Wojskowa Akademia Techniczna. Ryszard Chachurski PROBLEMY OBLODZENIA LOTNICZYCH SILNIKÓW TŁOKOWYCH

Transkrypt

1 Wojskowa Akademia Techniczna Ryszard Chachurski PROBLEMY OBLODZENIA LOTNICZYCH SILNIKÓW TŁOKOWYCH Warszawa 2013

2 Opiniodawcy: prof. dr hab. inŝ. Jan Godzimirski prof. zw. dr hab. inŝ. Stefan Szczeciński Copyright by Redakcja Wydawnictw Wojskowej Akademii Technicznej, Warszawa 2013 ERRATA Str. Wiersz Jest Powinno być od dołu na mieszance ubogiej (α 1) od dołu bogatej (α=0,6) bardzo bogatej (α=0,6) 19 3 od dołu ubogą (α=0,85...0,95) mało wzbogaconą (α=0,85...0,95) 20 3 od dołu ubogiej (α 1) mało wzbogaconej (α 1) ISBN: na mieszance mało wzbogaconej (α 1) 6 6 Lotnicze silniki tłokowe pracują na mieszankach bogatych, dla których współczynnik nadmiaru powietrza przyjmuje wartości 0,5...0,95 [133]. Niekiedy, biorąc pod uwagę jedynie rozporządzalny zakres składu mieszanki, w literaturze dotyczącej silników lotniczych oraz instrukcjach eksploatacji statków powietrznych i opisach układów zasilania, jako bogatą określa się mieszankę o współczynniku α zbliżonym do 0,5, natomiast jeśli współczynnik ten jest zbliżony do 1 (ale nieznacznie mniejszy), określa się ją jako ubogą [np. 133, 138] i takie oznaczenia nanoszone są także na panele sterowania składem mieszanki w kabinach niektórych samolotów, mimo iż mieszanka o takim składzie powinna być nadal nazywana bogatą. Publikacja zakwalifikowana do druku bez poprawek edytorskich Redakcji Wydawnictw WAT. Konsultacja korektorska: Renata Borkowska Projekt i opracowanie okładki: Ryszard Chachurski, Barbara Chruszczyk Redakcja techniczna: Ryszard Chachurski Opracowanie komputerowe ilustracji: Ryszard Chachurski, Tomasz Fafiński Zdjęcia: Ryszard Chachurski, Artur Gudaniec, Adam KsiąŜek, Andrzej Panas Wydawca: Wojskowa Akademia Techniczna Druk: BEL Studio Sp. z o.o., ul. Powstańców Śląskich 67b, Warszawa Warszawa 2013

3 SPIS TREŚCI 1. Wprowadzenie Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych Warunki sprzyjające obladzaniu silników Mechanizm obladzania układów dolotowych silników Sposoby przeciwdziałania oblodzeniu lotniczych silników tłokowych Objawy oblodzenia układów dolotowych lotniczych silników tłokowych i zalecenia dla pilotów Badania zdarzeń lotniczych związanych z oblodzeniem silników Podsumowanie Udział własny autora Sformułowanie problemu i określenie zakresu pracy Analiza danych meteorologicznych w Polsce Diagram zbiorczy do określania zagroŝenia oblodzeniem lotniczych silników tłokowych Analiza warunków meteorologicznych w Polsce Podsumowanie Udział własny autora Analiza konstrukcji układów dolotowych i gaźników współcześnie stosowanych w lotniczych silnikach tłokowych Układy dolotowe silników tłokowych certyfikowanych statków powietrznych Układy dolotowe ultralekkich statków powietrznych, motolotni i paralotni Gaźniki przeponowe z przepustnicą uchylną Gaźniki pływakowe z przepustnicą tłokową Gaźniki pływakowe o zmiennym polu przekroju gardzieli z przepustnicą uchylną (podciśnieniowe) Podsumowanie Udział własny autora Badania eksperymentalne Aparatura pomiarowa Badania układu dolotowego z gaźnikiem z przepustnicą uchylną Analiza wyników Podsumowanie badań układu dolotowego z gaźnikiem z przepustnicą uchylną Badania układu dolotowego z gaźnikiem o zmiennym polu przekroju gardzieli z przepustnicą uchylną (podciśnieniowym) Analiza wyników... 88

4 Podsumowanie badań układu dolotowego z gaźnikiem o zmiennym polu przekroju gardzieli z przepustnicą uchylną Badania układu dolotowego z gaźnikiem z przepustnicą tłokową Analiza wyników Podsumowanie badań gaźnika z przepustnicą tłokową Badania w locie Analiza wyników Podsumowanie wyników badań w locie Podsumowanie wyników badań eksperymentalnych Udział własny autora Modelowanie numeryczne i obliczenia Modelowanie numeryczne układu dolotowego silnika paralotni Siatki obliczeniowe Warunki brzegowe Analiza wyników Podsumowanie wyników modelowania numerycznego Analizy wstępne zagadnień cząstkowych związanych z obladzaniem układów dolotowych Analiza wstępna ruchu kropli wody oraz wymiany ciepła między kroplą aerozolu a ośrodkiem Analiza wstępna przenikania ciepła przez ściankę gaźnika z uwzględnieniem przemian fazowych warstwy cieczy Podsumowanie Udział własny autora Wnioski i uwagi końcowe Literatura

5 My ludzie lotnictwa, w odróŝnieniu od uŝytkowników szos i autostrad, nie mamy pobocza, na którym moŝna spokojnie poczekać na pomoc drogową. prof. zw. dr hab. inŝ. Stefan Szczeciński

6

7 Wykaz waŝniejszych oznaczeń A pole przekroju, pole powierzchni c p ciepło właściwe przy stałym ciśnieniu c x współczynnik oporu aerodynamicznego C stała d, D średnica DWTP temperatura punktu rosy (Dew Point) E stała h wysokość (wymiar charakterystyczny) i liczba cylindrów l długość l par ciepło parowania m masa masowe natęŝenia przepływu powietrza n prędkość obrotowa wału Nu liczba Nusselta p ciśnienie p w ciśnienie nasycenia pary wodnej P moc Pr liczba Prandtla Re liczba Reynoldsa RH wilgotność względna powietrza t, T temperatura u prędkość przepływu (powietrza) w względna prędkość przepływu v prędkość przepływu (kropel) V s pojemność skokowa cylindra (silnika) x droga α współczynnik nadmiaru powietrza, współczynnik przejmowania ciepła φ wilgotność względna powietrza η v współczynnik napełnienia cylindra λ przewodność cieplna µ współczynnik lepkości dynamicznej ρ gęstość τ czas ν współczynnik lepkości kinematycznej

8

9 1. Wprowadzenie Początkiem rozwoju nowoczesnego lotnictwa był pierwszy lot napędzanego silnikiem spalinowym samolotu skonstruowanego przez braci Wright, który odbył się 17 grudnia 1903 roku 1. Po tym właśnie locie we wszystkich uprzemysłowionych krajach świata zaczęły powstawać wytwórnie produkujące samoloty i silniki do nich. Jednocześnie nowym osiągnięciem techniki zainteresowali się przedstawiciele wojska, a w korpusach inŝynieryjnych zaczęły powstawać jednostki lotnicze [104]. Mimo, iŝ pierwsze samoloty zostały zastosowane bojowo przez Włochów w konflikcie z Turcją w Afryce Północnej juŝ w roku , to w chwili rozpoczęcia I wojny światowej wszystkie przystępujące do niej państwa miały w sumie około 760 samolotów wykorzystywanych początkowo głównie do rozpoznania. Po udowodnieniu przez lotnictwo przydatności w działaniach bojowych, w latach wyprodukowano ponad płatowców i około silników lotniczych [104]. Jednocześnie w trakcie I wojny światowej rozpoczęto intensywne badania mające na celu doskonalenie juŝ istniejących oraz opracowywanie nowych konstrukcji samolotów i ich zespołów napędowych, które kontynuowano takŝe po zakończeniu działań bojowych. Efektem tych badań było wiele publikacji ksiąŝkowych oraz raportów, w których porównywano pod względem konstrukcyjnym i eksploatacyjnym róŝne typy silników lotniczych, a takŝe analizowano ich działanie od strony teoretycznej [5, 46, 62, 76, 78, 79, 89, 97, 99, 108, 112, 113, 126, 139]. Mimo duŝego natęŝenia prowadzonych badań silników, przez prawie 20 lat od pierwszego lotu braci Wright, zjawisko oblodzenia układów dolotowych silników lotniczych nie zostało zauwaŝone, chociaŝ niewątpliwie zetknięto się z nim juŝ w początkowych latach uŝytkowania samolotów i sterowców napędzanych silnikami tłokowymi. Powodem takiego stanu rzeczy była niedoskonałość ówczesnej techniki, przejawiająca się w przypadku silników lotniczych niedostatecznym poznaniem warunków ich eksploatacji, brakiem odpowiednich materiałów i technologii wytwarzania, niską jakością paliw, brakami w wyszkoleniu załóg, nieumiejętnością obsługiwania silników itd., która skutecznie maskowała wpływ innych zjawisk na bezpieczeństwo latania 3. Dopiero w trakcie badań silnika prowadzonych w lutym 1921 roku 1 Powszechnie uznaje się, iŝ pierwsze loty samolotu Flyer I pilotowanego na zmianę przez Oliviera i Wilbura Wrightów odbyły się 17 grudnia 1903 roku, ale w rzeczywistości samolot ten pilotowany przez Wilbura Wrighta wykonał czterosekundowy lot na odległość ok. 35 m juŝ 14 grudnia 1903 r. [81]. 2 1 listopada 1911 roku por. Giulio Gavotti zrzucił jedną 2-kilogramową bombę na miejscowość Ain Zara, a następnie 3 dalsze na oazę Tagiura [104]. 3 Symptomatyczne jest, Ŝe spośród wszystkich pilotów lotnictwa amerykańskiego, którzy zginęli w trakcie I wojny światowej jedynie 2% z nich utracono wskutek oddziaływania przeciwnika.

10 10 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych w USA zauwaŝono, Ŝe przyczyną wypadków lotniczych spowodowanych moŝe być kondensacja pary wodnej zawartej w powietrzu i wydzielenie się śniegu w układzie dolotowym silnika lotniczego [128]. W okresie międzywojennym opracowano wiele sposobów zabezpieczania silników przed oblodzeniem (np. podgrzewanie gaźników lub umieszczanie ich za spręŝarkami doładowującymi), co zaowocowało nawet stwierdzeniem we francuskim raporcie z 1938 roku dotyczącym oblodzenia samolotów, Ŝe oblodzenie gaźników zostało rozpoznane juŝ w początkowym etapie rozwoju lotnictwa i sposoby zapobiegania mu są doskonale znane [121]. Twierdzenie to okazało się jednak zbyt optymistyczne i przez cały okres II wojny światowej, jak i po niej, nadal prowadzone były badania dotyczące oblodzenia układów dolotowych lotniczych silników tłokowych i sposobów ich zabezpieczania. Współcześnie, mimo niezaprzeczalnych osiągnięć techniki oraz znacznego postępu w przewidywaniu zjawisk meteorologicznych, nadal dochodzi do wypadków i katastrof lotniczych, których przyczyną jest oblodzenie układów dolotowych lotniczych silników tłokowych. Jest ono jedną z najczęstszych przyczyn wypadków lotniczych związanych ze zjawiskami meteorologicznymi. Opublikowany w 1975 roku w USA przez National Aeronautics and Space Administration (NASA) raport stwierdza, Ŝe rocznie zdarzało się wypadków lotniczych, których prawdopodobną przyczyną było oblodzenie układów dolotowych silników tłokowych z zasilaniem gaźnikowym. Jednocześnie tego typu oblodzenie stanowiło procent przypadków nieprawidłowego działania silników (z wyłączeniem wypadków wyczerpania paliwa). W wypadkach tych w ciągu kaŝdego roku odnosiło rany lub ginęło około 144 osób, przy czym większość pilotów miała nalot nie większy niŝ 1000 godzin [106]. Z kolei wg danych National Transportation Safety Board, w USA średnio zdarza się w ciągu roku 35 wypadków spowodowanych oblodzeniem silników tłokowych, a na przełomie lat osiemdziesiątych i dziewięćdziesiątych XX. wieku w ciągu 5 lat zanotowano ponad 360 zdarzeń lotniczych związanych z tym zjawiskiem. W 47 zniszczonych i 313 uszkodzonych statkach powietrznych zginęło z tego powodu 40 osób, a 160 zostało rannych, w tym 40 cięŝko [23, 129]. Z kolei według bazy danych Aircraft Owners and Pilots Association (AOPA) w latach w USA zanotowano 472 zdarzenia spowodowane oblodzeniem lotniczych silników tłokowych (118 w ciągu ostatnich 10 lat), co stanowi 70% wszystkich zdarzeń związanych z oblodzeniem. Z kolei, według raportu W przypadku 8% wypadków śmiertelnych stwierdzono przyczyny techniczne, a aŝ w 90% uznano błąd pilota [8]. NaleŜy jednak zauwaŝyć, iŝ metody badania wypadków lotniczych były w rozpatrywanym okresie czasu dalece niedoskonałe, tym bardziej, Ŝe samoloty nie były wyposaŝone w radiostacje, jak równieŝ w rejestratory parametrów lotu.

11 Wprowadzenie 11 opracowanego przez Federal Aviation Administration (FAA), w latach w USA wydarzyło się 86 wypadków, których przyczyną było oblodzenie silników tłokowych, co stawia tę przyczynę na czwartym miejscu spośród wszystkich przyczyn wypadków, których źródłem były czynniki pogodowe [151]. W Polsce w latach zarejestrowano przynajmniej 4 11 zdarzeń związanych z oblodzeniem układu dolotowego silnika tłokowego [115, 116, 117, 118, 119, 120, 142, 143, 144, 145, 146, 147, 157]. Znajomość zjawisk związanych z oblodzeniem lotniczych zespołów napędowych jest tym bardziej waŝna, Ŝe wśród przyczyn powaŝnych zdarzeń lotniczych związanych z tym rodzajem oblodzenia istotną rolę odgrywa czynnik ludzki. Wynika to przede wszystkim z faktu, Ŝe w odróŝnieniu od oblodzenia płatowca, oblodzenie elementów zespołów napędowych statków powietrznych moŝe zachodzić w dodatnich temperaturach otoczenia bez Ŝadnych objawów oblodzenia płatowca moŝliwych do zaobserwowania przez załogę. Wynika to, podobnie jak w przypadku oblodzenia lotniczych silników turbinowych [4, 6, 37, 38, 43, 49, 101, 102, 122, 134], z przyspieszania do znacznych prędkości strumienia powietrza przepływającego przez układ dolotowych silnika, co powoduje obniŝanie temperatury jego ścian i opływanych części i zasysania do chwytu powietrza wody lub kryształków lodu, a dodatkowo wyłącznie w przypadku silników tłokowych z pobierania od elementów układu dolotowego i powietrza lub/i mieszanki ciepła niezbędnego do odparowania paliwa podawanego z rozpylaczy lub wtryskiwaczy [1, 11, 42, 44, 83, 84, 85, 96, 150, 153, 154]. W literaturze polskiej poświęconej lotniczym silnikom tłokowym, w tym i w najwaŝniejszych pozycjach autorstwa prof. dr. hab. inŝ. Stefana Szczecińskiego Lotnicze silniki tłokowe z 1969 roku [133] oraz Napędy lotnicze. Silniki tłokowe z roku 1983 [65], a takŝe dostępnej w aeroklubach ksiąŝce Feliksa Borodzika Szkolenie samolotowe. Budowa silnika z roku 1973 [20], nie rozpatrywano zjawiska ich obladzania. Problem obniŝania się temperatury w układzie dolotowym wskutek odparowywania paliwa był rozwaŝany w literaturze polskiej przede wszystkim pod kątem drogi odparowywania kropli paliwa i jakości wytwarzanej mieszanki [65, 92, 137]. 4 W chwili oddawania niniejszej rozprawy do druku trwały jeszcze badania przyczyn niektórych zdarzeń lotniczych z lat ubiegłych, ponadto Państwowej Komisji Badania Wypadków Lotniczych nie w kaŝdym przypadku udało się ustalić przyczynę przerwania pracy przez silnik.

12 12 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Stwierdzenie braku w literaturze dostępnej w Polsce publikacji opisujących zjawisko oblodzenia lotniczych silników tłokowych zainspirowało autora niniejszej rozprawy do rozpoczęcia w Instytucie Techniki Lotniczej Wojskowej Akademii Technicznej w 2004 roku badań nad tym zjawiskiem, będących rozszerzeniem prowadzonych od roku 2003 prac nad oblodzeniem lotniczych silników turbinowych, w których autor takŝe uczestniczył. W pracach tych bardzo pomocne okazały się wyniki badań dotyczących oblodzenia statków powietrznych prowadzone w ITL WAT od 1998 roku.

