nhất. Việc sử dụng bộ tín hiệu này hay bộ tín hiệu sửa đổi không phải là
yếu tố quan trọng nhất cần xem xét, miễn là mỗi trung tâm điều hành chuyến bay sử
dụng một bộ tín hiệu phù hợp, đã được thống nhất. Hình 9.11 minh họa một số tín hiệu
điều hành máy bay trực thăng thông dụng nhất.

252. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

244

Figure 9.10 Standard FAA hand taxi signals.

253. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

245

Hình 9.10 Tín hiệu lăn tàu bay bằng tay theo tiêu chuẩn FAA.

254. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

246

Figure 9.11 Helicopter operating signals.

255. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

247

Hình 9.11 Tín hiệu điều khiển máy bay trực thăng.

256. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

248
The taxi signals to be used must be studied until the taxi signalman can execute them
clearly and precisely. The signals are to be given in such a way that the pilot cannot
confuse their meaning. Remember that the pilot receiving the signals is always some
distance away and often look out and down from a difficult angle. Thus, the signalman’s
hands must be kept well separated, and signals are to be over-exaggerated rather than
risk making indistinct signals. If there is any doubt about a signal, or if the pilot does
not appear to be following the signals, use the “stop” sign and begin the series of signals
again.
The signalman is to always try to give the pilot an indication of the approximate area
that the aircraft is to be parked. The signalman must glance behind himself or herself
often when walking backward to prevent backing into a propeller or tripping over a
chock, fire bottle, tie-down line, or other obstruction.
Taxi signals are usually given at night with the aid of illuminated wands attached to
flashlights. [Figure 1-26] Night signals are made in the same manner as day signals
with the exception of the stop signal. The stop signal used at night is the “emergence
stop” signal. This signal is made by crossing the wands to form a lighted “X” above and
in front of the head.

Figure 9.12 Night operations with wands.

257. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

249
Các tín hiệu lăn tàu bay được sử dụng phải được nghiên cứu cho đến khi người
điều khiển tín hiệu lăn có thể thực hiện chúng một cách rõ ràng và chính xác. Các tín
hiệu phải được đưa ra theo cách mà phi công không thể nhầm lẫn ý nghĩa của chúng.
Hãy nhớ rằng phi công nhận được tín hiệu luôn ở cách xa một khoảng và thường nhìn
ra ngoài từ một góc độ khó. Do đó, tay của người báo hiệu phải được tách biệt rõ ràng
và các tín hiệu phải được phóng đại lớn thay vì tạo ra các tín hiệu không rõ ràng. Nếu
có bất kỳ nghi ngờ nào về tín hiệu hoặc nếu phi công dường như không tuân theo các
tín hiệu đó, hãy sử dụng biển báo “dừng lại” và bắt đầu lại chuỗi tín hiệu đó.
Người báo hiệu phải luôn cố gắng cung cấp cho phi công dấu hiệu về khu vực gần
đúng mà máy bay sẽ đỗ. Người báo hiệu phải thường xuyên liếc nhìn về phía sau khi đi
lùi để tránh lùi vào cánh quạt hoặc vấp phải tắc nghẽn, bình chữa cháy, dây buộc hoặc
vật cản khác.
Tín hiệu lăn tàu bay thường được đưa ra vào ban đêm với sự trợ giúp của các cây
đũa phát sáng gắn với đèn pin. [Hình 9.12] Tín hiệu ban đêm được thực hiện giống như
tín hiệu ban ngày, ngoại trừ tín hiệu dừng. Tín hiệu dừng được sử dụng vào ban đêm là
tín hiệu “dừng khẩn cấp”. Tín hiệu này được tạo ra bằng cách bắt chéo các cây đũa điều
khiển để tạo thành chữ “X” sáng phía trên và phía trước đầu.

Hình 9.12 Hoạt động ban đêm với đũa điều khiển.

258. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

250
9.2 Servicing Aircraft
9.2.1 Servicing Aircraft Air/Nitrogen Oil and Fluids
Checking or servicing aircraft fluids is an important maintenance function. Before
servicing any aircraft, consult the specific aircraft maintenance manual to determine the
proper type of servicing equipment and procedures. In general, aircraft engine oil is
checked with a dipstick or a sight gauge. There are markings on the stick or around the
sight gauge to determine the correct level. Reciprocating engines are to be checked after
the engine has been inactive, while the turbine engine must be checked just after
shutdown. Dry sump oil systems tend to hide oil that has seeped from the oil tank into
the gear case of the engine. This oil does not show up on the dipstick until the engine
has been started or motored.
If serviced before this oil is pumped back into the tank, the engine overfills. Never
overfill the oil tank. Oil foams as it is circulated through the engine. The expansion
space in the oil tank allows for this foaming (oil mixing with air). Also the correct type
of oil must be used for the appropriate engine being serviced. Hydraulic fluid, fuel, and
oil, if spilled on clothes or skin, must be removed as soon as possible because of fire
danger and health reasons.
When servicing a hydraulic reservoir, the correct fluid must be used. Normally, this can
be determined by the container or by color. Some reservoirs are pressurized by air that
must be bled off before servicing. Efforts must be made to prevent any type of
contamination during servicing. Also, if changing hydraulic filters, assure that the
pressure is off the system before removing the filters. After servicing the filters (if large
amounts of fluids were lost) or system quantity, air must be purged and the system
checked for leaks. While servicing tires or struts with high-pressure nitrogen, the
technician must use caution while performing maintenance. Clean areas before
connecting filling hose and do not overinflate.
9.2.2 Ground Support Equipment
• Electric Ground Power Units
Ground support electrical APUs vary widely in size and type. However, they can be
generally classified by towed, stationary, or self-propelled items of equipment. Some
units are mainly for in-hangar use during maintenance. Others are designed for use on
the flight line, either at a stationary gate area or towed from aircraft to aircraft. The
stationary type can be powered from the electrical service of the facility. The movable
type ground power unit (GPU) generally has an onboard engine that turns a generator
to produce power. Some smaller units use a series of batteries. The towed power units
vary in size and range of available power.
The smallest units are simply high-capacity batteries used to start light aircraft. These
units are normally mounted on wheels or skids and are equipped with an extra-long
electrical line terminated in a suitable plug-in adapter.

259. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

251
9.2 Phục vụ tàu bay
9.2.1 Cung cấp không khí/Ni tơ, dầu và Chất lỏng tàu bay
Kiểm tra hoặc cấp chất lỏng tàu bay là một nhiệm vụ quan trọng. Trước khi cung
cấp cho bất kỳ tàu bay nào, hãy tham khảo sách hướng dẫn cung cấp cho tàu bay bay cụ
thể để xác định loại thiết bị và quy trình cấp bổ sung phù hợp. Thông thường, dầu động
cơ tàu bay được kiểm tra bằng que thăm hoặc kính nhìn. Có các dấu hiệu nhận biết trên
que thăm hoặc kính nhìn để xác định chính xác mức dầu. Động cơ pít-tông phải được
kiểm tra sau khi động cơ dừng làm việc, trong khi động cơ tua-bin phải được kiểm tra
ngay sau khi tắt máy. Đối với hệ thống két chứa dầu khô, dầu có xu hướng chảy từ thùng
dầu vào hộp số của động cơ. Dầu này không nhìn thấy trên que thăm dầu cho đến khi
động cơ được khởi động hoặc làm việc.
Nếu được cấp trước khi dầu này được bơm trở lại két chứa, động cơ sẽ bị tràn dầu.
Không bao giờ đổ đầy bình dầu. Dầu tạo bọt khi nó được lưu thông qua động cơ. Không
gian mở rộng trong thùng dầu cho phép tạo bọt này (dầu trộn với không khí). Ngoài ra,
phải sử dụng đúng loại dầu cho động cơ thích hợp đang được bảo dưỡng. dầu thủy lực,
nhiên liệu và dầu bôi trơn, nếu tràn ra quần áo hoặc da, phải được lau sạch càng sớm
càng tốt vì nguy cơ xảy ra hỏa hoạn và các lý do sức khỏe.
Khi cấp dầu vào bình chứa thủy lực, phải sử dụng đúng loại dầu. Thông thường,
điều này có thể được xác định bởi thùng chứa hoặc màu sắc. Một số bình chứa được
điều áp bằng không khí, phải xả hết khí trước khi cấp dầu. Phải nỗ lực để ngăn chặn bất
kỳ loại ô nhiễm nào trong quá trình cấp dầu. Ngoài ra, nếu thay bộ lọc thủy lực, hãy
đảm bảo rằng hệ thống đã tắt áp suất trước khi tháo bộ lọc. Sau khi bảo dưỡng các bộ
lọc (nếu một lượng lớn chất lỏng bị mất) hoặc hệ thống, không khí phải được làm sạch
và kiểm tra rò rỉ hệ thống. Trong khi bảo dưỡng lốp hoặc thanh chống bằng nitơ áp suất
cao, kỹ thuật viên phải thận trọng khi thực hiện bảo dưỡng. Làm sạch các khu vực trước
khi nối ống cấp nước và không bơm căng quá mức.
9.2.2 Thiết bị hỗ trợ mặt đất
• Bộ nguồn điện mặt đất
Các bộ nguồn điện mặt đất APUs rất đa dạng về kích thước và chủng loại. Tuy
nhiên, chúng có thể được phân loại chung theo các thiết bị được kéo, cố định hoặc tự
hành. Một số bộ nguồn chủ yếu được sử dụng trong nhà chứa máy bay trong quá trình
bảo trì. Một số khác được thiết kế để sử dụng trên đường bay, tại khu vực cổng cố định
hoặc được kéo từ máy bay này sang máy bay khác. Loại cố định có thể được cấp nguồn
từ dịch vụ điện của cơ sở. Bộ cấp nguồn mặt đất di động (GPU) thường có một động cơ
tích hợp làm quay máy phát điện để tạo ra năng lượng. Một số bộ nhỏ hơn sử dụng pin.
Các bộ nguồn được kéo khác nhau về kích thước và phạm vi của công suất.
Các bộ nguồn nhỏ nhất chỉ đơn giản là pin dung lượng cao được sử dụng để khởi
động máy bay hạng nhẹ. Các thiết bị này thường được gắn trên bánh xe hoặc khung
trượt và được trang bị một đường dây điện dài được nối với bộ chuyển đổi bằng phích
cắm phù hợp.

260. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

252
Larger units are equipped with generators. Providing a wider range of output power,
these power units are normally designed to supply constant-current, variable voltage
DC electrical power for starting turbine aircraft engines and constant-voltage DC for
starting reciprocating aircraft engines. Normally somewhat top-heavy, large towed
power units are towed at restricted speeds, and sharp turns are avoided. An example of
a large power unit is shown in Figure 1-27.

Figure 9.13 A mobile electrical power unit.
Self-propelled power units are normally more expensive than the towed units and, in
most instances, supply a wider range of output voltages and frequencies. The stationary
power unit, shown in Figure 1-28, is capable of supplying DC power in varying
amounts, as well as 115/200-volt, 3-phase, 400-cycle AC power continuously for 5
minutes.

Figure 9.14 A stationary electrical power unit.

261. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

253
Các bộ nguồn lớn hơn được trang bị máy phát điện. Cung cấp dải công suất đầu ra
rộng hơn, các bộ nguồn này thường được thiết kế để cung cấp nguồn điện một chiều có
điện áp thay đổi, dòng điện không đổi để khởi động động cơ tuabin tàu bay và điện áp
một chiều không đổi để khởi động động cơ piston tàu bay. Thông thường, các bộ nguồn
kéo lớn, hơi nặng phía trên nên chỉ được kéo ở tốc độ hạn chế và tránh các khúc cua
gấp. Ví dụ về bộ nguồn lớn như hình 9.13.