13 2. Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych Dla określenia stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych dokonano analizy treści publikacji dostępnych w językach polskim, angielskim i rosyjskim (a takŝe opracowanych w innych językach, ale przetłumaczonych na ww. języki) poświęconych teorii, konstrukcji i eksploatacji lotniczych oraz trakcyjnych silników tłokowych oraz publikacji z zakresu meteorologii lotniczej. Polscy autorzy ksiąŝek o lotniczych silnikach tłokowych nie opisywali zjawiska oblodzenia ich układów dolotowych, niemniej zawarte w nich treści mogą być wykorzystane do analizy zagadnień cząstkowych związanych z tym zjawiskiem w zakresie procesu odparowywania paliwa [65, 92, 137], torów kropel i ich separacji z układu dolotowego [64]. Szeroko dostępna jest natomiast literatura z dziedziny termodynamiki (np. [136, 155]), która moŝe stanowić bazę do rozpatrywania zagadnień związanych z przemianami fazowymi wody zachodzącymi podczas obladzania układu dolotowego silnika i próby takie zostały podjęte w roku 2007 [18, 19] i 2012 [91]. Równie wiele publikacji dotyczy wymiany ciepła, np. [130, 156], co pozwala na podjęcie problematyki ochładzania się (lub ogrzewania) elementów układu dolotowego w trakcie pracy silnika. Krótkie opisy postępowania w warunkach zagraŝających oblodzeniem zawarte były w instrukcjach eksploatacji statków powietrznych i ich zespołów napędowych, np. silnika AI-14 [127]. W trakcie analizy publikacji rosyjskojęzycznych nie natrafiono na prace analizujące zjawisko oblodzenia silników tłokowych, jednak w ZSRR z pewnością prowadzone były analizy podatności silników lotniczych na oblodzenie. W 1940 roku zdawano sobie np. sprawę z faktu, iŝ usytuowanie gaźnika za spręŝarką doładowującą zapobiega jego oblodzeniu [107]. Zasady postępowania w warunkach sprzyjających oblodzeniu i opis rozwiązań konstrukcyjnych zabezpieczających przed oblodzeniem silniki tłokowe z zasilaniem gaźnikowym, uŝywane do napędu samolotów i śmigłowców, znajduje się w ich opisach technicznych i instrukcjach eksploatacji [17, 93, 98]. Krótki opis zjawiska oblodzenia gaźnika oraz sposobów zapobiegania mu zamieszczono takŝe w ksiąŝce poświęconej teorii silników lotniczych z roku 1955 [124]. Największa liczba publikacji poświeconych oblodzeniu silników lotniczych dostępna jest w języku angielskim. Co prawda, jak juŝ wspomniano we wprowadzeniu, w publikacjach ksiąŝkowych, raportach, opisach technicznych i instrukcjach eksploatacji silników pochodzących sprzed roku

14 14 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych 1920 ich autorzy nie ostrzegają przed moŝliwością oblodzenia silników lotniczych, ale jednocześnie w owym czasie opisano wiele róŝnych sposobów podgrzewania gaźników (np. za pomocą wody z układu chłodzenia, spalin, czy powietrza zasysanego przez dodatkowy chwyt umieszczony pod osłoną silnika lub wokół układu wylotowego itp.). Podgrzewanie gaźników w tych silnikach miało na celu ułatwienie odparowania paliwa, często o nienajlepszej jakości, podawanego z niedoskonałych rozpylaczy gaźników w celu jego szybszego odparowania i wytworzenia mieszanki palnej [76, 97, 99, 108, 112, 139]. Konstruktorzy gaźników i silników w ten sposób nieświadomie mogli zmniejszać ich zagroŝenie oblodzeniem, jednak biorąc pod uwagę wyniki późniejszych analiz [125], w niektórych przypadkach podgrzewanie gaźników mogło oblodzeniu sprzyjać. Dostępne są przede wszystkim wyniki badań prowadzonych na zlecenie Sił Powietrznych USA głównie w latach 40. i 50. ubiegłego wieku. Badania te w warunkach wojennych koncentrowały się przede wszystkim na silnikach duŝych mocy stosowanych w samolotach bojowych lub transportowych [47, 51, 52, 67, 68, 69, 105, 131]. Dopiero w miarę ich wycofywania po zakończeniu działań wojennych, wraz z rosnącą popularnością lotnictwa przy jednoczesnym zmniejszaniu się liczby lotniczych silników tłokowych o duŝych mocach ze względu na zastępowanie ich silnikami turbinowymi, zajęto się zapobieganiem oblodzeniu silników lekkich samolotów eksploatowanych w lotnictwie cywilnym [50, 52, 100, 106, 129]. Większość prac, których wyniki są dostępne, polegała na badaniu układów dolotowych konkretnych typów silników lub całych silników na specjalnie skonstruowanych stanowiskach naziemnych lub, rzadziej, na latających hamowniach. Uzyskane wówczas wyniki stanowią podstawę większości publikacji dotyczących oblodzenia lotniczych silników tłokowych, tym niemniej, ze względu na fakt, iŝ nadal dochodzi do wypadków i katastrof spowodowanych tym zjawiskiem, co pewien czas podejmowane są nowe próby rozwiązania tego problemu przy wykorzystaniu coraz nowocześniejszych metod, na które pozwala postęp techniczny. Badania tego zjawiska znalazły się, np. w programie prac Civil Aviation Authority brytyjskiego odpowiednika polskiego Urzędu Lotnictwa Cywilnego na rok Stan wiedzy dotyczącej oblodzenia lotniczych silników tłokowych wyłaniający się z przeglądu dostępnej literatury przedstawiono w dalszej części niniejszego rozdziału. 5 Z powodu trudności pojawiających się podczas badań, podsumowujący je raport nie został dotychczas opublikowany, mimo iŝ pierwotnie planowano jego publikację w lutym 2007 roku.

15 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Warunki sprzyjające obladzaniu silników Podatność na oblodzenie lotniczych silników tłokowych jest znacznie zróŝnicowana i zaleŝy od wielu czynników, takich jak np. geometria układu dolotowego, rodzaj i budowa gaźnika, prędkość przepływu strumienia powietrza przez poszczególne przekroje kanału układu dolotowego itd. Stwierdzono, Ŝe oblodzenie układów dolotowych silników tłokowych moŝe wystąpić w szerokim zakresie temperatury. Najczęściej pojawia się w temperaturze od -10 o C do +25 o C przy wilgotności względnej 60% i wyŝszej, ale było obserwowane takŝe w znacznie wyŝszej temperaturze. Na podstawie badań ustalono, Ŝe podczas zniŝania przy częściowym otwarciu przepustnicy oblodzenie moŝe zdarzać się w temperaturze ponad +38 o C przy wilgotności względnej poniŝej 30%. ZagroŜenie oblodzeniem układów dolotowych jest zdecydowanie większe w ciepłe i wilgotne letnie dni niŝ w suche dni zimowe, poniewaŝ w te pierwsze dni powietrze zawiera więcej pary wodnej (paradoksalnie jeden z najnowszych diagramów słuŝących do oceny zagroŝenia oblodzeniem lotniczych silników tłokowych został opublikowany w roku 2000 w Australii [150]). Obecność w atmosferze wody w postaci opadów, chmur czy zamglenia nie jest warunkiem koniecznym do wystąpienia pewnych rodzajów oblodzenia układów dolotowych, jednak niebezpieczeństwo jednoczesnego pojawienia się wszystkich jego rodzajów rośnie przy obecności zauwaŝalnych objawów obecności wody w powietrzu. Lotnicze prognozy pogody zwykle zawierają wartości temperatury powietrza i temperatury punktu rosy (dew point). Parametry te mogą być wykorzystane do określania wilgotności powietrza. Im mniejsza jest róŝnica między temperaturą powietrza a temperaturą punktu rosy, tym większa jest wilgotność (przy zrównaniu się temperatury wilgotność wynosi 100%). MoŜna przyjąć, Ŝe jeśli róŝnica między temperaturą powietrza a temperaturą punktu rosy jest mniejsza niŝ 7 o C, wówczas wilgotność względna jest równa 50% lub wyŝsza i występuje moŝliwość oblodzenia układów dolotowych silnika. W rezultacie badań prowadzonych na świecie od lat czterdziestych ubiegłego wieku opracowano róŝniące się w niewielkim stopniu od siebie diagramy [1, 23, 25, 48, 83, 84, 111, 150, 153, 154], które pozwalają na ocenę moŝliwości wystąpienia oblodzenia układów dolotowych lotniczych silników tłokowych na podstawie znajomości temperatury otoczenia oraz wilgotności względnej powietrza lub temperatury punktu rosy. Diagramy dotyczą przede wszystkim silników z gaźnikami pływakowymi, gdyŝ zagroŝenie oblodzeniem dla silników wyposaŝonych w większość typów gaźników przeponowych lub we wtryskowe układy zasilania jest znacznie mniejsze.

16 16 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych Przykładowe diagramy do określania zagroŝenia oblodzeniem lotniczych silników tłokowych pokazano na rys Rys Przykładowe diagramy do określania zagroŝenia oblodzeniem lotniczych silników tłokowych opracowane na podstawie materiałów brytyjskich (a),australijskich (b) oraz kanadyjskich (c i d) W przypadku, gdy pilot nie ma dostępu do danych meteorologicznych (dotyczy to głównie pilotów ultralekkich statków powietrznych), powinien on pamiętać, Ŝe najwięcej przypadków oblodzenia układów dolotowych zdarza się w temperaturze około 20 o C i ich liczba powoli spada wraz ze wzrostem temperatury Mechanizm obladzania układów dolotowych silników Literatura poświęcona rozwaŝanej tematyce wskazuje, Ŝe oblodzenie elementów lotniczych zespołów napędowych jest wynikiem następujących zjawisk [1, 2, 3, 7, 11, 23, 24, 26, 48, 77, 83, 84, 85, 95, 111, 150]:

17 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 17 uderzania strumienia wilgotnego powietrza w elementy znajdujące się w układach dolotowych silników tłokowych lub we wlotach silników turbinowych, co powoduje ich chłodzenie i zamarzanie na ich powierzchniach zawartych w powietrzu kropel wody. W silnikach tłokowych powłoka lodowa moŝe powstawać na chwytach powietrza, ekranach zamontowanych we wlotach, ściankach układu dolotowego, filtrach powietrza, elementach zaworów powietrza ogrzewającego oraz przegrodach wewnątrz kanałów dolotowych (rys. 2.2). Rys Miejsca, w których źródłem oblodzenia jest woda zawarta w powietrzu (1) para wodna zawarta w powietrzu (2) i parujące paliwo (3) Szczególne zagroŝenie występuje podczas opadów śniegu, deszczu ze śniegiem, lotu w chmurach oraz podczas deszczu przy temperaturze otoczenia poniŝej +5 o C, zwłaszcza, jeśli lód jest widoczny na szybach kabiny lub elementach płatowca. Największą prędkość narastania warstwy lodu obserwuje się w temperaturze około -4 o C, w której w powietrzu znajdują się przechłodzone krople wody. Ten typ oblodzenia nie stanowi zagroŝenia przy bardzo niskiej temperaturze otoczenia, poniewaŝ wilgotność względna powietrza jest wówczas zazwyczaj niewielka, a ponadto wilgoć w powietrzu przyjmuje postać kryształków lodu, które mogą przedostawać się wraz

18 18 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych z powietrzem przez kanał dolotowy silnika nie powodując zwykle Ŝadnych zakłóceń w jego pracy. Oblodzenie tego typu występuje we wszystkich rodzajach lotniczych silników tłokowych (a takŝe turbinowych), zarówno gaźnikowych, jak i z wtryskiem niskociśnieniowym lub bezpośrednim. Lód moŝe osadzać się takŝe na łopatach i piaście śmigła lub wirnika nośnego. kondensacji i zamarzania pary wodnej zawartej w powietrzu wskutek obniŝania się temperatury w wyniku lokalnego wzrostu prędkości przepływu w przewęŝeniach. Zjawisko to moŝe wystąpić we wszystkich rodzajach silników lotniczych, ale szczególnie niebezpieczne jest dla silników tłokowych, w których zjawisko to moŝe pojawiać się nawet przy stosunkowo wysokiej temperaturze powietrza w warunkach częściowego otwarcia przepustnicy, typowego dla zakresów pracy silnika zbliŝonych do biegu jałowego i zakresu przelotowego. Do powstania oblodzenia, którego źródłem jest para wodna zawarta w powietrzu, nie jest konieczne występowanie wilgoci widocznej w powietrzu w postaci w postaci mgły, chmur, opadów itp. Lód pojawia się w gardzieli gaźnika i bezpośrednio za nią, a takŝe bezpośrednio na przepustnicy i ściankach kanału dolotowego w jej pobliŝu (rys. 2.2) wskutek zwiększenia prędkości przepływu czynnika roboczego, spadku jego ciśnienia i temperatury. Prędkość narastania warstwy lodu zaleŝy w tym wypadku od wilgotności powietrza i stopnia otwarcia przepustnicy, przy czym dłuŝsza praca silnika w takich warunkach grozi całkowitym zdławieniem przepływu powietrza i zgaśnięciem silnika. Oblodzenie tego typu, nazywane oblodzeniem przepustnic lub gaźników, pojawia się we wszystkich typach silników tłokowych, zarówno z zasilaniem gaźnikowym, jak i z zasilaniem wtryskowym (wówczas na przepustnicach regulujących dopływ powietrza). obniŝania temperatury mieszanki paliwowo - powietrznej do temperatury zamarzania wody w wyniku pobierania ciepła koniecznego do odparowania paliwa od strumienia przepływającego powietrza i od ścianek kanału przepływowego. Zjawisko to występuje w silnikach tłokowych, a w szczególności gaźnikowych. Pojawia się ono zwykle jednocześnie z oblodzeniem przepustnic. Lód osadza się na elementach gaźnika i kolektora dolotowego znajdujących się za rozpylaczem paliwowym (rys. 2.2). Silne oblodzenie związane z procesem odparowywania paliwa występuje nawet w temperaturze otoczenia przekraczającej +30 o C przy wilgotności względnej 50% i wyŝszej. Największym zagroŝeniem jest ono w silnikach wyposaŝonych w gaźniki pływakowe, a mniejszym w silnikach z gaźnikami przeponowymi. W silnikach z wtryskiem bezpośrednim oraz z gaźnikiem umieszczonym za spręŝarką doładowującą silnik ten rodzaj oblodzenia nie występuje. W silnikach z wtryskiem niskociśnieniowym (chociaŝ zwykle w punkcie kanału dolotowego, w którym jest on realizowany zachodzi ogrzewanie ścianek kanału

19 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 19 w wyniku przejmowania ciepła od cylindra silnika) ten rodzaj oblodzenia moŝe się pojawić podczas rozruchu zimnego silnika w warunkach zimowych. MoŜliwość znacznego obniŝania się temperatury wewnątrz kanału dolotowego silników tłokowych na skutek odparowywana paliwa potwierdza szereg badań prowadzonych nie tylko dla silników lotniczych, ale i samochodowych czy motocyklowych [47, 50, 51, 52, 64, 68, 69, 92, 96, 137]. ZaleŜności pozwalające na obliczenie parametrów parującego paliwa i mieszanki w gaźniku, w tym średniej temperatury mieszanki w układzie dolotowym oraz długości drogi parowania kropli paliwa opracował w roku 1983 zespół pracowników Zakładu Napędów Lotniczych WAT kierowany przez prof. dr hab. inŝ. Stefana Szczecińskiego [65]. Wyniki obliczeń wskazują, Ŝe pełne odparowanie kropli paliwa, w zaleŝności od jej średnicy, odbywa się na drodze kilku kilkunastu centymetrów, przy czym w 80% odparowuje ona na długości centymetrów [65]. Paliwo, które jeszcze nie odparowało, porusza się głównie w postaci drobnych kropel w mieszance, a jego niewielka część (w nagrzanym silniku około 3...4% jego ogólnej ilości) tworzy ciekłą powłokę płynącą po ściankach kanału dolotowego. Spadek temperatury mieszanki w kanale przepływowym układu dolotowego zaleŝy od ciepła parowania paliwa, zawartości par paliwa w mieszance oraz składu mieszanki (współczynnika nadmiaru powietrza), przy czym spadek temperatury mieszanki wywołany odparowywaniem paliwa powoduje pogorszenie się warunków odparowania części paliwa, która pozostaje jeszcze w fazie ciekłej [92]. Całkowite odparowanie benzyny w układzie dolotowym silnika pracującego na mieszance ubogiej (α 1) obniŝa temperaturę mieszanki o ok o C, natomiast dla mieszanki bogatej (α=0,6) spadek jej temperatury w wyniku odparowania benzyny sięga nawet 30 o C. W praktyce całkowite odparowanie mieszanki wymaga wysokiej temperatury powietrza, więc w kanale dolotowym zwykle nie zachodzi całkowite odparowanie mieszanki, więc spadki temperatury są niŝsze [92]. Silniki lotnicze w zakresie mocy maksymalnych lub zbliŝonych do maksymalnych (np. faza startu i wznoszenia) pracują na mieszankach bogatych (współczynnik nadmiaru powietrza α=0,6...0,75), co zapewnia duŝe napełnienie cylindrów dzięki temu, Ŝe mieszanka zawiera nadmiar paliwa, które parując zmniejsza jej temperaturę i zapobiega przegrzewaniu cylindrów. Jednocześnie wartość opałowa mieszanki jest bliska maksymalnej, poniewaŝ niemal cały zawarty w niej tlen uczestniczy w procesie spalania. Podczas pracy silnika w zakresie mocy pośrednich (przy częściowych otwarciach przepustnicy), np. w fazie przelotu, jest on zasilany mieszanką ubogą (α=0,85...0,95) dla zapewnienia moŝliwie małego zuŝycia paliwa. Na zakresie biegu jałowego ( małego gazu ), czyli np. w fazie zniŝania lotu, silniki pracują na mieszankach bardzo bogatych (α=0,5...0,6),

20 20 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych bowiem stosunkowo małe prędkości powietrza w kanale dolotowym stwarzają niekorzystne warunki rozpylania i odparowywania paliwa, w których jedynie znaczny nadmiar paliwa w mieszance zapewnia stabilną pracę silnika oraz wymaganą zrywność silnika w przypadku konieczność szybkiego zwiększenia jego prędkości obrotowej [65, 133]. Instrukcje eksploatacji niektórych silników, głównie stosowanych do napędu amatorskich statków powietrznych, przewidują, Ŝe mogą one być zasilane zarówno benzyną lotniczą, jak i samochodową. Z przeprowadzonych badań porównawczych wynika, Ŝe z powodu większej lotności i moŝliwej większej zawartości wody niebezpieczeństwo wystąpienia oblodzenia układów dolotowych jest większe dla silników eksploatowanych z wykorzystaniem benzyn samochodowych niŝ lotniczych. Wg obliczeń, znacznie większe spadki temperatury mieszanki zachodzą równieŝ podczas stosowania paliw zawierających alkohole dla silnika zasilanego alkoholem etylowym przy mieszance ubogiej (α 1) temperatura mieszanki obniŝa się o ok. 80 o C, natomiast dla mieszanki bogatej (α=0,6) spadek jej temperatury wynosi ok. 110 o C (przy całkowitym odparowaniu alkoholu zawartego w mieszance w praktyce spadki temperatury są mniejsze) [66]. W przypadku duŝej wilgotności powietrza mogłoby wówczas dochodzić do kondensacji pary wodnej i do bardzo intensywnego oblodzenia układu dolotowego, jednak producenci paliw zawierających alkohol zapewniają, Ŝe takie niebezpieczeństwo nie występuje. W South Dakota State University w USA badania w locie samolotów zasilanych paliwem Aviation Grade Ethanol (AGE85) wykazały, Ŝe moŝe ono z powodzeniem zastępować benzynę lotniczą 100LL. W Brazylii natomiast w 2004 r. certyfikowano produkowany seryjnie samolot rolniczy Embraer EMB-202A Ipanema napędzany silnikiem Lycoming IO-540 K1J5 zasilany etanolem (Aviation Alcohol AvAlc) 6, aczkolwiek w tym kraju wiele samolotów (w tym An-2) od dawna eksploatowanych jest z wykorzystaniem etanolu. Jednocześnie z oblodzeniem układów dolotowych silników tłokowych moŝe wystąpić oblodzenie ich układów paliwowych. Związane jest ono z obecnością wody w paliwie (szczególnie alkohole zawsze zawierają pewną ilość wody). Woda ta moŝe zamarzać w instalacji paliwowej, przede wszystkim w filtrach, ale takŝe w zakolach przewodów paliwowych, powodując przerwanie dopływu paliwa. Woda zawarta w paliwie dostaje się razem z nim 6 Wielu producentów silników lotniczych ostrzega jednak przed stosowaniem paliw zawierających większe ilości alkoholu podając, Ŝe moŝe ono zwiększać moŝliwość powstawania korków parowych w przewodach instalacji zasilania, negatywnie oddziaływać na uszczelki, powodować korozję elementów silnika itp.

21 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 21 do kanału dolotowego i moŝe tam zamarzać w wyniku opisanych powyŝej procesów Sposoby przeciwdziałania oblodzeniu lotniczych silników tłokowych Oblodzeniu układów dolotowych silników tłokowych zapobiega się róŝnymi sposobami, w zaleŝności od konstrukcji silnika, umiejscowienia na płatowcu, rodzaju jego chłodzenia itp. W większości przypadków stosuje się ogrzewanie ich newralgicznych elementów takich jak gaźniki oraz kolektory dolotowe lub teŝ doprowadza się do gaźnika powietrze o wyŝszej temperaturze. Aktualnie obowiązujące przepisy certyfikacji statków powietrznych wyposaŝonych w silniki tłokowe [27, 28, 29, 30, 31, 32, 33, 61] (w tym z tłokami wirującymi) nakazują wyposaŝanie układów dolotowych silników w systemy zapobiegające ich oblodzeniu i usuwające lód, który moŝe się w nich utworzyć. Praca silników jest sprawdzana w warunkach, w których w powietrzu atmosferycznym o temperaturze -1 o C nie jest widoczna woda w Ŝadnej postaci (chmury, mgła, opady deszczu, śniegu itp.). Przepisy przewidują spełnienie następujących warunków: a) silniki niewysokościowe samolotów i śmigłowców wyposaŝone w typowe gaźniki z gardzielą w kształcie zwęŝki Venturiego muszą być wyposaŝone w systemy podgrzewania zapewniające wzrost temperatury powietrza przed wlotem do gaźnika o 50 o C podczas pracy silnika na 75% zakresu maksymalnego ciągłego, natomiast dla duŝych śmigłowców na 60% zakresu maksymalnego ciągłego; b) silniki wysokościowe samolotów i śmigłowców wyposaŝone w typowe gaźniki z gardzielą w kształcie zwęŝki Venturiego muszą być wyposaŝone w systemy podgrzewania zapewniające wzrost temperatury powietrza przed wlotem do gaźnika o 67 o C podczas pracy silnika na 75% zakresu maksymalnego ciągłego, natomiast dla duŝych śmigłowców na 60% zakresu maksymalnego ciągłego; c) silniki wysokościowe samolotów i śmigłowców wyposaŝone w gaźniki mniej podatne na oblodzenie (np. większość gaźników przeponowych) muszą być wyposaŝone w systemy podgrzewania zapewniające wzrost temperatury powietrza przed wlotem do gaźnika o 56 o C podczas pracy silnika na 60% (dla śmigłowców ultralekkich na 75%) zakresu maksymalnego ciągłego lub o 22 o C przy jednoczesnym stosowaniu systemu podającego do układu dolotowego ciekłą substancję odladzającą;

22 22 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych d) silniki niewysokościowe samolotów jednosilnikowych wyposaŝone w gaźniki mniej podatne na oblodzenie muszą być wyposaŝone w dodatkowe wloty zapewniające doprowadzenie do gaźnika podgrzanego powietrza o temperaturze nie niŝszej od temperatury powietrza chłodzącego cylindry, mierzonej za cylindrami, a dla samolotów dwusilnikowych z takimi silnikami, muszą one być wyposaŝone w systemy podgrzewania zapewniające wzrost temperatury powietrza przed wlotem do gaźnika o 50 o C podczas pracy silnika na 75% zakresu maksymalnego ciągłego, natomiast dla silników duŝych śmigłowców systemy podgrzewania muszą zapewniać wzrost temperatury o 39 o C podczas pracy silnika na 60% zakresu maksymalnego ciągłego; e) silniki samolotów wyposaŝonych w układy zasilania, które nie mają takiej budowy elementów wtryskujących paliwo do układu dolotowego, na których mógłby osadzić się lód, jak równieŝ takie układy zasilania, w których wtrysk paliwa odbywa się za róŝnymi elementami kanału dolotowego, na których lód moŝe się uformować w wyniku parowania paliwa, muszą być wyposaŝone w dodatkowe wloty powietrza zapewniające wzrost jego temperatury o co najmniej 16 o C podczas pracy silnika na 75% zakresu maksymalnego ciągłego; f) w przypadku stosowania systemów wtrysku ciekłych substancji odladzających do kanału dolotowego muszą być one tak zaprojektowane, aby jednocześnie doprowadzały do kaŝdego z silników ciecz o masowym natęŝeniu przepływu nie mniejszym niŝ mɺ 2. 5, (2.1) ch P mc gdzie: mɺ ch masowe natęŝenie przepływu cieczy odladzającej [lb/h], P mc maksymalna moc ciągła silnika [BHP], przy czym ilość cieczy na pokładzie samolotu powinna być nie mniejsza niŝ największa wartość wynikająca z konieczności zapewnienia czasu uŝywania systemu przez czas równy co najmniej 3% maksymalnej długotrwałości lotu samolotu lub 20 minut ciągłego uŝywania, lub 2 godzin lotu (w przypadku jednoczesnego stosowania systemu podgrzewania powietrza zapewniającego wzrost temperatury w granicach o C. Ilość cieczy odladzającej moŝe być zmniejszona proporcjonalnie do wzrostu temperatury podgrzania powyŝej 28 o C); g) silniki wyposaŝone w spręŝarki lub turbospręŝarki zwiększające ciśnienie powietrza przed gaźnikiem muszą spełniać takie same warunki, jak silniki niedoładowane, przy czym odpowiedni wzrost temperatury powietrza

23 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 23 na kaŝdej wysokości moŝe być osiągnięty automatycznie w wyniku wzrostu temperatury (ciśnienia) powietrza podczas procesu spręŝania. Przepisy wymagają takiego projektowania systemów podgrzewania powietrza, aby moŝliwe było ich odpowietrzanie w czasie, gdy nie są uŝywane, jak równieŝ, aby moŝliwe było kontrola krytycznych elementów tych systemów oraz rur wylotowych, jeśli są one umieszczone współśrodkowo wewnątrz elementów systemów podgrzewających powietrze. Ponadto w kabinie załogi musi się znajdować wskaźnik temperatury w kolektorze dolotowym silnika (dla samolotów wielosilnikowych osobny dla kaŝdego silnika). Filtry powietrza muszą być umieszczane przed gaźnikami, ale nie wolno ich stosować w kanałach będących jedynymi wlotami powietrza do silnika, o ile powietrze nie jest podgrzewane przed tymi filtrami [28, 29, 30, 31, 32, 33]. Nie powinno się stosować filtrów papierowych, gdyŝ mogą one zostać oblodzone w wyniku przepływu wilgotnego powietrza. Układy dolotowe powinny być wyposaŝone w otwierane przez podciśnienie zawory umoŝliwiające ominięcie filtru i zasilanie silnika powietrzem poprzez kanał bocznikowy w przypadku zatkania wkładu filtrującego filtru. W przypadku motoszybowców, za wyjątkiem takich konstrukcji, w których wlot powietrza jest ogrzewany w sposób ciągły i jest udowodnione, Ŝe zapewnia to odpowiedni wzrost temperatury, dla silników wyposaŝonych w typowe gaźniki z gardzielą w kształcie zwęŝki Venturiego, wymagane jest stosowanie systemów podgrzewania zapewniających wzrost temperatury powietrza przed wlotem do gaźnika o 50 o C podczas pracy silnika na 75% zakresu maksymalnego ciągłego [30]. NaleŜy takŝe pamiętać, Ŝe w eksploatacji ciągle znajdują się statki powietrzne wyprodukowane przed wielu laty, które były certyfikowane według innych przepisów 7. O tym, jak trudna jest realizacja układu spełniającego wymagania przepisów certyfikacyjnych moŝe świadczyć fakt, Ŝe podczas badań warunków odparowania paliwa w gaźniku 34S2C2 stosowanym w silnikach samochodów FSO Polonez prowadzonych pod kierunkiem prof. Stefana Szczecińskiego w WAT w latach 80. ubiegłego wieku przy podgrzewaniu ścianek kanału dolotowego przy uŝyciu grzałki o mocy 2 kw przy pełnym otwarciu przepustnicy udało się zwiększyć temperaturę ścianek tylko o 30 o C w stosunku do temperatury otoczenia, co świadczy o tym, jak duŝo ciepła jest pobierane od nich przez odparowujące paliwo [114]. 7 Dla własnego bezpieczeństwa piloci powinni dbać o dostosowanie statków powietrznych i ich silników do aktualnie obowiązujących przepisów.

24 24 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych Zabezpieczanie układów dolotowych silników tłokowych przed oblodzeniem moŝe być realizowane w róŝny sposób. Pierwszy z nich to ogrzewanie gaźników lub kolektorów dolotowych, które moŝe być realizowane poprzez umieszczenie ich wewnątrz nagrzewnicy, do której doprowadza się czynnik grzewczy (rys. 2.3). Rys Schemat układu dolotowego silnika tłokowego z ogrzewaniem newralgicznych elementów układu przy wykorzystaniu spalin: 1 wlot powietrza z filtrem, 2 gaźnik, 3 nagrzewnica, 4 wylot spalin, 5 zawór sterowania ogrzewaniem W przypadku silników o mniejszych mocach, stosowanych w samolotach sportowych i turystycznych, czynnikiem podgrzewającym elementy układu dolotowego są często spaliny z kolektora wylotowego. W niektórych silnikach rolę czynnika grzewczego pełni gorący olej z instalacji olejenia silnika lub gorąca ciecz z jego układu chłodzenia. Bardziej skomplikowane rozwiązania, które były raczej stosowane w silnikach o średnich lub duŝych mocach, to takie, w których olej z instalacji olejenia silnika (rzadziej spaliny lub ciecz) przepływały nie tylko kanałami wykonanymi w ściankach gaźnika w strefie gardzieli i za nią, ale równieŝ kanałami wewnątrz tarcz przepustnic. Odpowiednią temperaturę ogrzewanych elementów uzyskuje się poprzez właściwe ustawienie zaworu doprowadzającego czynnik grzewczy do nagrzewnicy. Drugi często stosowany sposób zapobiegania oblodzeniu elementów układu dolotowego silników tłokowych polega na doprowadzaniu do gaźnika ogrzanego powietrza pobieranego przez wlot dodatkowy (rys. 2.4). W warunkach sprzyjających oblodzeniu dopływ powietrza z wlotu głównego jest odcinany za pomocą zaworu sterowania podgrzewaniem układu dolotowego, a jednocześnie otwierany jest dopływ powietrza wlotu dodatkowego. Wlot dodatkowy umieszczany jest pod osłoną silnika w strefie ogrzewanej ciepłem od cylindrów silnika lub moŝe znajdować się w bezpośredniej bliskości rury wydechowej. W związku z tym, Ŝe przepisy budowy statków powietrznych z silnikami tłokowymi wymagają dla niektórych silników wzrostu temperatury o o C, powietrze pobierane z wlotu

25 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 25 dodatkowego przepływa często przewodem usytuowanym współśrodkowo wokół rury odprowadzającej spaliny z silnika. Inne rozwiązanie polega na pobieraniu powietrza przez wloty rozmieszczone w osłonie silnika i podgrzewaniu go w nagrzewnicy usytuowanej współśrodkowo wokół kolektora wylotowego (rys. 2.4). Rys Schematy układów dolotowych silników tłokowych z podgrzewaniem powietrza pobieranego poprzez dodatkowe chwyty usytuowane pod osłoną silnika (a) i za śmigłem (b): 1 główny wlot powietrza z filtrem, 2 gaźnik, 3 zawór powietrza ogrzanego, 4 upust powietrza ogrzanego, 5 wylot spalin, 6 dodatkowy wlot powietrza, 7 nagrzewnica PoŜądaną temperaturę powietrza w kanale dolotowym silnika uzyskuje się poprzez odpowiednie ustawienie zaworu regulującego dopływ powietrza z wlotu dodatkowego, przy czym zazwyczaj instrukcje eksploatacji nakazują włączanie podgrzewania na pełny zakres. Jedynie w przypadku niektórych silników, wyposaŝonych w systemy do pomiaru ciśnienia i temperatury w układzie dolotowym, instrukcje eksploatacji dopuszczają włączanie podgrzewania na zakres mniejszy od maksymalnego. Zastosowanie częściowego otwarcia zaworu przy temperaturach otoczenia poniŝej 0 o C moŝe spowodować podniesienie temperatury wewnątrz kanału dolotowego silnika (wynoszącej w danej chwili np. 10 o C) do takiej, przy której dostające się do układu dolotowego kryształki lodu będą topnieć, a następnie ponownie zamarzać na przepustnicy powodując jej oblodzenie przy lokalnej wartości temperatury w granicach 0 o C [125]. Instalacje zapobiegające obladzaniu, niezaleŝnie od ich typu, naleŝy stosować wyłącznie w warunkach zagraŝających oblodzeniem. Włączenie podgrzewania lub pobór ogrzanego powietrza powoduje znaczące ograniczenie napełnienia cylindrów silnika masowym ładunkiem powietrza i zmniejszenie jego mocy. Oprócz tego wlot powietrza dodatkowego nie jest zwykle wyposaŝony w filtr, co moŝe doprowadzić do uszkodzenia silnika z powodu

26 26 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych zassania zanieczyszczeń i to w trudnej fazie podczas startu statku powietrznego. Po włączeniu podgrzewania gaźnika na zakresie przelotowym naleŝy pamiętać o skorygowaniu składu mieszanki dla jej zuboŝenia (nie koryguje się składu mieszanki przy niskiej prędkości obrotowej wału korbowego). Poszczególne silniki mają róŝną podatność na oblodzenie, przy czym moŝe się to inaczej kształtować dla tego samego silnika w zaleŝności od: zabudowy na innym płatowcu, zastosowania innego chwytu powietrza itp. Przykładowo, przy większych prędkościach lotu, odpowiednie ukształtowanie chwytu powietrza moŝe ułatwiać bezwładnościowe oddzielanie kropli wody od strumienia powietrza zasysanego do silnika (rys. 2.5). Rys Wpływ ukształtowania chwytu powietrza na moŝliwość separacji kropli wody: a niesprzyjający separacji, b sprzyjający separacji (na podstawie [52]) Zagadnienie separacji kropli wody z kanału dolotowego silnika moŝe być rozwiązywane na bazie doświadczeń uzyskanych przy opracowywaniu sposobów oczyszczania powietrza wlotowego, czym przez wiele lat zajmował się zespół specjalistów Instytutu Techniki Lotniczej WAT kierowany przez prof. zw. dr. hab. inŝ. Stefana Szczecińskiego [64]. Zmniejszenie zagroŝenia oblodzeniem moŝna takŝe uzyskać poprzez właściwe usytuowanie filtru powietrza (rys. 2.6). Skuteczność bezwładnościowych separatorów wody moŝna zwiększyć poprzez zastosowanie ejektorów wykorzystujących prędkość spalin wypływających z rur wylotowych silnika do odsysania kropli wody. Dla uniknięcia obladzania separatorów poŝądane jest ich ogrzewanie, np. przy wykorzystaniu spalin z układu wylotowego. W przypadku silników z doładowaniem usytuowanie gaźnika przed spręŝarką polepsza jakość mieszanki, jednak zwiększa jego zagroŝenie oblodzeniem z powodu obniŝenia ciśnienia, a tym samym i temperatury, w gardzieli gaźnika. Umieszczenie gaźnika za spręŝarką nie zwiększa tak

27 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 27 bardzo jakości mieszanki, jednak zabezpiecza gaźnik przed oblodzeniem ze względu na wzrost temperatury za spręŝarką. Rys Wpływ ukształtowania chwytu powietrza i umiejscowienia filtru powietrza na podatność oblodzeniową filtra (a - klasyczny, b o zmniejszonej podatności na oblodzenie filtru) Najmniej podatne na oblodzenie są silniki z bezpośrednim wtryskiem paliwa do cylindrów (w tym takŝe silniki z zapłonem samoczynnym), gdyŝ eliminuje się w tym przypadku oblodzenie będące wynikiem parowania paliwa i obecności przewęŝenia kanału dolotowego (gardzieli gaźnika). Innym rodzajom oblodzenia moŝna zapobiegać poprzez odpowiednie kształtowanie chwytu powietrza, ogrzewanie ścianek gaźnika i kanału dolotowego oraz właściwy kształt samego kanału lub kolektora dolotowego (rys. 2.7) [52]. Rys Schemat układu dolotowego silnika tłokowego o zmniejszonej podatności na oblodzenie: 1 wlot powietrza z bezwładnościową separacją wody, 2 bezpośredni wtrysk paliwa do cylindra, 3 ogrzewane olejem ścianki kanału dolotowego i przepustnice, 4 wychwytywacz wody (na podstawie [52])