Hình 9.13 Bộ nguồn điện di động.
Các bộ nguồn tự hành thường đắt hơn các bộ nguồn được kéo và trong hầu hết các
trường hợp, bộ nguồn cung cấp dải điện áp và tần số ra rộng hơn. Bộ nguồn cố định,
được minh họa trong hình 9.14, có khả năng cung cấp nguồn điện một chiều thay đổi
khác nhau, cũng như nguồn điện xoay chiều 115/200 vôn, 3 pha, 400 chu kỳ liên tục
trong 5 phút.

Hình 9.14 Bộ nguồn điện cố định.

262. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

254
When using ground electrical power units, it is important to position the unit to prevent
collision with the aircraft being serviced, or others nearby, in the event the brakes on
the unit fail. It must be parked so that the service cable is extended to near its full length
away from the aircraft being serviced, but not so far that the cable is stretched, or undue
stress is placed on the aircraft electrical receptacle.
Observe all electrical safety precautions when servicing an aircraft. Additionally, never
move a power unit when service cables are attached to an aircraft or when the generator
system is engaged.
• Hydraulic Ground Power Units
Portable hydraulic test stands are manufactured in many sizes and cost ranges. [Figure
9.15] Some have a limited range of operation, while others can be used to perform all
the system tests that fixed-shop test stands are designed to perform. Hydraulic power
units, sometimes called a hydraulic mule, provide hydraulic pressure to operate the
aircraft systems during maintenance. They can be used to:

Figure 9.15 A portable hydraulic power unit.
• Drain the aircraft hydraulic systems.
• Filter the aircraft system hydraulic fluid.
• Refill the aircraft system with clean fluid.
• Check the aircraft hydraulic systems for operation conditand leaks.
This type of portable hydraulic test unit is usually an electrically powered unit.
It uses a hydraulic system capable of delivering a variable volume of fluid from zero to
approximately 24 gallons per minute at variable pressures up to 3,000 psi.

263. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

255
Khi sử dụng các thiết bị điện mặt đất, điều quan trọng là phải định vị thiết bị để tránh
va chạm với máy bay đang được bảo dưỡng hoặc những thiết bị khác ở gần, trong trường
hợp phanh trên thiết bị bị hỏng. Nó phải được đặt sao cho cáp dịch vụ được kéo dài gần
hết chiều dài so với máy bay đang được bảo dưỡng, nhưng không xa đến mức cáp bị
kéo căng hoặc thẳng quá mức lên ổ cắm điện của tàu bay.
Tuân thủ tất cả các biện pháp phòng ngừa an toàn điện khi bảo dưỡng máy bay.
Ngoài ra, không bao giờ di chuyển bộ nguồn khi cáp dịch vụ được gắn vào máy bay
hoặc khi hệ thống máy phát điện đang hoạt động.
• Bộ nguồn thủy lực mặt đất
Bộ kiểm tra thủy lực di động được sản xuất với nhiều kích cỡ và giá thành khác
nhau [Hình 9.15]. Một số có phạm vi hoạt động hạn chế, trong khi một số khác có thể
được sử dụng để thực hiện tất cả các kiểm tra hệ thống mà các trạm kiểm tra cửa hàng
cố định được thiết kế để thực hiện. Bộ nguồn thủy lực, đôi khi được gọi là con la thủy
lực, cung cấp áp suất thủy lực để vận hành hệ thống máy bay trong quá trình bảo dưỡng.
Chúng có thể được sử dụng để:

Hình 9.15 Bộ nguồn thủy lực di động.
• Xả hệ thống thủy lực của tàu bay.
• Lọc chất lỏng thủy lực của hệ thống máy bay.
• Bổ sung chất lỏng sạch vào hệ thống máy bay.
• Kiểm tra tình trạng hoạt động và rò rỉ của hệ thống thủy lực tàu bay.
Loại thiết bị kiểm tra thủy lực di động này thường là thiết bị chạy bằng điện. Nó
sử dụng một hệ thống thủy lực có khả năng cung cấp một lượng chất lỏng thay đổi từ 0
đến khoảng 24 Gallon mỗi phút ở áp suất thay đổi lên đến 3.000 psi.

264. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

256
Operating at pressures of 3,000 psi or more, extreme caution must be used when
operating hydraulic power units. At 3,000 psi, a small stream from a leak can cut like a
sharp knife. Therefore, inspect lines used with the system for cuts, frays, or any other
damage, and keep them free of kinks and twists. When not in use, hydraulic power unit
lines are to be stored (preferably wound on a reel) and kept clean, dry, and free of
contaminants.
Ground Support Air Units
Air carts are used to provide low-pressure (up to 50 psi high volume flow) air that can
be used for starting the engines and heating and cooling the aircraft on the ground (using
the onboard aircraft systems). It generally consists of an APU built into the cart that
provides bleed air from the APU’s compressor for operating aircraft systems or starting
engines [Figure 9.16] .

Figure 9.16 Aircraft air start unit.
• Ground Air Heating and Air Conditioning
Airport gates have facilities that can provide heated or air. The units that cool or heat
the air are permanent ations that connect to the aircraft’s ventilation m by use of a large
hose. Portable heating and air ioning units can also be moved close to the aircraft
nnected by a duct that provides air to keep the cabin temperature comfortable.
9.2.3 Oxygen Servicing Equipment
Before servicing any aircraft, consult the specific aircraft maintenance manual to
determine the proper types of servicing equipment to be used. Two personnel are
required to service an aircraft with gaseous oxygen. One person is stationed at the
control valves of the servicing equipment, and one person is stationed where he or she
can observe the pressure in the aircraft system. Communication between the two people
is required in the event of an emergency.
Do not service aircraft with oxygen during fueling, defueling, or other maintenance
work that could provide a source of ignition. Oxygen servicing of aircraft is to be
accomplished outside hangars.

265. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

257
Hoạt động ở áp suất từ 3.000 psi trở lên, phải hết sức thận trọng khi vận hành các
bộ nguồn thủy lực. Ở áp suất 3.000 psi, một tia nhỏ rò rỉ có thể cắt như một con dao sắc.
Do đó, hãy kiểm tra các dây được sử dụng với hệ thống xem có bị đứt, sờn hoặc bất kỳ
hư hỏng nào không và giữ cho chúng không bị thắt nút và xoắn. Khi không sử dụng,
các dây của bộ nguồn thủy lực phải được cất giữ (tốt nhất là quấn trên cuộn) và giữ sạch
sẽ, khô ráo và không có chất gây ô nhiễm.
• Bộ cấp khí mặt đất
Một xe đấy cấp khí được sử dụng để cung cấp không khí áp suất thấp (lưu lượng
lớn lên đến 50 psi) có thể được sử dụng để khởi động động cơ, sưởi ấm và làm mát tàu
bay trên mặt đất (sử dụng cho hệ thống trên máy bay). Nó thường bao gồm một bộ APUs
được tích hợp trong xe đẩy cung cấp khí ra từ máy nén của APU để vận hành hệ thống
máy bay hoặc khởi động động cơ [Hình 9.16].

Hình 9.16 Bộ khí khởi động tàu bay.
• Hệ thống sưởi ấm và điều hòa không khí mặt đất.
Cổng vào sân bay có các bộ phận có thể cung cấp nước nóng hoặc không khí. Các
bộ phận làm mát hoặc sưởi ấm không khí là các thiết bị cố định kết nối với hệ thống
thông gió của tàu máy bay bằng cách sử dụng một ống mềm lớn. Các thiết bị sưởi di
động và ion hóa không khí cũng có thể được di chuyển đến gần máy bay được kết nối
bởi một ống dẫn cung cấp không khí để giữ cho nhiệt độ trong cabin luôn thoải mái.
9.2.3 Thiết bị cung cấp oxy
Trước khi cung cấp Ô xi cho bất kỳ máy bay nào, hãy tham khảo sách hướng dẫn
bảo dưỡng máy bay cụ thể để xác định loại thiết bị cung cấp phù hợp sẽ được sử dụng.
Cần có hai nhân viên để cung cấp khí ô xy cho tàu bay. Một người đứng tại các van điều
khiển của thiết bị cấp và một người đứng tại nơi người đó có thể quan sát áp suất trong
hệ thống máy bay. Liên lạc giữa hai người là cần thiết trong trường hợp khẩn cấp.
Không cấp Ô xy cho tàu bay khi trong quá trình tiếp nhiên liệu, xả nhiên liệu hoặc
công việc bảo trì khác có thể tạo ra nguồn gây cháy. Việc cấp Ô xi cho tàu bay phải
được thực hiện bên ngoài nhà chứa máy bay.

266. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

258
Oxygen used on aircraft is available in two types: gaseous and liquid. The type to use
on any specific aircraft depends on the type of equipment in the aircraft. Gaseous
oxygen is stored in large steel cylinders, while liquid oxygen (commonly referred to as
LOX) is stored and converted into a usable gas in a liquid oxygen converter.
Oxygen is commercially available in three general types: aviator’s breathing, industrial,
and medical. Only oxygen marked “Aviator’s Breathing Oxygen” that meets Federal
Specification BB-0-925A, Grade A, or its equivalent is to be used in aircraft breathing
oxygen systems. Industrial oxygen may contain impurities that could cause the pilot,
crew, and/ or passengers to become sick. Medical oxygen, although pure, contains water
that can freeze in the cold temperatures found at the altitudes where oxygen is necessary.
9.2.4 Oxygen Hazards
Gaseous oxygen is chemically stable and is nonflammable. However, combustible
materials ignite more rapidly and burn with greater intensity in an oxygen-rich
atmosphere. In addition, oxygen combines with oil, grease, or bituminous material to
form a highly-explosive mixture that is sensitive to compression or impact. Physical
damage to, or failure of, oxygen containers, valves, or plumbing can result in an
explosive rupture with extreme danger to life and property. It is imperative that the
highest standard of cleanliness be observed in handling oxygen and that only qualified
and authorized persons be permitted to service aircraft gaseous oxygen systems. In
addition to aggravating the fire hazard and because of its low temperature (it boils at
−297 °F), liquid oxygen causes severe “burns” (frostbite) if it comes in contact with the
skin.
9.3 Fuel Servicing of Aircraft
9.3.1 Types of Fuel and Identification
Two types of aviation fuel in general use are aviation gasoline, also known as AVGAS,
and turbine fuel, also known as JET A fuel.
Aviation gasoline (AVGAS) is used in reciprocating engine aircraft. Currently, there
are three grades of fuel in general use: 80/87, 100/130, and 100LL (low lead). A fourth
grade, 115/145, is in limited use in the large reciprocating-engine aircraft. The two
numbers indicate the lean mixture and rich mixture octane rating numbers of the specific
fuel. In other words, with 80/87 AVGAS, the 80 is the lean mixture rating and 87 is the
rich mixture rating number. To avoid confusing the types of AVGAS, it is generally
identified as grade 80, 100, 100LL, or 115. AVGAS can also be identified by a color
code. The color of the fuel needs to match the color band on piping and fueling
equipment. [Figure 9.17]

267. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

259
Oxy sử dụng trên máy bay có 2 dạng là dạng khí và dạng lỏng. Loại sử dụng trên
bất kỳ máy bay cụ thể nào phụ thuộc vào loại thiết bị trong tàu bay. Khí oxy được lưu
trữ trong các bình thép lớn, trong khi oxy lỏng (thường được gọi là LOX) được lưu trữ
và chuyển đổi thành khí có thể sử dụng được trong bộ chuyển đổi oxy lỏng.
Oxy có sẵn trên thị trường thường có ba loại chung: hơi thở của người trên tàu
bay, công nghiệp và y tế. Chỉ loại khí ôxy được đánh dấu “Ôxy thở của người trên tàu
bay” đáp ứng các thông số kỹ thuật liên bang BB-0-925A, Hạng A hoặc tương đương
mới được sử dụng trong hệ thống ôxy thở của máy bay. Oxy công nghiệp có thể chứa
các tạp chất có thể khiến phi công, phi hành đoàn và/hoặc hành khách bị bệnh. Oxy y
tế, mặc dù tinh khiết, nhưng có chứa nước nên có thể đóng băng ở nhiệt độ lạnh ở những
độ cao cần oxy.
9.2.4 Các nguy hiểm của Ô xy
Oxy dạng khí ổn định về mặt hóa học và không bắt lửa. Tuy nhiên, các vật liệu dễ
cháy bắt lửa nhanh hơn và cháy với cường độ cao hơn trong môi trường giàu oxy. Ngoài
ra, oxy kết hợp với dầu, mỡ hoặc vật liệu bitum để tạo thành hỗn hợp có khả năng nổ
cao, nhạy cảm với lực nén hoặc các tác động. Thiệt hại vật chất hoặc hỏng hóc của bình
chứa oxy, van hoặc hệ thống ống có thể dẫn đến nổ vỡ gây nguy hiểm cao độ đến tính
mạng và tài sản. Điều bắt buộc là phải tuân thủ tiêu chuẩn cao nhất về độ sạch trong
việc xử lý oxy và chỉ những người có trình độ và được ủy quyền mới được phép bảo
dưỡng hệ thống khí oxy của tàu bay. Ngoài việc làm trầm trọng thêm nguy cơ hỏa hoạn
và do nhiệt độ thấp (nó sôi ở -297 °F), oxy lỏng còn gây ra “bỏng lạnh” nghiêm trọng
(cóng) nếu tiếp xúc với da.
9.3 Cung cấp nhiên liệu cho máy bay
9.3.1 Các loại nhiên liệu và cách nhận biết
Hai loại nhiên liệu hàng không được sử dụng phổ biến là xăng hàng không, còn
được gọi là AVGAS, và nhiên liệu tua-bin, còn được gọi là nhiên liệu JET A.
Xăng hàng không (AVGAS) được sử dụng trong máy bay động cơ pittông. Hiện
nay, có ba loại nhiên liệu được sử dụng phổ biến: 80/87, 100/130 và 100LL (chì thấp).
Loại thứ tư, 115/145, được sử dụng hạn chế trong máy bay động cơ pittông lớn. Hai con
số cho biết chỉ số định mức octan của hỗn hợp nghèo và hỗn hợp giàu của loại nhiên
liệu cụ thể. Nói cách khác, với 80/87 AVGAS, 80 là xếp hạng hỗn hợp loãng và 87 là
số xếp hạng hỗn hợp giàu. Để tránh nhầm lẫn loại AVGAS, nó thường được xác định
là loại 80, 100, 100LL hoặc 115. AVGAS cũng có thể được xác định bằng mã màu.
Màu của nhiên liệu phải phù hợp với dải màu trên đường ống và thiết bị nạp nhiên liệu.
[Hình 9.17]

268. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

260

Figure 9.17 Aviation gasoline color and grade reference.
Turbine fuel/jet fuel is used to power turbojet and turbo-shaft engines. Three
types of turbine fuel generally used in civilian aviation are JET A and JET A-1, made
from kerosene, and JET B, a blend of kerosene and AVGAS. While jet fuel is identified
by the color black on piping and fueling equipment, the actual color of jet fuel can be
clear or straw colored.
Before mixing AVGAS and turbine fuel, refer to the Type Certificate Data Sheet
for the respective powerplant. Adding jet fuel to AVGAS causes a decrease in the power
developed by the engine and could cause damage to the engine (through detonation) and
loss of life. Adding AVGAS to jet fuel can cause lead deposits in the turbine engine and
can lead to reduced service life.
9.3.2 Contamination Control
Contamination is anything in the fuel that is not supposed to be there. The types
of contamination found in aviation fuel include water, solids, and microbial growths.
The control of contamination in aviation fuel is extremely important, since
contamination can lead to engine failure or stoppage and the loss of life. The best
method of controlling contamination is to prevent its introduction into the fuel system.
Some forms of contamination can still occur inside the fuel system. However, the filter,
separators, and screens remove most of the contamination.
Water in aviation fuels generally take two forms: dissolved (vapor) and free
water. The dissolved water is not a major problem until, as the temperature lowers, it
becomes free water. This then poses a problem if ice crystals form, clogging filters and
other small orifices.
Free water can appear as water slugs or entrained water. Water slugs are
concentrations of water. This is the water that is drained after fueling an aircraft.
Entrained water is suspended water droplets. These droplets may not be visible to the
eye but give the fuel a cloudy look. The entrained water settles out in time.
Solid contaminants are insoluble in fuel. The more common types are rust, dirt,
sand, gasket material, lint, and fragments of shop towels. The close tolerances of fuel
controls and other fuel-related mechanisms can be damaged or blocked by particles as
small as
1
⁄20 the diameter of a human hair.

269. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

261

Hình 9.17 Tham chiếu màu và loại xăng hàng không.
Nhiên liệu tuabin/nhiên liệu phản lực được sử dụng để cung cấp năng lượng cho
động cơ tuabin phản lực và tuabin trục. Ba loại nhiên liệu tuabin thường được sử dụng
trong hàng không dân dụng là JET A và JET A-1, được làm từ dầu hỏa, và JET B, một
hỗn hợp của dầu hỏa và AVGAS. Trong khi nhiên liệu máy bay được xác định bằng
màu đen trên đường ống và thiết bị tiếp nhiên liệu, màu thực tế của nhiên liệu máy bay
có thể trong hoặc có màu vàng rơm.
Trước khi trộn AVGAS và nhiên liệu tua-bin, hãy tham khảo Bảng dữ liệu chứng
nhận loại cho động cơ tương ứng. Việc thêm nhiên liệu phản lực vào AVGAS sẽ làm
giảm công suất do động cơ tạo ra và có thể gây hư hỏng cho động cơ (do kích nổ) và
tính mạng. Thêm AVGAS vào nhiên liệu máy bay có thể gây ra cặn chì trong động cơ
tua-bin và có thể dẫn đến giảm tuổi thọ.
9.3.2 Kiểm soát ô nhiễm
Sự ô nhiễm là bất cứ thứ gì trong nhiên liệu không được phép có ở đó. Các loại ô
nhiễm được tìm thấy trong nhiên liệu hàng không bao gồm nước, chất rắn và sự phát
triển của vi sinh vật. Việc kiểm soát ô nhiễm trong nhiên liệu hàng không là cực kỳ quan
trọng, vì ô nhiễm có thể dẫn đến hư hỏng hoặc dừng động cơ và gây tử vong. Phương
pháp tốt nhất để kiểm soát ô nhiễm là ngăn không cho xâm nhập vào hệ thống nhiên
liệu. Một số dạng ô nhiễm vẫn có thể xảy ra bên trong hệ thống nhiên liệu. Tuy nhiên,
bộ lọc, thiết bị phân tách và màn lọc loại bỏ hầu hết các chất ô nhiễm.
Nước trong nhiên liệu hàng không thường có hai dạng: nước hòa tan (hơi) và nước
tự do. Nước hòa tan không phải là vấn đề lớn cho đến khi nhiệt độ giảm xuống, nó trở
thành nước tự do. Điều này sẽ đặt ra một vấn đề nếu các tinh thể băng hình thành, làm
tắc nghẽn các bộ lọc và các lỗ nhỏ khác.
Nước tự do có thể xuất hiện dưới dạng sên nước hoặc nước bị cuốn theo. Sên nước
là sự ngưng tụ tập trung của nước. Đây là nước được xả ra sau khi tiếp nhiên liệu cho
máy bay. Nước cuốn theo là những giọt nước lơ lửng. Những giọt này có thể không nhìn
thấy được bằng mắt nhưng làm cho nhiên liệu có màu đục. Nước cuốn theo lắng ra ngoài
theo thời gian.
Các chất bẩn rắn không tan trong nhiên liệu. Các loại phổ biến hơn là rỉ sét, bụi
bẩn, cát, vật liệu đệm, xơ vải và mảnh khăn lau kính. Sai số nhỏ của các bộ điều khiển
nhiên liệu và các cơ chế liên quan đến nhiên liệu khác có thể bị hư hỏng hoặc bị chặn
bởi các hạt nhỏ bằng 1⁄20 đường kính của một sợi tóc người.

270. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

262
Microbiological growths are a problem in jet fuel. There are a number of varieties
of micro-organisms that can live in the free water in jet fuel. Some variations of these
organisms are airborne, others live in the soil. The aircraft fuel system becomes
susceptible to the introduction of these organisms each time the aircraft is fueled.
Favorable conditions for the growth of micro-organisms in the fuel are warm
temperatures and the presence of iron oxide and mineral salts in the water. The best way
to prevent microbial growth is to keep the fuel dry.
The effects of micro-organisms are:
• Formation of slime or sludge that can foul filters, separators, or fuel controls.
• Emulsification of the fuel.
• Corrosive compounds that can attack the fuel tank’s structure. In the case of a
wet wing tank, the tank is made from the aircraft’s structure. They can also have
offensive odors.
9.3.3 Fueling Hazards
The volatility of aviation fuels creates a fire hazard that has plagued aviators and
aviation engine designers since the beginning of powered flight. Volatility is the ability
of a liquid to change into a gas at a relatively low temperature. In its liquid state, aviation
fuel does not burn. It is, therefore, the vapor or gaseous state that the liquid fuel changes
that is not only useful in powering the aircraft, but also a fire hazard.
Static electricity is a byproduct of one substance rubbing against another. Fuel flowing
through a fuel line causes a certain amount of static electricity. The greatest static
electricity concern around aircraft is that during flight, the aircraft moving through the
air causes static electricity to build in the airframe. If that static electricity is not
dissipated prior to refueling, the static electricity in the airframe attempts to return to
the ground through the fuel line from the servicing unit. The spark caused by the static
electricity can ignite any vaporized fuel.
Breathing the vapors from fuel can be harmful and must be limited. Any fuel spilled on
the clothing or skin must be removed as soon as possible.
9.3.4 Fueling Procedures
The proper fueling of an aircraft is the responsibility of the owner/operator. This does
not, however, relieve the person doing the fueling of the responsibility to use the correct
type of fuel and safe fueling procedures.

271. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

263
Tăng trưởng vi sinh vật là một vấn đề trong nhiên liệu máy bay. Có một số loại vi
sinh vật có thể sống trong nước tự do trong nhiên liệu phản lực. Một số biến thể của
những sinh vật này sống trong không khí, một số khác sống trong đất. Hệ thống nhiên
liệu của máy bay trở nên dễ bị nhiễm các sinh vật này mỗi khi máy bay được nạp nhiên
liệu. Điều kiện thuận lợi cho sự phát triển của vi sinh vật trong nhiên liệu là nhiệt độ ấm
và sự có mặt của oxit sắt và muối khoáng trong nước. Cách tốt nhất để ngăn chặn sự
phát triển của vi sinh vật là giữ nhiên liệu khô ráo.
Tác dụng của vi sinh vật là:
• Hình thành chất nhờn hoặc bùn có thể làm bẩn bộ lọc, bộ phân li hoặc bộ kiểm
soát nhiên liệu.
• Tạo nhũ tương cho nhiên liệu.
• Các hợp chất ăn mòn có thể tấn công cấu trúc của bình nhiên liệu. Trong trường
hợp thùng chứa trên cánh, thùng chứa được làm từ cấu trúc của máy bay. Chúng
cũng có thể có mùi khó chịu.
9.3.3 Nguy hiểm của nhiên liệu
Tính dễ bay hơi của nhiên liệu hàng không tạo ra nguy cơ hỏa hoạn đã cản trở phi
công và nhà thiết kế động cơ hàng không kể từ khi bắt đầu các chuyến bay chạy bằng
năng lượng. Tính dễ bay hơi là khả năng chất lỏng biến đổi thành chất khí ở nhiệt độ
tương đối thấp. Ở trạng thái lỏng, nhiên liệu hàng không không cháy. Do đó, trạng thái
hơi hoặc khí mà nhiên liệu lỏng thay đổi không chỉ hữu ích trong việc cung cấp năng
lượng cho máy bay mà còn có nguy cơ hỏa hoạn.
Tĩnh điện là sản phẩm phụ của một chất này cọ xát với chất khác. Nhiên liệu chảy
qua đường nhiên liệu gây ra một lượng tĩnh điện nhất định. Mối quan tâm lớn nhất về
tĩnh điện xung quanh máy bay là trong suốt chuyến bay, máy bay di chuyển trong không
khí sẽ tạo ra tĩnh điện hình thành trong khung máy bay. Nếu tĩnh điện đó không bị triệt
tiêu trước khi tiếp nhiên liệu, thì tĩnh điện trong khung máy bay sẽ quay trở lại mặt đất
thông qua đường dẫn nhiên liệu từ bộ phận cấp nhiên liệu. Tia lửa do tĩnh điện gây ra
có thể đốt cháy bất kỳ nhiên liệu hóa hơi nào.
Hít phải hơi từ nhiên liệu cũng có thể gây hại và phải hạn chế. Bất kỳ nhiên liệu
nào tràn ra dính vào quần áo hoặc da phải được loại bỏ càng sớm càng tốt.
9.3.4 Quy trình tiếp nhiên liệu
Việc tiếp nhiên liệu đúng cách cho tàu bay là trách nhiệm của chủ sở hữu/người
điều hành. Tuy nhiên, điều này không làm giảm bớt trách nhiệm của người tiếp liệu
trong việc sử dụng đúng loại nhiên liệu và quy trình tiếp liệu an toàn.

272. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

264
There are two basic procedures when fueling an aircraft. Smaller aircraft are
fueled by the over-the-wing method. This method uses the fuel hose to fill through
fueling ports on the top of the wing. The method used for larger aircraft is the single
point fueling system. This type of fueling system uses receptacles in the bottom leading
edge of the wing to fill all the tanks. This decreases the time it takes to refuel the aircraft,
limits contamination, and reduces the chance of static electricity igniting the fuel. Most
pressure fueling systems consist of a pressure fueling hose and a panel of controls and
gauges that permit one person to fuel or defuel any or all fuel tanks of an aircraft. Each
tank can be filled to a predetermined level. These procedures are illustrated in Figures
1-32 and 1-33.

Figure 9.18 Refueling an aircraft by the over-the-wing method.

Figure 9.19 Single point refueling station of a large aircraft.

273. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

265
Có hai quy trình cơ bản khi tiếp nhiên liệu cho tàu bay. Tàu bay nhỏ hơn được
cung cấp nhiên liệu bằng phương pháp cấp qua cánh. Phương pháp này sử dụng ống dẫn
nhiên liệu để đổ đầy qua các cổng tiếp nhiên liệu trên đỉnh cánh. Phương pháp được sử
dụng cho máy bay lớn hơn là hệ thống tiếp nhiên liệu một điểm. Loại hệ thống tiếp
nhiên liệu này sử dụng các két chứa ở mép trước dưới cùng của cánh để đổ đầy tất cả
các két. Điều này làm giảm thời gian tiếp nhiên liệu cho máy bay, hạn chế ô nhiễm và
giảm khả năng tĩnh điện đốt cháy nhiên liệu. Hầu hết các hệ thống tiếp nhiên liệu áp
suất bao gồm một ống tiếp nhiên liệu áp suất và một bảng điều khiển và đồng hồ đo cho
phép một người tiếp nhiên liệu hoặc xả nhiên liệu cho bất kỳ hoặc tất cả các thùng nhiên
liệu của tàu bay. Mỗi bể có thể được đổ đầy đến một mức xác định trước. Các qui trình
này được minh họa trong Hình 1.18 và 1.19.

Hình 9.18 Tiếp nhiên liệu cho máy bay bằng phương pháp cấp qua cánh.

Hình 9.19 Trạm tiếp nhiên liệu một điểm của một chiếc máy bay lớn.

274. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

266
Prior to fueling, the person fueling must check the following:
1. Ensure all aircraft electrical systems and electronic devices, including radar, are
turned off.
2. Do not carry anything in the shirt pockets. These items could fall into the fuel
tanks.
3. Ensure no flame-producing devices are carried by anyone engaged in the fueling
operation. A moment of carelessness could cause an accident.
4. Ensure that the proper type and grade of fuel is used. Do not mix AVGAS and
JET fuel.
5. Ensure that all the sumps have been drained.
6. Wear eye protection. Although generally not as critical as eye protection, other
forms of protection, such as rubber gloves and aprons, can also protect the skin from the
effects of spilled or splashed fuel.
7. Do not fuel aircraft if there is danger of other aircraft in the vicinity blowing dirt
in the direction of the aircraft being fueled. Blown dirt, dust, or other contaminants can
enter an open fuel tank, contaminating the entire contents of the tank.
8. Do not fuel an aircraft when there is lightning within 5 miles.
9. Do not fuel an aircraft within 500 feet of operating ground radar.
When using mobile fueling equipment:
1. Approach the aircraft with caution, positioning the fuel truck so that if it is
necessary to depart quickly, no backing needed.
2. Set the hand brake of the fuel truck, and chock the wheels to prevent rolling.
3. Ground the aircraft and then ground the truck. Next, ground or bond them together
by running a connecting wire between the aircraft and the fuel truck. This may be
done by three separate ground wires or by a “Y” cable from the fuel truck.
4. Ensure that the grounds are in contact with bare metal or are in the proper
grounding points on the aircraft. Do not use the engine exhaust or propeller as
grounding points. Damage to the propeller can result, and there is no way of
quickly ensuring a positive bond between the engine and the airframe.
5. Ground the nozzle to the aircraft, then open the fuel tank.
6. Protect the wing and any other item on the aircraft from damage caused by spilled
fuel or careless handling of the nozzle, hose, or grounding wires.
7. Check the fuel cap for proper installation and security before leaving the aircraft.
8. Remove the grounding wires in the reverse order. If the aircraft is not going to
be flown or moved soon, the aircraft ground wire can be left attached.

275. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

267
Trước khi tiếp nhiên liệu, người tiếp nhiên liệu phải kiểm tra những điều sau:
1. Đảm bảo tắt tất cả các hệ thống điện và thiết bị điện tử của tàu bay, bao gồm cả
radar phải được tắt nguồn.
2. Không mang theo bất cứ thứ gì trong túi áo sơ mi. Những vật dụng này có thể rơi
vào thùng nhiên liệu.
3. Đảm bảo không có thiết bị tạo lửa nào được mang theo bởi bất kỳ ai tham gia vào
hoạt động tiếp nhiên liệu. Một phút bất cẩn có thể gây ra tai nạn
4. Đảm bảo sử dụng đúng loại và loại nhiên liệu. Không trộn lẫn nhiên liệu AVGAS
và JET.
5. Đảm bảo rằng tất cả các két chứa đã được xả hết.
6. Đeo kính bảo vệ mắt. Mặc dù nhìn chung không quan trọng bằng thiết bị bảo vệ
mắt, các hình thức bảo vệ khác, chẳng hạn như găng tay cao su và tạp dề, cũng có
thể bảo vệ da khỏi tác động của nhiên liệu bị đổ hoặc bắn tung tóe.
7. Không nạp nhiên liệu cho tàu bay nếu có nguy cơ tàu bay khác ở gần thổi bụi bẩn
về hướng tàu bay đang được nạp nhiên liệu. Bụi, bụi bẩn hoặc các chất gây ô nhiễm
khác có thể lọt vào bình nhiên liệu đang mở, làm nhiễm bẩn toàn bộ nhiên liệu
chứa trong bình.
8. Không nạp nhiên liệu cho máy bay khi có sấm sét trong vòng 5 dặm.
9. Không nạp nhiên liệu cho máy bay trong phạm vi 500 feet tính từ radar mặt đất
đang hoạt động.
Khi sử dụng thiết bị tiếp nhiên liệu di động:
1. Tiếp cận tàu bay một cách thận trọng, định vị xe chở nhiên liệu để khi cần khởi
hành nhanh thì không cần lùi lại.
2. Gài phanh tay của xe chở nhiên liệu và chèn các bánh xe để tránh lăn.
3. Tiếp đất cho máy bay rồi tiếp đất cho xe tiếp liệu. Tiếp theo, nối đất hoặc liên kết
chúng lại với nhau bằng cách chạy một dây nối giữa máy bay và xe tiếp nhiên liệu.
Điều này có thể được thực hiện bằng ba dây nối đất riêng biệt hoặc bằng cáp chữ
“Y” từ xe tiếp nhiên liệu.
4. Đảm bảo rằng các điểm tiếp đất tiếp xúc với kim loại trần hoặc nằm trong các điểm
tiếp đất thích hợp trên máy bay. Không sử dụng ống xả động cơ hoặc cánh quạt
làm điểm tiếp đất. Cánh quạt có thể bị hư hỏng và không có cách nào nhanh chóng
đảm bảo mối liên kết tích cực giữa động cơ và khung máy bay.
5. Nối đất ống phun vào máy bay, sau đó mở bình xăng.
6. Bảo vệ cánh máy bay và bất kỳ vật dụng nào khác trên máy bay khỏi bị hư hại do
nhiên liệu bị đổ hoặc do bất cẩn khi xử lý vòi phun, ống mềm hoặc dây tiếp đất.
7. Kiểm tra nắp nhiên liệu xem có được lắp đúng cách và đảm bảo an toàn trước khi
rời máy bay hay không.
8. Tháo dây nối đất theo thứ tự ngược lại. Nếu máy bay sẽ không bay hoặc di chuyển
sớm, dây tiếp đất của máy bay có thể được gắn vào.

276. Chương 9: Giám sát động cơ và nổ thử máy ở mặt đất

268
When fueling from pits or cabinets, follow the same procedures as when using a truck.
Pits or cabinets are usually designed with permanent grounding, eliminating the need to
ground the equipment. However, the aircraft still must be grounded, and then the
equipment must be grounded to the aircraft as it was with mobile equipment.
9.3.5 Defueling
Defueling procedures differ with different types of aircraft. Before defueling an aircraft,
check the maintenance/service manual for specific procedures and cautions. Defueling
can be accomplished by gravity defueling or by pumping the fuel out of the tanks. When
the gravity method is used, it is necessary to have a method of collecting the fuel. When
the pumping method is used, care must be taken not to damage the tanks, and the
removed fuel cannot be mixed with good fuel.
General precautions when defueling are:
• Ground the aircraft and defueling equipment.
• Turn off all electrical and electronic equipment.
• Have the correct type of fire extinguisher available.
• Wear eye protection.

277. Chapter 9: Engine monitoring and ground movement of aircraft

269
Khi tiếp nhiên liệu từ bồn hoặc tủ, hãy làm theo quy trình tương tự như khi sử
dụng xe tiếp liệu. Các bồn hoặc tủ thường được thiết kế với nối đất cố định, loại bỏ nhu
cầu nối đất cho thiết bị. Tuy nhiên, máy bay vẫn phải được tiếp đất, và sau đó thiết bị
phải được tiếp đất cho máy bay giống như các thiết bị di động.
9.3.5 Xả nhiên liệu
Quy trình xả nhiên liệu khác nhau với các loại máy bay khác nhau. Trước khi xả
nhiên liệu cho máy bay, hãy kiểm tra hướng dẫn bảo trì/dịch vụ để biết các quy trình và
cảnh báo cụ thể. Việc xả nhiên liệu có thể được thực hiện bằng cách xả nhiên liệu bằng
trọng lực hoặc bằng cách bơm nhiên liệu ra khỏi thùng. Khi sử dụng phương pháp trọng
lực, cần phải có phương pháp thu nhiên liệu. Khi sử dụng phương pháp bơm, phải cẩn
thận để không làm hỏng két chứa và nhiên liệu đã lấy ra không được trộn lẫn với nhiên
liệu tốt.
Các biện pháp phòng ngừa chung khi xả nhiên liệu là:
• Tiếp đất máy bay và thiết bị xả nhiên liệu.
• Tắt tất cả các thiết bị điện và điện tử.
• Chuẩn bị sẵn loại bình chữa cháy phù hợp.
• Đeo kính bảo vệ mắt.