28 28 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych W celu unikania zamarzania w instalacji paliwowej (np. w filtrach) wody zawartej w paliwie stosuje się specjalne dodatki do paliwa. Innym, rzadziej stosowanym sposobem, jest podgrzewania paliwa, przy czym układy takie muszą być szczególnie uwaŝnie projektowane i uŝywane, poniewaŝ zbyt duŝy wzrost temperatury paliwa moŝe prowadzić do jego parowania i powstawania korków parowych ograniczających swobodny przepływ paliwa Objawy oblodzenia układów dolotowych lotniczych silników tłokowych i zalecenia dla pilotów Efektem obladzania układu dolotowego silnika tłokowego jest stopniowe zmniejszanie jego mocy. W zaleŝności od intensywności obladzania proces zmniejszania mocy silnika moŝe nastąpić bardzo szybko lub teŝ moŝe odbywać się powoli w dłuŝszym czasie aŝ do oblodzenia rozpylaczy paliwa w gaźniku. W przypadku samolotów wyposaŝonych w śmigło o stałym skoku proces obladzania układu dolotowego silnika moŝna zaobserwować na obrotomierzu po ciągłym powolnym zmniejszaniu się prędkości obrotowej wału korbowego silnika. Jeśli pilot nie podejmuje Ŝadnych działań obniŝanie się mocy silnika wskutek oblodzenia będzie się wiązać ze stałym zmniejszaniem się wysokości lub prędkości lotu. PoniewaŜ jednak piloci zwykle korygują powolne zmniejszaniu się prędkości lub wysokości lotu poprzez niewielkie zwiększenie otwarcia przepustnicy, prowadzi to często to maskowania wczesnych objawów wystąpienia oblodzenia, tym bardziej, Ŝe małej utracie mocy przez silnik nie musi towarzyszyć jego nierówna praca. Dopiero po nagromadzeniu się w układzie dolotowym odpowiednio duŝej ilości lodu występują takie objawy jak nierówna praca silnika, drgania, większe spadki mocy, którym towarzyszy zmniejszenie wysokości i prędkości lotu. W szczególnym przypadku silnik moŝe się nawet samoczynnie wyłączyć. W przypadku samolotów wyposaŝonych w śmigła o zmiennym skoku (stałej prędkości obrotowej) lub śmigłowców podczas oblodzenia układu dolotowego nie następuje zmniejszanie się prędkości obrotowej, ale występują te same objawy dotyczące obniŝania własności pilotaŝowych statku powietrznego. JeŜeli silnik wyposaŝony jest w czujnik ciśnienia w kolektorze dolotowym lub czujnik temperatury powietrza w układzie dolotowym czy temperatury spalin, to proces obladzania układu dolotowego moŝna rozpoznać na odpowiednich wskaźnikach po obniŝaniu się tegoŝ ciśnienia lub temperatury. Zmniejszanie się tych wartości jest bardzo istotną informacją dla pilota, poniewaŝ poprzedza jakiekolwiek zauwaŝalne objawy pogorszenia się charakterystyk uŝytkowych silnika lub płatowca. W przypadku zauwaŝenia

29 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 29 opisanych zmian pilot powinien podjąć natychmiastowe działania przeciwdziałające oblodzeniu układu dolotowego silnika. Zaniechanie odpowiednich przedsięwzięć prowadzi do postępowania procesu obladzania wymagając wprowadzenia korekty wysokości lotu. W dalszej kolejności moŝe wystąpić tzw. strzelanie w gaźnik, a następnie nierównomierność pracy silnika (tzw. przerywanie ). W tym stadium oblodzenia silnik moŝe nie być w stanie dostarczyć mocy niezbędnej do kontynuowania lotu i moŝe się zatrzymać, zwłaszcza po zbyt gwałtownym ruchu przepustnicy. Dla zwiększenia bezpieczeństwa latania podejmowane są próby budowy czujników oblodzenia silników [66]. W przypadku silników śmigłowców występują podobne objawy, jak w przypadku silników samolotów. Na podstawie prowadzonych badań, ekspertyz dotyczących badania wypadków lotniczych i doświadczeń załóg latających na statkach powietrznych w agencjach bezpieczeństwa lotniczego róŝnych krajów moŝna sformułować ogólne zalecenia pozwalające na zminimalizowanie zagroŝenia oblodzeniem układów dolotowych silników tłokowych [1, 2, 7, 23, 26, 48, 83, 84, 96, 110, 111, 125, 140, 150, 153, 154]. NaleŜy jednak pamiętać, Ŝe podatność na oblodzenie róŝnych kombinacji płatowiec silnik jest róŝna, inna moŝe być ona takŝe dla innych modeli tego samego statku powietrznego. Podane poniŝej zalecenia mają więc dać pilotom jedynie niezbędną wiedzę i pogląd na temat rekomendowanych procedur. Lot statkiem powietrznym moŝe zaskakiwać dynamicznymi zmianami cech powietrza otaczającego w warunkach zmiany wysokości i prędkości lotu oraz przelotu przez róŝne strefy zimnego i ciepłego, czy teŝ suchego i wilgotnego powietrza. Podstawowym zaleceniem dla pilota statku powietrznego jest konieczność zapobiegania oblodzeniu układu dolotowego silnika, gdyŝ w przypadku wystąpienia oblodzenia moŝe nie wystarczyć czasu na stopienie nagromadzonego juŝ lodu przez system przeciwoblodzeniowy przed samoczynnym wyłączeniem się silnika. Do oblodzenia układów dolotowych moŝe dojść w dni ciepłe i wilgotne w kaŝdej porze roku. W zaleŝności od konfiguracji pewne zestawienia płatowców, silników i układów dolotowych są bardziej podatne na oblodzenie, a inne nie.

30 30 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych Stosowanie benzyny samochodowej zwiększa moŝliwość wystąpienia oblodzenia z powodu większej lotności jej par. JeŜeli to tylko jest moŝliwe, naleŝy unikać wykonywania lotów w chmurach. Głównymi przyrządami, które mogą pomóc we wczesnym wykryciu oblodzenia układu dolotowego są dla samolotów wyposaŝonych w śmigła o stałym skoku obrotomierz i prędkościomierz, a dla samolotów ze śmigłami o zmiennym skoku oraz dla śmigłowców wskaźnik ciśnienia w układzie dolotowym. Ciągły powolny spadek prędkości lotu i prędkości obrotowej lub ciśnienia w układzie dolotowym zwykle świadczy o oblodzeniu układu dolotowego silnika. W niektórych silnikach stosuje się takŝe systemy ostrzegawcze wykorzystujące pomiar temperatury mieszanki za pomocą czujników usytuowanych w kanale dolotowym za gaźnikiem. Dodatkowym potwierdzeniem moŝe być obniŝanie się temperatury spalin lub, w bardziej zaawansowanej fazie oblodzenia, nierówna praca silnika. Zwykle, za wyjątkiem fazy startu, zaleca się okresowe włączanie systemu przeciwoblodzeniowego jeśli spodziewane jest wystąpienie warunków sprzyjających oblodzeniu lub jeśli moŝliwość wystąpienia oblodzenia wynika z porównania danych meteorologicznych z diagramem do określania zagroŝenia oblodzeniem. Ze względu na zwiększone zagroŝenie oblodzeniem w warunkach małych otwarć przepustnicy, czyli małych mocy silnika, system przeciwoblodzeniowy powinien być włączany przed rozpoczęciem zniŝania, podejścia do lądowania i samego lądowania. W przypadku podejrzewania oblodzenia układu dolotowego system przeciwoblodzeniowy powinien zostać bezzwłocznie włączony. Zaleca się jego włączanie na pełen zakres, poniewaŝ jego częściowe włączenie moŝe nie być skuteczne, a wręcz, w niektórych warunkach, moŝe przyspieszyć proces obladzania. Jedynie w przypadkach, gdy jest to przewidziane w Instrukcji uŝytkowania w powietrzu konkretnego statku powietrznego moŝna korzystać z pośrednich zakresów pracy systemów przeciwoblodzeniowych układu dolotowego. Dotyczy to głównie układów wyposaŝonych w czujniki temperatury powietrza. Jeśli Instrukcja uŝytkowania w powietrzu konkretnego statku powietrznego tego nie przewiduje, to system przeciwoblodzeniowy nie powinien być przez dłuŝszy czas włączony w sposób ciągły, szczególnie podczas zawisu śmigłowca. Powinien on być włączany w sposób okresowy,

31 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 31 przy czym czas jednorazowego włączenia systemu powinien być wystarczający dla zapobiegnięcia oblodzeniu i jest uzaleŝniony od warunków lotu. NaleŜy pamiętać, Ŝe włączenie systemu przeciwoblodzeniowego w sytuacji, gdy doszło juŝ do oblodzenia układu dolotowego, moŝe w pierwszej chwili spowodować obniŝenie mocy silnika (nawet o 13 15%) na skutek doprowadzenia do niego podgrzanego powietrza i moŝe równieŝ spowodować nierówną pracę silnika wskutek topnienia lodu, który przedostaje się przez układ dolotowy w postaci kawałków, wody lub pary. Jeśli tak się dzieje, wtedy nie wolno wpadać w panikę i wyłączać system przeciwoblodzeniowy, ale poczekać (co najmniej 15 sekund, a niekiedy nawet kilka minut) aŝ lód z układu dolotowego zostanie całkowicie usunięty, chociaŝ w sytuacji krytycznej ten czas moŝe wydawać się bardzo długi. W trakcie obsługi naleŝy okresowo sprawdzać prawidłowość działania systemu podgrzewania powietrza w układzie dolotowym. Szczególną uwagę naleŝy zwracać na stan techniczny uszczelek zaworów zamykających dopływ zimnego powietrza przy jednoczesnym doprowadzaniu ciepłego z wlotu dodatkowego. Na skutek starzenia się uszczelek powietrze zimne moŝe mieszać się z ciepłym obniŝając skuteczność działania systemu podgrzewania powietrza w układzie dolotowym. Silnik powinien być uruchamiany przy wyłączonym systemie podgrzewania układu dolotowego lub przy zamkniętym zaworze doprowadzającym powietrze z wlotu dodatkowego. JeŜeli silnik nie wykazuje objawów oblodzenia układu dolotowego, wówczas nie zaleca się podgrzewania układu dolotowego, a zwłaszcza doprowadzania powietrza z wlotu dodatkowego w trakcie kołowania, poniewaŝ wloty takie nie są zwykle wyposaŝone w filtry powietrza, co zagraŝa uszkodzeniem silnika wskutek zassania pyłu lub innych ciał obcych. Przed startem naleŝy sprawdzić, czy silnik nie został oblodzony podczas kołowania lub oczekiwania na start przy pracy silnika na zakresie biegu jałowego. W tym celu naleŝy włączyć podgrzewanie układu dolotowego lub doprowadzić do niego powietrze z wlotu dodatkowego jeśli oblodzenie nie występuje, wówczas prędkość obrotowa wału korbowego powinna zmniejszyć się o około obr/min lub wartość ciśnienia w układzie dolotowym powinna zmniejszyć się o ok kpa, a po wyłączeniu podgrzewania (zamknięciu wlotu dodatkowego) wielkości te powinny powrócić do poprzednich wartości. W przypadku wykrycia oblodzenia system przeciwoblodzeniowy powinien pozostać włączony aŝ do usunięcia lodu z układu dolotowego i odzyskana zostanie pełna moc silnika.

32 32 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych Jeśli warunki meteorologiczne wskazują na moŝliwość wystąpienia oblodzenia, pilot bezpośrednio przed startem powinien sprawdzić (na podstawie obserwacji wskazań przyrządów), czy w układzie dolotowym nie utworzył się lód uŝywając systemu przeciwoblodzeniowego aŝ do całkowitego usunięcia ewentualnego oblodzenia. W przypadku, jeśli statek powietrzny przez dłuŝszy czas oczekuje na start sprawdzenia naleŝy okresowo powtarzać. Nie wolno rozpoczynać startu, jeŝeli zachodzi podejrzenie występowania lodu w układzie dolotowym silnika. Po pełnym otwarciu przepustnicy przed startem pilot powinien sprawdzić czy wartości prędkości obrotowej i/lub ciśnienia w układzie dolotowym są prawidłowe dla danego typu samolotu. W przypadku samolotu wyposaŝonego w śmigło o stałym skoku wartość prędkości obrotowej w warunkach statycznych (przed rozpoczęciem rozbiegu) jest mniejsza niŝ maksymalna prędkość obrotowa, ale wartość ta powinna być pilotowi znana. W chwili startu systemy podgrzewania układu dolotowego lub doprowadzanie powietrza z wlotu dodatkowego muszą być wyłączone ze względu na ograniczanie mocy silnika przy zwiększonych oporach przepływu powietrza wlotowego przez system podgrzewania wlotu oraz zmniejszanie napełniania cylindrów, chyba, Ŝe włączenie systemu przeciwoblodzeniowego podczas startu jest dozwolone przez odpowiednie zapisy Instrukcji uŝytkowania w powietrzu konkretnego samolotu. Pilot powinien zwracać uwagę na objawy oblodzenia układu dolotowego, szczególnie jeśli w powietrzu jest widoczna woda w kaŝdej postaci (chmury, mgła, mŝawka, opady itp.) lub jeśli inne symptomy wskazują na duŝą wilgotność powietrza (np. bardzo mała róŝnica między temperaturą otoczenia a temperaturą punktu rosy). W czasie lotu naleŝy obserwować wskazania prędkości obrotowej, ciśnienia w układzie dolotowym, temperatury w gaźniku lub układzie dolotowym i temperatury spalin wiedząc, Ŝe niewielkie spadki ich wartości mogą wskazywać na powstawanie oblodzenia układu dolotowego silnika. Okresowo pilot powinien włączać system przeciwoblodzeniowy dla sprawdzenia czy nie występują objawy oblodzenia, przy czym musi pamiętać, Ŝe do usunięcia lodu potrzebne jest co najmniej 15 sekund, a silnik moŝe pracować nierówno podczas topienia się lodu. W przypadku, gdyby oblodzenie było na tyle intensywne, Ŝe silnik wyłączy się samoczynnie naleŝy pozostawić włączony system przeciwoblodzeniowy, poniewaŝ dostarczane przezeń jeszcze przez pewien czas po wyłączeniu się silnika ciepło moŝe okazać się wystarczające do stopienia lodu, co moŝe pozwolić na uruchomienie silnika. Jeśli warunki sprzyjają powstaniu oblodzenia wskutek zamarzania wody zawartej w powietrzu (chmury, opady itp.), pilot powinien uruchomić

33 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 33 podgrzewanie układu dolotowego lub doprowadzenie powietrza z wlotu dodatkowego, poniewaŝ w przypadku ich zbyt późnego włączenia lód moŝe utworzyć się na elementach wykonawczych zaworów doprowadzających ciepłe powietrze uniemoŝliwiając ich przestawienie. Układ dolotowy jest szczególnie naraŝony na oblodzenie podczas pracy silnika na zakresach, w których występują małe otwarcia przepustnicy, co jest z jednej strony związane z łatwością zablokowania przez lód niewielkich szczelin między krawędziami przepustnicy a ściankami gaźnika oraz zablokowania otworów rozpylaczy paliwa a zmniejszoną wydajnością systemów przeciwoblodzeniowych z drugiej. W związku z tym systemy przeciwoblodzeniowe naleŝy włączać przed przestawieniem dźwigni sterowania silnikiem w połoŝenie odpowiadające fazie zniŝania lub autorotacji. Zachowanie takiej kolejności czynności pozwala na podgrzanie powietrza w układzie dolotowym we wstępnej fazie zniŝania, zanim np. obniŝy się temperatura czynnika wykorzystywanego przez system przeciwoblodzeniowy, np. spalin lub powietrza opływającego cylindry. Podczas dłuŝszego lotu ze zmniejszoną mocą silnika naleŝy okresowo, np. co 150 m spadku wysokości lotu, zwiększać moc silnika do przelotowej i włączać system przeciwoblodzeniowy w celu stopienia lodu, który mógł się utworzyć w układzie dolotowym podczas przerw między kolejnymi uruchomieniami tego systemu. W ramach czynności sprawdzających przed lądowaniem naleŝy skontrolować równieŝ prawidłowość działania systemu przeciwoblodzeniowego zwracając uwagę, czy po jego włączeniu zachodzi zmniejszanie się wartości prędkości obrotowej lub ciśnienia w układzie dolotowym, a później czy następuje wzrost tych wartości po wyłączeniu systemu przeciwoblodzeniowego. JeŜeli Instrukcja uŝytkowania w powietrzu konkretnego statku powietrznego nie przewiduje inaczej, krąg nad lotniskiem i lądowanie naleŝy wykonywać z włączonym systemem przeciwoblodzeniowym ze względu na małe otwarcie przepustnicy w tej fazie lotu. Dla niektórych statków powietrznych, w celu zapewnienia odpowiedniej reakcji zespołu napędowego w przypadku konieczności wykonania przejścia na drugi krąg, zaleca się wyłączenie systemu przeciwoblodzeniowego w trakcie lądowania na wysokości ok m. JeŜeli przed podjęciem decyzji o przejściu na drugi krąg (lub decyzji o natychmiastowym starcie) system przeciwoblodzeniowy był włączony, naleŝy go wyłączyć jednocześnie z przemieszczeniem dźwigni sterowania silnikiem dla zwiększenia mocy silnika do maksymalnej lub tak szybko jak jest to moŝliwe po przemieszczeniu tej dźwigni. Pozostawienie włączonego systemu

34 34 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych przeciwoblodzeniowego moŝe spowodować, Ŝe silnik nie osiągnie mocy wystarczającej do kontynuowania zadania. Po wylądowaniu naleŝy wyłączyć system podgrzewania układu dolotowego lub doprowadzenie powietrza z wlotu dodatkowego przed rozpoczęciem kołowania na stanowisko postojowe Badania zdarzeń lotniczych związanych z oblodzeniem silników Rozpoznanie, Ŝe przyczyną jakiegoś zdarzenia było oblodzenie często nie jest sprawą łatwą, poniewaŝ lód topnieje nie pozostawiając Ŝadnych śladów. W wielu wypadkach do ustalenia takiej, a nie innej przyczyny komisja badająca zdarzenie dochodzi drogą eliminacji innych czynników. W przypadku, gdy silnik, który utracił moc lub wyłączył się daje się później uruchomić i pracuje prawidłowo podczas badań, w zbiornikach znajdowało się paliwo, instalacja paliwowa działa zgodnie z wymaganiami, a wszystkie przełączniki znajdują się w odpowiednim połoŝeniu, analizuje się warunki meteorologiczne oraz czynności podejmowane przez załogę. Jeśli udaje się wyeliminować wszystkie inne moŝliwe przyczyny spadku mocy silnika, a warunki meteorologiczne są sprzyjające, wówczas uznaje się, Ŝe najbardziej prawdopodobną przyczyną zdarzenia było oblodzenie układu dolotowego silnika [95]. PoniŜej przedstawiono wybrane, spośród wielu przeanalizowanych (np. [34, 72, 73, 74, 75, 115, 116, 117, 118, 119, 120, 142, 143, 144, 145, 146, 147, 157]), przykłady charakterystycznych zdarzeń lotniczych w Polsce i na świecie, których przyczyną było oblodzenie układów dolotowych silników tłokowych, a takŝe powstanie niniejszej rozprawy. Śmigłowiec Robinson R44 podczas treningu autorotacji zniŝał się z silnikiem pracującym na biegu jałowym. Przed lądowaniem pilot postanowił zwiększyć zakres pracy silnika, jednak silnik nie zareagował na zmianę połoŝenia dźwigni sterowania. Śmigłowiec uderzył o ziemię belką ogonową, która odłamała się, po czym śmigłowiec gwałtownie zaczął się obracać w prawo. Pilot zdołał ustawić śmigłowiec w połoŝeniu poziomym i wykonał twarde lądowanie. Po zatrzymaniu się wirnika nośnego załoga opuściła śmigłowiec. Pilot przyznał podczas badania przyczyn zdarzenia, Ŝe w czasie treningu autorotacji nie stosował podgrzewania gaźnika, podczas, gdy warunki meteorologiczne (temperatura otoczenia +18 o C, temperatura punktu rosy +11 o C) wskazywały na umiarkowane zagroŝenie oblodzeniem podczas pracy silnika na zakresie przelotowym oraz na powaŝne w fazie zniŝania.

35 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 35 Uczeń wykonywał samodzielny lot treningowy samolotem Cessna 172C. Wkrótce po rozpoczęciu zniŝania z wysokości ok m w celu lądowania na znajdującym się w odległości ok. 1 mili lotnisku pilot zameldował, Ŝe silnik zaczął przerywać, a następnie wyłączył się. Próby uruchomienia silnika nie powiodły się. PoniewaŜ odległość do lotniska była zbyt duŝa, a pilot obawiał się zaczepienia o linie energetyczne, podjął on decyzję o lądowaniu awaryjnym na polu kukurydzy. Podczas lądowania samolot został uszkodzony. Komisja badająca zdarzenie stwierdziła, Ŝe stan techniczny płatowca i silnika przed lotem nie budził zastrzeŝeń. W trakcie badań silnik został uruchomiony i pracował prawidłowo. Ustalono, Ŝe podczas lotu niebo było czyste, widoczność wynosiła 10 mil, temperatura otoczenia +29 o C, natomiast temperatura punktu rosy +20 o C, co, zgodnie z diagramem do określania zagroŝenia oblodzeniem silników tłokowych obowiązującym w Kanadzie, wskazywało na powaŝne zagroŝenie oblodzeniem podczas zniŝania. Komisja stwierdziła, Ŝe przyczyną zdarzenia było nieprzestrzeganie przez pilota o małym doświadczeniu (nalot 41 godzin) zapisanych w instrukcji uŝytkowania w powietrzu procedur związanych z przeciwdziałaniem oblodzeniu silnika. Podczas wykonywania lotu szkolnego na samolocie Cessna 152 po uzyskaniu zadanej wysokości zmniejszono zakres pracy silnika, co spowodowało obniŝenie prędkości obrotowej wału z 2100 obr/min do 1800 obr/min. Układ podgrzewania gaźnika był włączony. Po osiągnięciu zadanego punktu trasy instruktor zauwaŝył, Ŝe samolot znajduje się na zbyt duŝej wysokości i nakazał uczniowi jej zmniejszenie. W tym celu uczeń zmniejszył prędkość obrotową do około 1700 obr/min. Wkrótce potem silnik stracił moc, a prędkość obrotowa spadła do wartości obr/min. Próby zwiększenie zakresu pracy silnika poprzez przesunięcie dźwigni sterowania silnikiem przez ucznia nie przyniosły rezultatu, natomiast instruktorowi udało się ją zwiększyć jedynie o około obr/min. Instruktor przejął stery i wyprowadził samolot znad terenu zabudowanego, próbując róŝnych ustawień dźwigni sterowania silnikiem oraz róŝnych połoŝeń zaworu sterującego podgrzewaniem gaźnika. PoniewaŜ nie udało się zwiększyć zakresu pracy silnika, instruktor wylądował awaryjnie w terenie przygodnym. Późniejsze sprawdzenie warunków meteorologicznych panujących w czasie lotu wykazało, Ŝe podczas wznoszenia samolotu temperatura powietrza zmniejszyła się z +18 o C do +10 o C przy jednoczesnym wzroście wilgotności względnej z 64% do 90%. Porównanie tych danych z diagramem do określania zagroŝenia oblodzeniem układu dolotowego pozwoliło ustalić, Ŝe samolot wznosił się początkowo w warunkach, w których oblodzenie mogło wystąpić jedynie przy zmniejszonej mocy silnika, ale później warunki sprzyjały pojawieniu się oblodzenia na kaŝdym zakresie pracy silnika. W efekcie zmniejszenia prędkości obrotowej dla obniŝenia wysokości lotu

36 36 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych doszło do oblodzenia układu dolotowego, co komisja badająca zdarzenie, po zapoznaniu się takŝe z wynikami prób silnika, uznała za najbardziej prawdopodobną przyczynę utraty mocy. Pilot wraz z trzema pasaŝerami wykonywał na wysokości ok m lot widokowy samolotem Maule MX Po około 40 minutach rozpoczął zniŝanie w celu wylądowania na lotnisku. Na wysokości około 400 m nad terenem pilot zauwaŝył zmniejszenie się wartości wskazań prędkości obrotowej. Przy próbie zwiększenia prędkości obrotowej silnik zaczął przerywać i nie udawało się uzyskać pełnej mocy. Pilot próbował przywrócić normalną pracę silnika przełączając zasilanie z róŝnych zbiorników paliwa oraz uŝywając wspomagającej pompy paliwowej, natomiast nie próbował włączyć systemu podgrzewania układu dolotowego, poniewaŝ uwaŝał, Ŝe temperatura powietrza jest zbyt wysoka dla powstania oblodzenia. Według aktualnej prognozy pogody temperatura powietrza na poziomie ziemi wynosiła +17 o C, temperatura punktu rosy +10 o C, a wilgotność względna 60% prognoza nie przewidywała teŝ oblodzenia (płatowca). Wobec tego, Ŝe moc silnika nie wystarczała do kontynuowania lotu poziomego, pilot podjął decyzję o awaryjnym lądowaniu na łące w odległości ok. 600 m przed lotniskiem. W trakcie lotu szybowego samolot przeleciał nad linią wysokiego napięcia i nad dachem piętrowego domu, po czym ściął wierzchołek drzewa, następnie uderzył prawym skrzydłem w dach małego budynku mieszkalnego, wkrótce po tym uderzył lewym skrzydłem w niewielką szklarnię i zderzył się z ziemią odłamując podwozie (wcześniej w wyniku uderzeń odłamało się prawe skrzydło i odpadła końcówka lewego). Pilot i pasaŝerowie odnieśli powaŝne obraŝenia, ale opuścili wrak bez pomocy osób trzecich, po czym pilot zawiadomił o wypadku drogą radiową słuŝby lotniskowe. Komisja badająca zdarzenie stwierdziła, Ŝe przyczyną utraty mocy silnika było oblodzenie gaźnika. Zwróciła jednocześnie uwagę na znajdujące się w instrukcji uŝytkowania silnika Lycoming O-360 i jego pochodnych zapisy informujące m.in., Ŝe przy odpowiedniej wilgotności powietrza moŝliwe jest wystąpienie oblodzenia układu dolotowego nawet latem, w temperaturze otoczenia w zakresie o C, poniewaŝ w wyniku wzrostu prędkości przepływu w gardzieli gaźnika oraz intensywnego odbierania ciepła wskutek parowania paliwa, temperatura w układzie dolotowym w stosunku do temperatury otoczenia moŝe obniŝyć się nawet o 39 o C. MoŜe to doprowadzić do rozpoczęcia tworzenia się lodu w rejonie rozpylaczy paliwa, a w dalszej konsekwencji do zmniejszania mocy silnika, a nawet do jego wyłączenia. Objawami oblodzenia są nieprzewidywane zmniejszanie się prędkości obrotowej, ciśnienia ładowania i mocy silnika. Ponadto instrukcja zaleca uŝywanie pełnego zakresu układu podgrzewania powietrza na wlocie do gaźnika podczas podejścia do lądowania

37 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 37 w warunkach sprzyjających oblodzeniu (i jego wyłączenie w przypadku konieczności przerwania lądowania). W trakcie lotu na samolocie Cessna 150L na wysokości ok. 200 m załoga zauwaŝyła nierówną pracę silnika oraz stopniowy spadek jego mocy. Dla utrzymania lotu poziomego pilot zwiększał otwarcie przepustnicy. Ze względu na ciągłe zmniejszanie wysokości lotu przy pełnym otwarciu przepustnicy oraz fakt, Ŝe samolot zbliŝał się do gęsto zabudowanego terenu, pilot zdecydował na wykonanie lądowania awaryjnego. Po wylądowaniu na nierównym, kamienistym podłoŝu samolot skapotował podczas dobiegu i uległ powaŝnemu uszkodzeniu, natomiast załoga nie odniosła obraŝeń. Komisja badająca przyczyny wypadku stwierdziła, Ŝe mimo iŝ temperatura otoczenia wynosiła +3 o C, a instrukcja uŝytkowania w locie samolotu ostrzegała, Ŝe powolny spadek prędkości obrotowej oraz nierówna praca silnika mogą być spowodowane poprzez oblodzenie gaźnika, to pilot nie włączył jego podgrzewania pomimo występowania objawów wskazujących na moŝliwość oblodzenia. Pilot przygotowując się do lotu turystycznego dokonał przeglądu samolotu Cessna 152 i wykonał pełną próbę jego silnika. Podczas sprawdzania działania iskrowników stwierdził, Ŝe na lewym silnik pracował nierównomiernie. Po 5 minutach podgrzewania silnika pracował on prawidłowo i pilot wystartował. Lot odbywał się przy temperaturze otoczenia około +16 o C przy wilgotności względnej 90%, a ponadto występowały intensywne, chociaŝ przelotne opady deszczu. Sześć minut po starcie silnik na krótko przerwał pracę, a później przestał reagować na zmiany połoŝenia przepustnicy. Pilot lecąc na wysokości około 180 m wykonał zakręt z zamiarem powrotu na lotnisko, jednak poniewaŝ w tym czasie wysokość lotu zmniejszyła się juŝ do ok. 90 m podjął decyzję o awaryjnym lądowaniu informując o tym słuŝby kontroli lotów. Podczas lądowania zakłóconego pojawieniem się na wybranym uprzednio polu ciągnika rolniczego samolot skapotował i został uszkodzony. Pilot oraz pasaŝer nie odnieśli obraŝeń. Komisja badająca zdarzenie uznała, Ŝe nie moŝna wykluczyć, iŝ jego przyczyną było oblodzenie układu dolotowego silnika. Wskazywał na to brak innych moŝliwych przyczyn zmniejszenia się mocy silnika oraz warunki sprzyjające oblodzeniu układu dolotowego przy jednoczesnym nie włączeniu przez pilota systemu podgrzewania tego układu. W trakcie lotu treningowego silnik samolotu Cessna 150L tuŝ po starcie zaczął na wysokości ok. 130 m przerywać, następnie przez chwilę pracował równo, później ponownie zaczął przerywać, a potem wyłączył się. Próba uruchomienia silnika w powietrzu nie powiodła się. Pilot doszedł do wniosku, Ŝe z powodu wysokiej temperatury powietrza i duŝej wilgotności doszło do oblodzenia gaźnika i postanowił lądować awaryjnie na polanie w lesie,

38 38 Analiza stanu wiedzy w zakresie oblodzenia lotniczych silników tłokowych ale minął ją i o godzinie 8.17 samolot zderzył się z drzewami. Pilot odniósł powaŝne obraŝenia. Komisja badająca zdarzenie stwierdziła, Ŝe w zbiornikach znajdowało się paliwo, a podczas oględzin samolotu i jego instalacji nie znaleziono Ŝadnych nieprawidłowości, które mogłyby być przyczyną wypadku. Silnik samolotu został zamontowany na stanowisku naziemnym i po uruchomieniu sprawdzono jego prawidłowe działanie na róŝnych zakresach pracy. Na podstawie informacji meteorologicznych (temperatura otoczenia +24 o C, temperatura punktu rosy +19 o C) oraz diagramu do określania zagroŝenia oblodzeniem silników tłokowych uznano, Ŝe warunki, w jakich odbywał się lot, sprzyjały powstaniu intensywnego oblodzenia w fazie zniŝania Podsumowanie Badania zjawiska oblodzenia układów dolotowych prowadzone były niemal od początku rozwoju lotnictwa. Doprowadziły one do opracowania wielu sposobów zabezpieczania silników, jak i zdefiniowania wymagań stawianych silnikom ze względu na zagroŝenie oblodzeniem. Ze względu na powtarzające się wypadki i katastrofy spowodowane oblodzeniem silników, w świecie podejmuje się na nowo prace zmierzające do zmniejszenia niebezpieczeństwa tych zdarzeń, gdyŝ rozwój metod pomiarowych i obliczeniowych daje szanse na lepsze poznanie zjawiska oblodzenia i zwiększenie bezpieczeństwa lotów. W wielu krajach opracowano diagramy mające ułatwić pilotom ocenę zagroŝenia oblodzeniem silników w róŝnych fazach lotu, wskazano im równieŝ metody oceny warunków meteorologicznych sprzyjających oblodzeniu w przypadkach, jeśli nie mają oni dostępu do prognoz. Z analizy dostępnych diagramów wynika, Ŝe oblodzenie silników tłokowych obserwowano przy bezchmurnym niebie w temperaturze nawet znacznie przekraczającej +30 o C. Analizy wypadków i katastrof spowodowanych oblodzeniem silników pokazują, Ŝe były one zwykle rezultatem róŝnego rodzaju błędy popełnionych przez ludzi. Do najczęstszych przyczyn tego rodzaju zdarzeń lotniczych naleŝą: nieznajomość lub nieprzestrzeganie instrukcji uŝytkowania silnika w powietrzu, niewłączone lub zbyt późno włączone podgrzewanie gaźnika, nieświadomość moŝliwości wystąpienia oblodzenia gaźnika w upalny i bezchmurny dzień itp. W literaturze polskiej poświęconej lotniczym silnikom tłokowym moŝna było co prawda znaleźć informacje mówiące o obniŝaniu się temperatury w gaźnikach, ale nie zajmowano się w niej problematyką oblodzenia silników,

39 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 39 natomiast badania koncentrowały się na innych zagadnieniach, np. problematyce wytwarzania mieszanki Udział własny autora Autor samodzielnie dokonał analizy dostępnej literatury w postaci publikacji naukowych i popularnonaukowych, raportów z badań, protokołów z wypadków i katastrof lotniczych, a takŝe artykułów prasowych itd. Wyniki analiz były przez autora publikowane w postaci artykułów, referatów konferencyjnych [42, 44] oraz wykładów i materiałów dla studentów WAT.

40

41 3. Sformułowanie problemu i określenie zakresu pracy Podjęcie przez autora tematu badania zjawisk związanych z obladzaniem układów dolotowych lotniczych silników tłokowych spowodowane było powtarzającymi się zdarzeniami będącymi ich skutkiem. Wstępne analizy materiałów źródłowych pokazywały, Ŝe na świecie rocznie jest ich kilkadziesiąt, natomiast w Polsce oblodzenie gaźnika było w ostatnich latach przyczyną wypadków przynajmniej 11 samolotów turystycznych. Ponadto okazało się, Ŝe o ile w róŝnych krajach podejmowane były badania dotyczące oblodzenia lotniczych silników tłokowych i w popularnych czasopismach lotniczych cyklicznie powtarzane są publikacje wyjaśniające to zjawisko, to w Polsce nikt się tym tematem nie zajmował. Problem jest istotny z tego powodu, Ŝe takŝe w Polsce coraz większą popularność zdobywają róŝnego rodzaju ultralekkie statki powietrzne, motolotnie i paralotnie napędzane silnikami tłokowymi, które nie są certyfikowane, czyli nie muszą spełniać praktycznie Ŝadnych wymagań dotyczących zabezpieczenia w trakcie lotu przed niekorzystnym wpływem warunków atmosferycznych. Piloci, zwłaszcza amatorzy, nie są wyposaŝeni w odpowiednią wiedzę na temat oblodzenia układów dolotowych silników tłokowych w jakich warunkach moŝe ono wystąpić, jak się przed nim zabezpieczać itp. Z rozmów z praktykującymi lotnikami niejednokrotnie wynikało, Ŝe wielu z nich nie spodziewa się oblodzenia w temperaturze przekraczającej +15 o C, podczas, gdy analiza doświadczeń innych krajów wskazuje, Ŝe do oblodzenia silników moŝe dochodzić w wysokiej temperaturze otoczenia (do 38 o C) i nawet przy stosunkowo niskiej wilgotności względnej powietrza (poniŝej 30%). PoniewaŜ prognozy lotnicze nie zawierają ostrzeŝeń o moŝliwości oblodzenia układów dolotowych silników tłokowych statków powietrznych, autor niniejszej rozprawy uznał, Ŝe istnieje potrzeba wyposaŝenia ich załóg w wiedzę niezbędną dla unikania zagroŝeń. Z przeprowadzonej analizy materiałów źródłowych wynika, Ŝe większość badań nad zjawiskiem oblodzenia lotniczych silników tłokowych została przeprowadzona w latach czterdziestych i w pierwszej połowie lat pięćdziesiątych XX wieku i w duŝej mierze dotyczyły one konkretnych modeli silników stosowanych w ówczesnych samolotach bojowych lub transportowych. Ze względu na specyfikę ich układów dolotowych, uzyskanych wyników tych badań nie da się w pełni wykorzystać w odniesieniu do współczesnych lotniczych silników tłokowych. Analiza opisu wyników nielicznych badań silników samolotów lekkich wskazuje na dalszą uŝyteczność uzyskanych w ich wyniku rezultatów, niemniej współcześnie moŝliwe jest

42 42 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych uściślenie rozwaŝanych zagadnień poprzez zastosowanie aparatury pomiarowej o większej dokładności oraz obliczeniowych i pomiarowych technik komputerowych. Ponadto nie były prowadzone badania w zakresie gaźników stosowanych w zespołach napędowych ultralekkich statków powietrznych, motolotniach i paralotniach, których konstrukcja w wielu wypadkach znacznie odbiega od konstrukcji typowych gaźników stosowanych w silnikach lotniczych samolotów sportowych lub turystycznych. Z drugiej strony wstępne analizy dostępnych materiałów wskazywały, Ŝe takŝe specjaliści badający zdarzenia lotnicze nie dysponują odpowiednimi narzędziami mogącymi wspomagać ich w określaniu przyczyn zdarzenia. Jest to o tyle zrozumiałe, Ŝe najczęściej w chwili przybycia specjalistów na miejsce wypadku czy katastrofy w układzie dolotowym silnika nie ma juŝ śladów lodu, który uległ stopnieniu. Najczęściej w takich przypadkach przyjmuje się, Ŝe jeśli z opisu pilota lub świadków wynika, Ŝe w czasie lotu wystąpiły problemy z działaniem silnika, a w trakcie oględzin nie stwierdzono uszkodzeń mechanicznych, a zwłaszcza jeśli silnik daje się uruchomić i pracuje bez zakłóceń a jednocześnie z diagramu do określania zagroŝenia oblodzeniem silników tłokowych wynika, iŝ w trakcie lotu występowały warunki sprzyjające oblodzeniu ich układu dolotowego, uznaje się, iŝ przyczyną problemów w pracy silnika było właśnie oblodzenie. NaleŜy zauwaŝyć, Ŝe do badania procesu obladzania lotniczych silników tłokowych nie moŝna zastosować takiego podejścia jak przy analizie procesu oblodzenia płatowca ze względu na przepływy wewnątrz kanałów oraz takiego, jak w przypadku silników turbinowych ze względu na fakt, iŝ czynnik roboczy przepływający przez układ dolotowy silnika tłokowego zawiera paliwo. W związku z powyŝszym, autor w postawił przed sobą trzy zasadnicze cele: 1. Uzyskanie poszerzonej wiedzy na temat oblodzenia lotniczych silników tłokowych w celu jej upowszechnienia wśród pilotów i personelu technicznego, w szczególności uŝytkujących konstrukcje ultralekkie, motolotnie i paralotnie. 2. Opracowanie narzędzi wspomagających pracę członków komisji badania wypadków lotniczych. 3. Opracowanie nowej metodyki badania gaźników lotniczych. Dla realizacji ww. celów autor uznał przede wszystkim za niezbędne: uściślenie wyników uzyskanych wcześniej przez innych badaczy na podstawie badań eksperymentalnych prowadzonych z wykorzystaniem współczesnych osiągnięć techniki,

43 Sformułowanie problemu i określenie zakresu pracy 43 przeprowadzenie obliczeń numerycznych i weryfikacji eksperymentalnej ich wyników, poddanie badaniom przede wszystkim gaźników stosowanych współcześnie w ultralekkich statkach powietrznych oraz motolotniach i paralotniach. W trakcie realizacji badań na podstawie uzyskiwanych na bieŝąco wyników wyznaczano cele cząstkowe i modyfikowano istniejące. Niektóre z analiz oraz badań eksperymentalnych, jak i numerycznych prowadzone były w tym samym czasie i uzyskiwane w ich trakcie wyniki powodowały modyfikacje programów równocześnie prowadzonych badań. Część badań, których wyniki opublikowano w rozprawie, była prowadzona bezpośrednio przez autora niniejszej rozprawy, natomiast w części autor aktywnie współuczestniczył jako kierownik: projektów badawczych, prac prowadzonych w ramach koła naukowego przez studentów WAT [135] oraz ich prac magisterskich i podyplomowych [80, 82, 94, 152], organizując badania i uczestnicząc w nich, przygotowując dane wyjściowe do obliczeń, analizując uzyskiwane wyniki, wyznaczając cele i sposoby dalszych badań. Badania rozpoczęto od analizy literatury naukowej, technicznej i popularno-lotniczej poświęconej tematyce oblodzenia układów dolotowych lotniczych silników tłokowych, zapoznano się z dostępnymi wynikami badań prowadzonych w innych krajach, a takŝe przebiegiem i skutkami wypadków lotniczych spowodowanych przez rozpatrywane zjawisko. Syntetyczny opis tej analizy zawarto w rozdziale drugim niniejszej rozprawy. Na podstawie opublikowanych za granicą diagramów przeznaczonych dla pilotów jako pomoc do oceny stopnia zagroŝenia oblodzeniem silników lotniczych stworzono własny diagram, na którym granice stref o określonym stopniu zagroŝenia były obwiednią stref o takim samym zagroŝeniu pokazanych na diagramach źródłowych. Korzystając z opracowanego diagramu, na podstawie danych zbieranych dwukrotnie w ciągu doby przez sondy stacji meteorologicznych w Łebie, Legionowie i we Wrocławiu, dokonano analizy zagroŝenia oblodzeniem układów dolotowych lotniczych silników w Polsce (a takŝe w Czechach i na Słowacji, czego nie ujęto w rozprawie) w latach Ta część pracy stanowi temat czwartego rozdziału rozprawy. Dysponując pewną wiedzą wynikającą z przeprowadzonej analizy literatury, dokonano przeglądu pod kątem podatności na oblodzenie rozwiązań konstrukcyjnych współczesnych układów dolotowych lotniczych silników tłokowych, a w szczególności gaźników, stosowanych w silnikach lotniczych nie tylko certyfikowanych, ale takŝe tych uŝywanych w motolotniach i paralotniach. Pozwoliło to na sformułowanie w rozdziale piątym wniosku,

44 44 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Ŝe najbardziej zagroŝone oblodzeniem są układy dolotowe, w których stosowane są gaźniki z rozpylaczami umieszczonymi przed przepustnicami. Równolegle z kontynuacją prac analitycznych przystąpiono do wykonywania badań eksperymentalnych. Przeprowadzono szereg pomiarów temperatury w róŝnych punktach kanałów przepływowych układów dolotowych z róŝnymi rodzajami gaźników z przepustnicą uchylną, z przepustnicą tłokową i podciśnieniowych (o zmiennym polu przekroju gardzieli z przepustnicą uchylną), które potwierdziły występowanie duŝych spadków temperatury w układach dolotowych, szczególnie w strefach odparowywania paliwa. Badania prowadzono głównie na ziemi, ale część z nich przeprowadzono takŝe w powietrzu. Opis badań eksperymentalnych zawarto w rozdziale szóstym rozprawy. Wyniki badań gaźnika z przepustnicą uchylną porównano z wynikami obliczeń numerycznych, w których w formie warunków brzegowych uwzględniono wyniki wstępnych pomiarów parametrów badanego układu. Podczas realizacji badań dokonano takŝe analiz szczegółowych wybranych zagadnień związanych z oblodzeniem układów dolotowych lotniczych silników tłokowych. Modelowaniu numerycznemu oraz wykonanym obliczeniom poświęcono rozdział siódmy rozprawy. W ósmym rozdziale rozprawy zawarto wnioski i uwagi końcowe sformułowane na podstawie przeprowadzonych analiz oraz wyników badań, modelowania numerycznego i obliczeń. Do rozprawy dołączono takŝe spis literatury źródłowej, z której korzystano w trakcie badań, jak równieŝ materiałów opublikowanych podczas badań, których autorem lub współautorem był autor niniejszej rozprawy. Biorąc pod uwagę niedostępność materiałów w języku polskim dla pilotów oraz personelu technicznego i fakt, Ŝe podjęty temat ma istotne znaczenie dla bezpieczeństwa wykonywania lotów autor rozprawy zdecydował się na publikację wyników badań cząstkowych juŝ w trakcie ich uzyskiwania, m.in. w roku 2005 wskazano na zagroŝenie oblodzeniem silników tłokowych w wydanej w Instytucie Technicznym Wojsk Lotniczych ksiąŝce przeznaczonej dla personelu Sił Powietrznych RP [37], a w 2006 opublikowano artykuł w czasopiśmie Przegląd lotniczy Aviation Revue [42], przedstawiono referaty na konferencjach naukowych (KONES, Mechanika w Lotnictwie, Modelowanie inŝynierskie) oraz seminariach (Instytut Lotnictwa, 2009) oraz publikowano je w materiałach konferencyjnych oraz wydawnictwach naukowo-technicznych [35, 36, 38, 39, 40, 44, 45]. Wyniki badań były i są takŝe prezentowane przez autora niniejszej rozprawy w trakcie wykładów z przedmiotów Silniki lotnicze

45 Sformułowanie problemu i określenie zakresu pracy 45 i kosmiczne, Konstrukcja lotniczych zespołów napędowych oraz Eksploatacja i diagnozowanie lotniczych zespołów napędowych prowadzonych przez autora dla studentów kierunków lotniczych studiów stacjonarnych, niestacjonarnych i podyplomowych Wydziału Mechatroniki i Lotnictwa w Wojskowej Akademii Technicznej, jak równieŝ na szkoleniach w ramach modułów M-14 Napędy lotnicze oraz M-16 Lotnicze silniki tłokowe dla słuchaczy kursów personelu lotniczego wg EASA PART-66 w organizacji PART-147 realizowanych w Instytucie Techniki Lotniczej Wydziału Mechatroniki WAT (certyfikat PART/147/1/2004) oraz podczas szkolenia dla pilotów oblatywaczy (Bydgoszcz, 2008).

46

47 4. Analiza warunków meteorologicznych w Polsce Silniki powinny umoŝliwiać bezpieczną eksploatację statku powietrznego, na którym są zamontowane, w kaŝdych warunkach, jakie są dopuszczalne dla danego statku powietrznego Diagram zbiorczy do określania zagroŝenia oblodzeniem lotniczych silników tłokowych Ze względu na występowanie róŝnic między poszczególnymi diagramami do określania zagroŝenia oblodzeniem lotniczych silników tłokowych, w Instytucie Techniki Lotniczej WAT w 2005 roku [42] opracowano, m.in. na podstawie diagramów dostępnych w róŝnych źródłach [22, 23, 25, 48, 83, 84, 111, 150, 153, 154], zbiorczy diagram (rys. 4.1) przeznaczony do oceny moŝliwości wystąpienia oblodzenia układów dolotowych lotniczych silników tłokowych. KaŜde pole tego diagramu jest sumą pól o takim samym stopniu zagroŝenia prezentowanych na diagramach źródłowych. Na diagramie wydzielono 4 strefy odpowiadające róŝnym stopniom zagroŝenia oblodzeniem, w których: zagroŝenie oblodzeniem nie występuje (strefa 0), istnieje moŝliwość wystąpienia oblodzenia o małej intensywności w fazie zniŝania lub podczas przelotu (strefa 1), moŝe wystąpić oblodzenie o umiarkowanej intensywności w fazie przelotu lub o duŝej intensywności podczas zniŝania (strefa 2), oblodzenie o duŝej intensywności moŝe wystąpić w kaŝdej fazie lotu (strefa 3). PoniewaŜ diagram ten przeznaczony jest przede wszystkim dla pilotów, uzaleŝnia się zagroŝenie oblodzeniem w zaleŝności od fazy lotu, a nie od odpowiadających im określonych połoŝeń przepustnicy w gaźniku silnika czy teŝ zakresów pracy silnika. NaleŜy zwrócić uwagę, Ŝe diagram przedstawiony na rys. 4.1, podobnie jak diagramy źródłowe, dotyczą warunków, w których woda nie występuje w powietrzu w postaci widocznej, np. jako mgła, chmury, deszcz itp. Obecność w powietrzu wody w postaci widocznej zwiększa moŝliwość wystąpienia oblodzenia.

48 48 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Rys Diagram do określania moŝliwości wystąpienia oblodzenia elementów układu dolotowego lotniczego silnika tłokowego (0 3 oznaczenia stref zagroŝenia oblodzeniem) 4.2. Analiza warunków meteorologicznych w Polsce Diagram zaprezentowany na rys. 4.1 wykorzystano do oceny moŝliwości wystąpienia oblodzenia lotniczych silników tłokowych w Polsce. Analizę tę przeprowadzono na podstawie danych meteorologicznych udostępnianych na stronach uniwersytetu w Wyoming, zawierających m.in. wartości temperatury otoczenia, temperatury punktu rosy i wilgotności względnej, z lat rejestrowane dwukrotnie w ciągu doby (godz. 00 i 12 uniwersalnego czasu koordynowanego UTC 8 ) przez sondy stacji 8 UŜywany w nawigacji lotniczej uniwersalny czas koordynowany UTC (Coordinated Universal Time, odpowiadający wojskowemu Zulu time) jest wzorcowym czasem określanym na podstawie międzynarodowego czasu atomowego TAI (International Atomic Time). Czas UTC zastąpił uŝywany wcześniej czas GMT (Greenwich Mean Time). Dla obliczenia lokalnego czasu w Polsce do czasu UTC naleŝy dodać 2 godziny w okresie obowiązywania czasu letniego lub 1 godzinę w okresie obowiązywania czasu zimowego.

49 Analiza warunków meteorologicznych w Polsce 49 meteorologicznych w Łebie, w Legionowie i we Wrocławiu. Wyniki dla godziny 00 UTC są o tyle istotne, Ŝe co prawda loty nocne na lekkich statkach powietrznych wyposaŝonych w silniki tłokowe wykonują głównie doświadczeni piloci, jednak wyniki pomiarów prowadzonych o tej godzinie bardziej odpowiadają warunkom występującym w godzinach porannych niŝ wyniki pomiarów z godziny 12 UTC [22], więc w podobnych warunkach latają takŝe początkujący adepci lotnictwa. Napisano aplikację w środowisku MatLab, która nanosi punkty o współrzędnych odpowiadających wartościom temperatury powietrza i temperatury punktu rosy lub wilgotności względnej na diagram i oblicza procentowe udziały dni, w których występowały warunki meteorologiczne zawierające się w poszczególnych strefach zagroŝenia oblodzeniem oraz oblicza wartości średnie temperatury otoczenia i wilgotności względnej. Dla kaŝdego z miast, osobno dla godziny 00 i 12, wykonano indywidualne diagramy dla wszystkich dni w poszczególnych miesiącach oraz zbiorcze dla kaŝdego roku i dla całego rozpatrywanego okresu. Na rys porównano rozkład zagroŝenia oblodzeniem w poszczególnych strefach w miesiącach o najniŝszej i najwyŝszej 9 średniej temperaturze miesięcznej w latach dla Legionowa, Łeby i Wrocławia. Na wykresach wypisano procentowy udział dni, w których warunki meteorologiczne mieściły się w określonych strefach zagroŝenia oblodzeniem przedstawionych na rys. 4.1 oraz uśrednione wartości wilgotności względnej i temperatury otoczenia. Analiza wyników pokazuje, Ŝe w styczniu występowała większa liczba dni, w które warunki o godzinie 00 mieściły się w strefie zagroŝenia oblodzeniem o duŝej intensywności w kaŝdej fazie lotu (strefa 3) niŝ w lipcu, natomiast o godzinie 12 w styczniu co prawda zmniejszył się procentowy udział dni, dla których wartości temperatury otoczenia i wilgotności względnej powietrza usytuowane były w tej strefie, ale zwiększył się udział dni, w które występowały warunki meteorologiczne znajdujące w strefie zagroŝenia oblodzeniem o umiarkowanej intensywności w fazie przelotu lub o duŝej intensywności podczas zniŝania (strefa 2). ZagroŜenie dla załóg i pasaŝerów w lipcu było więc niewiele mniejsze, gdyŝ kaŝdy lecący statek powietrzny zwykle przez pewien czas wykonuje przelot na określonej wysokości, a następnie przed przyziemieniem musi przejść przez fazę zniŝania. 9 Dla wszystkich porównywanych miast poza Legionowem najwyŝsze średnie temperatury miesięczne w latach o godzinie 00 występowały w lipcu, natomiast w Legionowie były one o 0,1 o C niŝsza niŝ w sierpniu (por. rys. 4.4, jednak dla ułatwienia porównywania wyników uzyskanych w poszczególnych miastach takŝe dla Legionowa wybrano do prezentacji dane z lipca.

50 50 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych a b Rys Wartości temperatury otoczenia i temperatury punktu rosy występujące w latach o godzinie 00 (kolumna lewa) i 12 (kolumna prawa) w poszczególnych dniach stycznia w Legionowie (a), w Łebie (b) i we Wrocławiu (c) naniesione na diagram do oceny zagroŝenia c

51 Analiza warunków meteorologicznych w Polsce 51 oblodzeniem a b Rys Wartości temperatury otoczenia i temperatury punktu rosy występujące w latach o godzinie 00 (kolumna lewa) i 12 (kolumna prawa) w poszczególnych dniach lipca w Legionowie (a), w Łebie (b) i we Wrocławiu (c) naniesione na diagram do oceny zagroŝenia oblodzeniem c

52 52 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Na rys zaprezentowano osobno dla poszczególnych miast prawdopodobieństwo wystąpienia dni, w które warunki meteorologiczne sprzyjały oblodzeniu układów dolotowych lotniczych silników tłokowych w poszczególnych fazach lotu w latach w kolejnych miesiącach o godzinie 00 i 12 UTC. Prawdopodobieństwo wystąpienia warunków mieszczących się w poszczególnych strefach oznaczono odpowiednio odcieniami szarości od najciemniejszego (czarnego) dla strefy 3 do najjaśniejszego (białego) dla strefy 0. Nad wykresami wypisano uśrednione wartości wilgotności względnej i temperatury otoczenia w kolejnych miesiącach. Uzyskane wyniki potwierdzają zauwaŝoną wcześniej prawidłowość, Ŝe przy spadku w miesiącach letnich, w porównaniu do zimowych, prawdopodobieństwa wystąpienia dni, w które wartości temperatury i wilgotności względnej powietrza znajdowały się w strefie 3 (por. rys. 4.1.) ograniczającej obszar warunków meteorologicznych odpowiadających zagroŝeniu oblodzeniem o duŝej intensywności w kaŝdej fazie lotu, nastąpił wzrost liczby dni, w które występowały warunki meteorologiczne mieszczące się w strefie 2, która odpowiada zagroŝeniu oblodzeniem o umiarkowanej intensywności w fazie przelotu lub o duŝej intensywności podczas zniŝania.

53 Analiza warunków meteorologicznych w Polsce 53 a b Rys Rozkład zagroŝenia oblodzeniem układów dolotowych lotniczych silników tłokowych w poszczególnych miesiącach w latach w Legionowie o godzinie 00 (a) i 12 (b) odcieniami szarości zaznaczono strefy zagroŝenia odpowiadające diagramowi z rys. 4.1 (czarny strefa 3...biały strefa 0)

54 54 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych a b Rys Rozkład zagroŝenia oblodzeniem układów dolotowych lotniczych silników tłokowych w poszczególnych miesiącach w latach w Łebie o godzinie 00 (a) i 12 (b) odcieniami szarości zaznaczono strefy zagroŝenia odpowiadające diagramowi z rys. 4.1 (czarny strefa 3...biały strefa 0)

55 Analiza warunków meteorologicznych w Polsce 55 a b Rys Rozkład zagroŝenia oblodzeniem układów dolotowych lotniczych silników tłokowych w poszczególnych miesiącach w latach we Wrocławiu o godzinie 00 (a) i 12 (b) odcieniami szarości zaznaczono strefy zagroŝenia odpowiadające diagramowi z rys. 4.1 (czarny strefa 3...biały strefa 0)

56 56 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Analiza wyników z całego rozpatrywanego okresu pozwala zauwaŝyć, Ŝe w porze nocnej oraz rankiem powyŝej 75% dni, w których pojawiało się zagroŝenie oblodzeniem układów dolotowych lotniczych silników tłokowych w kaŝdej fazie lotu, występowało od kwietnia do czerwca oraz od sierpnia do grudnia. W lipcu takich dni było ok %, natomiast najmniej % było ich w miesiącach zimowych od stycznia do marca. Zsumowanie wyników odpowiadających zagroŝeniu silnym oblodzeniem w kaŝdej fazie lotu i silnym oblodzeniem w fazie zniŝania wskazywało jednak na moŝliwość jego wystąpienia niemal kaŝdego dnia od marca do grudnia oraz przez ok % dni od stycznia do marca. Wyniki analizy zagroŝenia oblodzeniem w porze dziennej pokazują, Ŝe było ono niŝsze niŝ w porze nocnej. PowyŜej 75% dni z zagroŝeniem silnym oblodzeniem w kaŝdej fazie lotu występowało w Łebie, w Legionowie i we Wrocławiu w listopadzie i w grudniu oraz w pierwszym z tych miast dodatkowo jeszcze w kwietniu i październiku, a było bliskie tej wartości w maju. Najmniejsze zagroŝenie silnym oblodzeniem w kaŝdej fazie lotu występowało w pierwszych pięciu miesiącach roku, szczególnie w Legionowie i we Wrocławiu (ok % dni), natomiast było większe w Łebie ( % dni). W miesiącach letnich (lipiec sierpień) zagroŝenie silnym oblodzeniem w kaŝdej fazie lotu znacznie spadało (poniŝej 20%), ale za to istotnie wzrastało zagroŝenie silnym oblodzeniem w fazie zniŝania (do 85%). Zbiorcze wyniki analiz meteorologicznych dla wszystkich dni z lat , oddzielnie dla godziny 00 i 12 naniesione na diagram do określania stopnia zagroŝenia oblodzeniem pokazano na rys. 4.7, natomiast na rys. 4.8 zaprezentowano prawdopodobieństwo wystąpienia warunków meteorologicznych mieszczących się w poszczególnych strefach zagroŝenia w rozpatrywanych miastach w ciągu całego rozpatrywanego okresu (por. rys. 4.1). Sumując wyniki świadczące o moŝliwości wystąpienia oblodzenia o duŝej intensywności w kaŝdej fazie lotu lub w fazie zniŝania, moŝna zauwaŝyć, Ŝe występuje ono przez ok. 90% dni w kaŝdym miesiącu zarówno w porze dziennej, jak i nocnej.

57 Analiza warunków meteorologicznych w Polsce 57 a b Rys Wartości temperatury otoczenia i temperatury punktu rosy występujące w poszczególnych dniach w latach o godzinie 00 (kolumna lewa) i 12 (kolumna prawa) w Legionowie (a), Łebie (b) i we Wrocławiu (c) naniesione na diagram do oceny zagroŝenia oblodzeniem c

58 58 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych a b Rys Rozkład zagroŝenia oblodzeniem układów dolotowych lotniczych silników tłokowych w latach w Łebie (1), Legionowie (2) i Wrocławiu (3) o godzinie 00 (a) i o godzinie 12 (b) odcieniami szarości zaznaczono strefy zagroŝenia odpowiadające diagramowi z rys. 4.1 (czarny strefa 3...biały strefa 0)

59 Analiza warunków meteorologicznych w Polsce Podsumowanie Analiza uzyskanych wyników pokazuje, Ŝe nocą poza pierwszymi trzema miesiącami roku praktycznie kaŝdego dnia naleŝy liczyć się z moŝliwością wystąpienia oblodzenia o duŝej intensywności układów dolotowych silników tłokowych w kaŝdej fazie lotu, a zwłaszcza w fazie zniŝania (97-100%). Wzrost zagroŝenia nocą i rankiem wynika ze znacznego wzrostu wilgotności względnej powietrza (zwykle jej wartość przewyŝsza 80%) po zachodzie słońca w temperaturze otoczenia z zakresu ( ) o C. ZagroŜenie jest nieco niŝsze tylko w miesiącach zimowych, gdy temperatura spada poniŝej 5 o C. Podobnie jest w ciągu dnia zimą zagroŝenie oblodzeniem o duŝej intensywności jest najmniejsze (62-77% w Legionowie, 72-84% we Wrocławiu i 80-87% w Łebie), natomiast w pozostałych miesiącach roku w okolicach Łeby występuje w ciągu % dni, w Legionowie przez % dni, a we Wrocławiu od 90 do 100% dni w roku. W ciągu dnia zmniejsza się niebezpieczeństwo oblodzenia układu dolotowego silnika we wszystkich fazach lotu (dla Legionowa i Wrocławia występuje głównie późną jesienią, dla Łeby wiosną i jesienią), ale jednocześnie, szczególnie latem, wzrasta moŝliwość wystąpienia oblodzenia w fazie zniŝania. ZagroŜenie oblodzeniem w kaŝdych warunkach lotu jest większe na obszarach nadmorskich (Łeba) niŝ połoŝonych w głębi lądu, głównie ze względu na większą wilgotność powietrza. Podobnie, zwiększone niebezpieczeństwo moŝe takŝe występować na obszarach z duŝymi skupiskami jezior (np. Mazury). Porównanie uzyskanych wyników ze stosunkowo małą liczbą (kilka w ciągu roku) zdarzeń lotniczych w Polsce spowodowanych oblodzeniem układów dolotowych silników, przy ciągle rosnącej liczbie nie tylko klasycznych samolotów i śmigłowców, ale i konstrukcji ultralekkich, motolotni i paralotni, nakazuje zastanowić się, czy zawsze moŝna do nich stosować uŝywane w świecie od wielu lat diagramy do określania zagroŝenia oblodzeniem Udział własny autora Autor zaproponował przeprowadzenie analizy warunków meteorologicznych w Polsce i odszukał dane z polskich stacji meteorologicznych gromadzone na uniwersytecie w Wyoming. Opracował zbiorczy diagram do określania zagroŝenia oblodzeniem lotniczych silników tłokowych, napisał program w języku MatLab do analizy danych meteorologicznych, a takŝe opracował uzyskane wyniki.

60 60 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Wyniki analiz były przez autora publikowane w postaci wykładów i materiałów dla studentów WAT, ponadto autor wraz z innymi osobami uczestniczącymi w badaniach publikował w postaci artykułów i referatów konferencyjnych [35, 44].

61 5. Analiza konstrukcji układów dolotowych i gaźników współcześnie stosowanych w lotniczych silnikach tłokowych Zadaniem układów dolotowych silników tłokowych jest doprowadzenie do cylindrów aerozolu powietrzno-paliwowego (mieszanki palnej) lub tylko powietrza. Podstawowe konfiguracje układów dolotowych współcześnie stosowanych lotniczych silników tłokowych przedstawiono na rys. 5.1 [3, 11, 20, 65, 86, 87, 88, 91, 93, 127, 133]. Rys Schematy układów dolotowych lotniczych silników tłokowych z gaźnikiem pływakowym (a), z gaźnikiem przeponowym (b), z wtryskiem niskociśnieniowym (c), z wtryskiem bezpośrednim (d):1 chwyt powietrza wyposaŝony w filtr, 2 gaźnik, 3 rozpylacz paliwa, 4 przepustnica, 5 zawór sterujący dopływem podgrzanego powietrza, 6 wtryskiwacze paliwa

62 62 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych W większości samolotów powietrze zasysane jest do układu dolotowego poprzez chwyt powietrza usytuowany w przedniej części kadłuba. Wewnątrz chwytu zamontowany jest powierzchniowy filtr powietrza zabezpieczający silnik przed dostawaniem sie do niego zanieczyszczeń. Układy dolotowe lotniczych silników tłokowych róŝnią się przede wszystkim rodzajem współpracujących z nimi układów zasilania i ich konstrukcją. Współcześnie powszechnie w lotniczych silnikach tłokowych stosuje się układy zasilania gaźnikowe lub z niskociśnieniowym wtryskiem paliwa. W przypadku gaźnikowych układów zasilania, powietrze wpływa do gaźnika. W gardzieli gaźnika panuje podciśnienie, które powoduje zasysanie paliwa z rozpylacza i tworzenie mieszanki paliwowo-powietrznej. Ilość podawanej do cylindrów mieszanki palnej regulowana jest przez przepustnicę. W przypadku układów zasilania z wtryskiem niskociśnieniowym paliwo podawane jest do układu dolotowego z wtryskiwaczy znajdujących sie tuŝ przed zaworami dolotowymi. W takich układach przepustnica reguluje ilość powietrza wpływającego do cylindrów. W zaleŝności od układu sterowania ilość paliwa wtryskiwanego do układu dolotowego regulowana jest z wykorzystaniem sterownika elektronicznego lub poprzez regulator hydropneumatyczny (w tym przypadku w gardzieli usytuowanej przed przepustnicą znajdują się otwory słuŝące do pobierania powietrza sterującego). Układy zasilania z wtryskiem niskociśnieniowym zastąpiły w większości zastosowań gaźniki przeponowe. Zastosowanie układów zasilania wyposaŝonych w gaźniki lub wtrysk niskociśnieniowy zawsze zwiększa zagroŝenie oblodzeniem ze względu na (dodatkowe) obniŝenie temperatury w części kanału dolotowego objęte obszarem intensywnego parowania paliwa, niemniej tylko nieliczne silniki lotnicze wyposaŝone są w układy zasilania z bezpośrednim wtryskiem paliwa, tzn. takie, w których paliwo jest wtryskiwane bezpośrednio do cylindrów. Tego rodzaju układy zasilnia były stosowane przede wszystkim podczas II wojny światowej w silnikach (z zapłonem iskrowym lub rzadziej z samoczynnym) niemieckich samolotów bojowych. Obecnie silniki lotnicze z zapłonem samoczynnym produkuje firma Thielert i mimo, Ŝe budzą one coraz większe zainteresowanie, to jednak nie są szeroko rozpowszechnione. W takich układach dolotowych przepustnica steruje jedynie ilością powietrza dopływającego do cylindrów. Układy dolotowe certyfikowanych statków powietrznych muszą być wyposaŝone w urządzenia zabezpieczające je przed oblodzeniem i są to systemy podgrzewające ścianki gaźników albo układy wprowadzające do układu

63 Analiza konstrukcji układów dolotowych i gaźników dolotowego podgrzane powietrze z dodatkowych chwytów powietrza [28, 29, 30, 31, 32, 33]. Największe róŝnice w konstrukcji układów dolotowych lotniczych silników tłokowych występują w obszarze urządzeń odpowiedzialnych za zasilanie silników w paliwo. RozwaŜając więc podatność róŝnych układów dolotowych na oblodzenie nie naleŝy kierować się rodzajem gaźnika a raczej wzajemnym usytuowaniem w nich takich elementów jak zwęŝki, rozpylacze paliwa i przepustnice Układy dolotowe silników tłokowych certyfikowanych statków powietrznych W klasycznych lotniczych gaźnikach pływakowych, np. Bendix/Stromberg lub Marvel-Schebler stosowanych w silnikach samolotów turystycznych główne rozpylacze paliwa znajdują się przed przepustnicami, a rozpylacze pracujące na zakresie biegu jałowego znajdują się tuŝ za i tuŝ przed tarczami przepustnic (rys ) [3, 11, 100, 132]. Podczas pracy silnika tarcze przepustnic są omywane strugami paliwa zasysanego z rozpylaczy, co stwarza sprzyjające warunki do osadzania się lodu na przepustnicach i w szczelinach między nimi a ściankami gaźników. Stąd tego rodzaju gaźniki uwaŝane są za najbardziej zagroŝone oblodzeniem. Pływakowe gaźniki lotnicze, np. Marvel-Schebler MA-3, MA-3A, MA3-PA, MA-3SPA, MA4-SPA, MA4-5, MA4-5AA, MA-5, MA-5AA, MA-6AA stosowane są m.in. w silnikach PZL Franklin, Lycoming i Continental stosowanych m.in. w samolotach PZL-110 Koliber, PZL M-20 Mewa oraz wielu typach samolotów Cessna. TakŜe silniki ASz-62 samolotów An-2 wyposaŝone są w gaźniki pływakowe AKM-62 IRA, ale obecnie są w nich stosowane równieŝ silniki z bezpośrednim wtryskiem paliwa do cylindrów. W gaźnikach przeponowych stosowanych w certyfikowanych statkach powietrznych rozpylacze paliwa są z reguły umieszczane za przepustnicami (rys. 5.4), więc uwaŝa się te gaźniki za znacznie mniej podatne na oblodzenie niŝ gaźniki pływakowe. Przykładami takich gaźników są, np. gaźniki Bendix Stromberg serii PS [9, 10] stosowane w samolotach produkcji amerykańskiej, a takŝe gaźniki K-14A montowane w silnikach AI-14 stosowanych w samolotach PZL-104 Wilga [127]. W przypadku jednak niektórych gaźników przeponowych rozpylacze znajdują się przed przepustnicami i w ich przypadku zagroŝenie oblodzeniem jest równie wysokie jak w przypadku gaźników pływakowych.

64 64 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Rys Usytuowanie rozpylaczy paliwa i przepustnicy oraz przepływ strug paliwa w typowym lotniczym gaźniku pływakowym z przepustnicą uchylną podczas jego pracy na zakresie biegu jałowego (a) oraz przy częściowym (b) i pełnym (c) otwarciu przepustnicy: 1 przepustnica, 2 rozpylacz biegu jałowego, 3 rozpylacz główny (na podstawie [11])

65 Analiza konstrukcji układów dolotowych i gaźników Rys Praca rozpylacza biegu jałowego przy całkowicie zamkniętej(a) i lekko uchylonej (b) przepustnicy w typowym lotniczym gaźniku pływakowym z przepustnicą uchylną podczas pracy silnika na zakresie biegu jałowego: 1 przepustnica, 2 pierwszy rozpylacz biegu jałowego, 3 drugi rozpylacz biegu jałowego, 4 rozpylacz główny (na podstawie [11]) Z punktu widzenia zagroŝenia oblodzeniem najmniejsze niebezpieczeństwo występuje w przypadku wtryskowych układów zasilania, zarówno z wtryskiem bezpośrednim, jak i z wtryskiem niskociśnieniowym. Lód moŝe się w nich utworzyć głównie na filtrach powietrza lub przepustnicach regulujących dopływ powietrza w warunkach podobnych jak dla silników turbinowych, czyli w temperaturze nie wyŝszej niŝ o C w warunkach mgły, opadów deszczu, mŝawki, śniegu itp. W przypadku niskociśnieniowych układów wtryskowych RSA produkowanych przez firmę Precision Airmotive lód moŝe równieŝ odciąć dopływ powietrza sterującego pracą układu (rys. 5.5) pobieranego z gardzieli.

66 66 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Rys Usytuowanie rozpylacza paliwa i przepustnicy w typowym lotniczym gaźniku przeponowym z przepustnicą uchylną na przykładzie gaźnika K-14A:1 przepustnica, 2 rozpylacz biegu jałowego, 3 rozpylacz główny (na podstawie [97, 131]) Niskociśnieniowe układy wtryskowe systemu RSA lub Teledyne Continental [3, 11, 123, 141] stosowane są w silnikach wielu statków powietrznych, m.in. samolotów Cessna róŝnych typów, przy czym w układach produkowanych przez Teledyne Continental do sterowania nimi nie wykorzystuje się powietrza pobieranego z układu dolotowego. Niskociśnieniowe układy wtryskowe są równieŝ stosowane w silnikach M 337A, AK, M 332A, AK, M 137A, AZ, M 132A, AK [88] produkowanych przez zakłady LOM w Pradze, montowane w czeskich samolotach ZLIN róŝnych typów.

67 Analiza konstrukcji układów dolotowych i gaźników Rys Podstawowe elementy niskociśnieniowego układu zasilania typu RSA: 1 przepustnica, 2 wtryskiwacze umieszczone przed zaworami wlotowymi, 3 rozdzielacz paliwa, 4 pompa paliwowa (na podstawie [123, 141]) W przypadku silników wyposaŝonych w spręŝarki lub turbospręŝarki doładowujące, zespoły te mogą znajdować się przed lub za urządzeniami podającymi paliwo do kanału dolotowego. Jeśli znajdują się one przed rozpylaczami lub wtryskiwaczami paliwa zagroŝenie ich oblodzeniem jest podobne do zagroŝenia lotniczych silników turbinowych ze względu na ciągłość przepływu, ale zmniejsza się niebezpieczeństwo oblodzenia gaźników (jeśli stosowane jest zasilanie gaźnikowe). W przypadku, gdy spręŝarki znajdują się za rozpylaczami lub wtryskiwaczami paliwa zagroŝenie ich oblodzeniem znacznie wzrasta przy jednoczesnym duŝym niebezpieczeństwie oblodzenia gaźników (w gaźnikowych układach zasilania) Układy dolotowe ultralekkich statków powietrznych, motolotni i paralotni We wszystkich lotniczych silnikach małej mocy, np. do napędu ultralekkich statków powietrznych, a takŝe motolotni i paralotni jest stosowane w zasadzie zasilanie gaźnikowe. Bardzo często są to całe silniki lub tylko ich podzespoły adaptowane do lotnictwa z pojazdów motocykli, skuterów, skuterów śnieŝnych itp. Ze względu na brak odpowiednich przepisów oraz chęć

68 68 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych maksymalnego obniŝenia kosztów uŝytkownicy tego rodzaju statków powietrznych eksploatują je z filtrami powietrza lub bez nich i często nie stosują Ŝadnych zabezpieczeń przed oblodzeniem. Podobnie jak poprzednio, tak i w przypadku układów dolotowych silników tłokowych ultralekkich statków powietrznych oraz motolotni i paralotni, największe róŝnice występują w konstrukcji gaźników. W wielu silnikach nie są stosowane typowe gaźniki lotnicze, jakie opisano poprzednio, ale gaźniki adaptowane z silników motocykli, skuterów i skuterów śnieŝnych lub nawet kosiarek. Układy zasilania pochodzące wprost z silników motocyklowych lub będące ich lotniczymi wersjami są najczęściej wyposaŝone w gaźniki pływakowe z przepustnicami tłokowymi lub gaźniki pływakowe z przepustnicami uchylnymi i gardzielami o zmiennym polu przekroju (tzw. gaźniki podciśnieniowe). Tego rodzaju gaźniki znajdują zastosowanie w silnikach motolotni i większych statków powietrznych. W gaźnikach montowanych na silnikach do napędu paralotni (o pojemnościach skokowych cm 3 ) stosowane są gaźniki z przepustnicami tłokowymi i podciśnieniowe pochodzące ze skuterów lub gaźniki przeponowe z przepustnicami uchylnymi Gaźniki przeponowe z przepustnicą uchylną Przykładem gaźnika przeponowego z przepustnicą uchylną wykorzystywanego w jednocylindrowych dwusuwowych silnikach stosowanych do napędu paralotni jest gaźnik Walbro WB-37, którego schemat pokazano na rys. 5.6 [149]. Gaźnik ten wyposaŝony jest w integralną przeponową pompę paliwową napędzaną od zmian ciśnienia pod tłokiem cylindra. Podobnie zbudowane są np. gaźniki Bing 48 [12]. Po uruchomieniu silnika, kiedy jego praca odbywa się na zakresie biegu jałowego, przepustnica obrotowa jest niemal zamknięta. Za przepustnicą powstaje strefa niskiego ciśnienia, natomiast przed nią ciśnienie ma wartość ciśnienia atmosferycznego. Paliwo jest podawane z otworów rozpylacza biegu jałowego znajdujących się za przepustnicą do znajdującej się za nią strefy niskiego ciśnienia, powodując jednocześnie zasysanie do układu biegu jałowego paliwa oraz powietrza przez otwory rozpylacza usytuowane przed przepustnicą. Rozpylacz główny gaźnika nie uczestniczy w tej fazie pracy silnika w dostarczaniu paliwa do cylindra (rys. 5.6a). W trakcie zwiększania zakresu pracy silnika i otwierania przepustnicy paliwo do cylindra zasysane jest początkowo przede wszystkim z otworów rozpylacza biegu jałowego i w małym stopniu z rozpylacza głównego (rys. 5.6b). Przy większym (ale wciąŝ częściowym) otwarciu przepustnicy

69 Analiza konstrukcji układów dolotowych i gaźników w większości gaźników przeponowych paliwo nie wydostaje się z juŝ z otworów rozpylacza biegu jałowego. Rys Schemat przepływu paliwa i powietrza przez gaźnik WB-37 podczas pracy silnika na zakresie biegu jałowego (a) oraz przy częściowym (b) i całkowitym (c) otwarciu przepustnicy kolorem białym oznaczono powietrze, czerwonym paliwo dopływające ze zbiornika, niebieskim mieszankę, a Ŝółtym ciśnienie sterujące równe ciśnieniu pod tłokiem silnika: 1 przepustnica, 2 rozpylacz biegu jałowego, 3 rozpylacz główny (na podstawie [149]) W miarę większego otwierania przepustnicy ma ona coraz mniejszy wpływ na podział komory gaźnika na strefy niskiego i wysokiego ciśnienia. Przy szeroko lub całkowicie otwartej przepustnicy paliwo zasysane jest z rozpylacza głównego (rys. 5.6c), a jedynie w wybranych typach gaźników moŝe być ono pobierane z rozpylaczy obwodu biegu jałowego [149]. Na tego rodzaju gaźniku lód moŝe osadzać się na przepustnicy oraz w części układu dolotowego znajdującego się za przepustnicą Gaźniki pływakowe z przepustnicą tłokową Przykładem gaźnika przeponowego z przepustnicą tłokową wykorzystywanego w silnikach stosowanych do napędu paralotni jest gaźnik BING 54 [13] uŝywany np. z silnikami Rotax 447 UL. W podobny sposób zbudowane są i działają równieŝ gaźniki BING 84 [15], Mikuni [103] i Dell Orto [138]. Rozmieszczenie elementów gaźnika istotnych ze względu na moŝliwość oblodzenia przedstawiono na rys. 5.7 na przykładzie gaźnika Dell Orto.

70 70 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Rys Schemat przepływu paliwa i powietrza przez gaźnik DellOrto podczas pracy silnika na zakresie biegu jałowego (a) i przy pełnym otwarciu przepustnicy: 1 przepustnica, 2 rozpylacz biegu jałowego, 3 rozpylacz główny (b) [138] Podczas pracy silnika na zakresie biegu jałowego przepustnica jest opuszczona całkowicie i jedynie niewielka ilość powietrza przepływa przez szczelinę w jej dolnej krawędzi. Mieszanka wytwarzana jest w układzie biegu jałowego zasilanego powietrzem pobieranym przez kanały, których początek znajduje się we wlocie gaźnika i przed tylną krawędzią tłoka przepustnicy. Przedostaje sie ona do cylindra poprzez rozpylacz biegu jałowego, którego otwory znajdują się po obu stronach tylnej krawędzi przepustnicy. Gdy przepustnica jest uniesiona wówczas powietrze przepływające pod przepustnicą zasysa paliwo z głównego rozpylacza usytuowanego wokół iglicy. TakŜe przez otwory umieszczone we wlocie gaźnika przepływa powietrze uczestniczące w regulacji składu mieszanki. Podczas pracy gaźnika z uniesioną przepustnicą ustaje rozpylanie paliwa z rozpylacza biegu jałowego [13, 15, 63, 90, 103, 138]. W gaźniku typu BING 54 z boku kanału przepływowego za przepustnicą znajduje się rozpylacz układu rozruchowego [13]. Zaletą gaźników tego rodzaju jest to, Ŝe w ich kanałach przepływowych za rozpylaczami paliwa nie są usytuowane niemal Ŝadne elementy, na których moŝe osadzać się lód.

71 Analiza konstrukcji układów dolotowych i gaźników Gaźniki pływakowe o zmiennym polu przekroju gardzieli z przepustnicą uchylną (podciśnieniowe) Przykładami tego rodzaju gaźników są stosowane, np. w silnikach Rotax 912 i 914 gaźniki BING 64 i BING 94 [14, 16]. Charakterystyczną cechą tego rodzaju gaźników jest zmiana pola przekroju jego gardzieli regulowana poprzez róŝnicę między ciśnieniem panującym pod tłokiem a ciśnieniem atmosferycznym. Obszar najniŝszego ciśnienia znajduje się dokładnie za najniŝszym punktem tłoka, który ma moŝliwość poruszania się w górę i w dół. Dźwignia sterowania silnikiem jest połączona za pomocą bowdena bezpośrednio z przepustnicą uchylną, która zmienia natęŝenie przepływu mieszanki [14, 148]. Schemat przepływu paliwa i powietrza przez tego rodzaju gaźnik przy róŝnych zakresach pracy silnika pokazano na rys Rys Schemat przepływu powietrza i paliwa przez gaźnik o zmiennym polu przekroju gardzieli z przepustnicą uchylną [148] podczas pracy za zakresie biegu jałowego (a) oraz częściowego (b) i pełnego (c) otwarcia przepustnicy: 1 tłok do regulacji pola przekroju gardzieli, 2 przepustnica uchylna, 3 rozpylacz biegu jałowego, 4 rozpylacz główny Podczas pracy silnika na zakresie biegu jałowego tłok regulujący pole przekroju gardzieli gaźnika znajduje się w dolnym połoŝeniu, a przepustnica jest zamknięta. Powietrze zasysane przez otwór usytuowany w przedniej części gaźnika dostaje się do kanałów układu biegu jałowego i tworzy z paliwem wypływającym przez otwory rozpylacza biegu jałowego (znajdujące się za tarczą przepustnicy) mieszankę, która jest zasysana do cylindrów pod wpływem podciśnienia panującego za przepustnicą (rys. 5.8a). W miarę otwierania przepustnicy uchylnej przez pilota, zwiększa się podciśnienie panujące w strefie pod tłokiem powodując zasysanie powietrza poprzez otwór w denku (dolnej ściance) tłoka znad przepony łączącej górną

72 72 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych część tłoka z kadłubem gaźnika obniŝając ciśnienie panujące nad tłokiem. Jednocześnie kanały pod przeponą wypełniane są powietrzem napływającym przez otwory znajdujące się we wlocie gaźnika. Wskutek róŝnicy ciśnień następuje uniesienie tłoka zmieniającego pole przekroju poprzecznego gardzieli o wartość proporcjonalną do otwarcia przepustnicy. W miarę zwiększania otwarcia przepustnicy powyŝej 1/8 wartości całkowitego uniesienia tłoka, coraz więcej paliwa do cylindrów zasysane jest z rozpylacza głównego pod tłokiem przy jednoczesnym zmniejszaniu się ilości paliwa zasysanego z rozpylacza biegu jałowego (rys. 5.8b). Przy pełnym otwarciu przepustnicy tłok regulujący wartość pola przekroju gardzieli gaźnika znajduje się w maksymalnym górnym połoŝeniu a paliwo do cylindrów zasysane jest wyłącznie z rozpylacza głównego (rys. 5.8c). W tego rodzaju gaźnikach przepustnica usytuowana jest za głównym rozpylaczem paliwa, co powoduje, Ŝe gaźnik taki, podobnie jak klasyczne gaźniki pływakowe z przepustnicą uchylną, jest bardziej naraŝony na oblodzenie niŝ gaźnik z przepustnicą tłokową Podsumowanie Z przeprowadzonej analizy układów dolotowych róŝnego rodzaju lotniczych silników tłokowych wynika, Ŝe największe róŝnice konstrukcyjne występują w budowie urządzeń sterujących wytwarzaniem i przepływem mieszanki i ma to wpływ na ich podatność na oblodzenie, bowiem mając na względzie ocenę zagroŝenia dokonując analizy budowy róŝnych układów dolotowych naleŝy uwzględnić wyniki ich badań eksperymentalnych, które wykazały największy wpływ procesu odparowywania paliwa na obniŝanie temperatury w układzie dolotowym. Porównanie takie pokazuje, Ŝe, ze względu na wzajemne rozmieszczenie rozpylaczy lub wtryskiwaczy paliwa i przepustnic, najmniej zagroŝone oblodzeniem są silniki z układami zasilania z bezpośrednim wtryskiem paliwa do cylindrów oraz z niskociśnieniowymi układami wtryskowymi podającymi paliwo tuŝ przed zaworami dolotowymi. W takim przypadku miejsca, w których podawane jest paliwo mają na tyle wysoką temperaturę, Ŝe ze zjawiskiem oblodzenia elementów niskociśnieniowego wtryskowego układu dolotowego naleŝy się liczyć jedynie w przypadku rozruchu silnika w niskiej temperaturze. Poza tym, jak wynika z analiz prowadzonych dla silników turbinowych, przy odpowiednio wysokiej wilgotności powietrza oraz temperaturze w granicach -10 o C o C moŝe dojść do oblodzenia filtrów powietrza i przepustnic regulujących jego dopływ.

73 Analiza konstrukcji układów dolotowych i gaźników Z analizy wynika takŝe, Ŝe stosunkowo mało podatne na oblodzenie powinny być gaźniki z przepustnicami tłokowymi oraz większość gaźników przeponowych, w których przepustnice umieszczone są przed rozpylaczami paliwa. Najbardziej naraŝone na oblodzenie są klasyczne gaźniki pływakowe z przepustnicami uchylnymi, gaźniki podciśnieniowe oraz te typy gaźników przeponowych, w których przepustnice znajdują się w strefie, w której następuje odparowywanie paliwa zasysanego z usytuowanych przed nimi rozpylaczy. Układy dolotowe z takimi gaźnikami wymagają więc stosowania wydajnych układów zabezpieczających je przed oblodzeniem. Trzeba jednak pamiętać, Ŝe nawet jeśli za przepustnicami nie ma w kanale dolotowym elementów, które mogłyby podlegać oblodzeniu, to moŝe ono pojawić się na jego ściankach, a przy małych otwarciach przepustnicy wskutek duŝych turbulencji mogą ulec oblodzeniu dysze rozpylacza biegu jałowego. Oblodzeniu sprzyja takŝe mocowanie gaźników lub kolektorów dolotowych do cylindrów silników za pośrednictwem łączników gumowych, poniewaŝ w istotnym stopniu ogranicza to przewodzenie ciepła od gorących części silnika do zagroŝonych oblodzeniem elementów układu dolotowego Udział własny autora Autor na podstawie dostępnej dokumentacji technicznej oraz instrukcji eksploatacji roŝnego rodzaju układów zasilania silników tłokowych oraz opisów technicznych gaźników dokonał analizy ich budowy pod kątem ich podatności na oblodzenie. Wyniki analizy były przez autora publikowane w postaci artykułów [44], referatów konferencyjnych oraz wykładów i materiałów dla studentów WAT.

74

75 6. Badania eksperymentalne W badaniach eksperymentalnych przeprowadzonych w ramach niniejszej pracy postanowiono skoncentrować się przede wszystkim na pomiarach temperatury wewnątrz kanału przepływowego układu dolotowego lotniczego silnika tłokowego. Badania takie prowadzone w latach ubiegłych przez innych autorów wykonywano z wykorzystaniem pomiaru temperatury w jednym miejscu kanału przepływowego układu dolotowego i pozwalały one na określenie temperatury mieszanki za gaźnikiem. W niniejszej pracy, ze względu na przewidywane róŝnice wartości temperatury w charakterystycznych punktach układu dolotowego, dla określenia obszarów kanału dolotowego najbardziej zagroŝonych oblodzeniem postanowiono dokonywać wielopunktowego pomiaru temperatury. Badaniom eksperymentalnym poddano układy dolotowe wyposaŝone w róŝne rodzaje gaźników, jakie mają zastosowanie w silnikach lotniczych, przede wszystkim stosowanych w ultralekkich statkach powietrznych, motolotniach i paralotniach: z przepustnicą uchylną, z przepustnicą tłokową, z przepustnicą uchylną i zmiennym przekroju gardzieli (podciśnieniowy), poniewaŝ nie są znane wyniki wcześniejszych badań oblodzenia tego rodzaju gaźników, co sugeruje, iŝ ich badania nie były dotychczas prowadzone Aparatura pomiarowa W zaleŝności od rodzaju badanego gaźnika, przewidywanych wyników oraz od miejsca prowadzenia badań (na ziemi, w locie) w badaniach eksperymentalnych stosowano róŝne zestawy aparatury pomiarowej. Do pomiarów temperatury wewnątrz kanału przepływowego układu dolotowego na ziemi stosowano rejestratory SCXI 1000 lub NI CompactDAQ USB firmy National Instruments USA, natomiast podczas badań w locie wykorzystywano rejestrator OctTemp firmy MadgeTech. Rejestrator SCXI-1000 był wyposaŝony w moduły SCXI 1125 oraz SCXI Pierwszy z nich jest wysokoczułym, niskoszumowym, ośmiokanałowym modułem dedykowanym specjalnie do pomiarów temperatury. Wejścia poszczególnych kanałów o programowanych parametrach są izolowane od siebie i od uziemienia. Moduł SCXI 1328 jest izotermicznym blokiem spoin odniesienia dla termoelementów, w którym zainstalowany jest czujnik temperatury sterujący pracą układu kompensacyjnego. Rejestrator SCXI 1000 współpracuje z zainstalowaną w komputerze klasy PC 16-bitową kartą wejściową kartą PCI 6036E firmy National Instruments, umoŝliwiającą rejestrację próbek z częstotliwością do 200 khz [4].

76 76 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych W skład rejestratora NI CompactDAQ USB w konfiguracji uŝywanej do badań wchodził moduł podstawowy NI cdaq-9172 oraz karty pomiarowe serii NI C oraz interfejs NI-DAQmx. Do pomiaru temperatury, w zaleŝności od potrzeb, uŝywano dwu lub trzech kart pomiarowych NI 9211, natomiast do pomiaru ciśnień karty pomiarowej NI Pojedyncza karta NI 9211 pozwala na rejestrację sygnałów z 4 termoelementów z rozdzielczością 24 bitów, z maksymalną szybkością próbkowania 15 Hz. Karta pomiarowa NI 9205 jest 32 kanałową kartą o programowalnym zakresie pomiarowym w granicach ±200 mv, ±1 V, ±5 V lub ±10 V z rozdzielczością 16 bitów i maksymalną częstotliwością próbkowania 250 khz, przy czym wraz ze zwiększaniem liczby uŝywanych kanałów częstotliwość próbkowania ulega zmniejszaniu. Rejestratory firmy National Instruments współpracowały z oprogramowaniem Logger NIDAQ słuŝącym do zarządzania procesem akwizycji danych poprzez moŝliwość ustawiania czasu trwania pomiaru, częstotliwości próbkowania, wyboru obsługiwanych kanałów, itd. oraz do wizualizacji przebiegów rejestrowanych parametrów za pomocą wirtualnego oscyloskopu na ekranie monitora. Zarejestrowane dane zapisywane są na dysku twardym komputera w postaci automatycznie numerowanych plików tekstowych. W dalszej kolejności pliki te podlegały obróbce z wykorzystaniem arkusza kalkulacyjnego MS Excel [41]. OctTemp jest miniaturowym, zasilanym bateryjnie ośmiokanałowym rejestratorem temperatury. Pozwala na programowanie czasu próbkowania od 5 sekund do 12 godzin i rejestrację do próbek z kaŝdego kanału. Rejestrator wyposaŝony jest w automatyczny układ kompensacji temperatury wykorzystujący integralny czujnik. Rejestrator współpracuje w dedykowanym oprogramowaniem firmy MadgeTech pracującym w środowisku Windows pozwalającym na ustawienie parametrów rejestracji oraz na wizualizację zapisanych danych w czasie rzeczywistym lub po zakończeniu pomiarów. Oprogramowanie umoŝliwia eksport zarejestrowanych danych w formacie arkusza kalkulacyjnego Excel. Do pomiaru temperatury uŝywano termoelementów płaszczowych typu K o średnicy zewnętrznej płaszcza 0,5 mm i długości 300 mm lub 750 mm firmy Czaki Polska. Termoelementy te o stałej czasowej wynoszącej ok. 0,2 s charakteryzują się zwartą konstrukcją mechaniczną czujnika, co ułatwia ich mocowanie do elementów konstrukcyjnych. Ze względu na konieczność zachowania odpowiedniej odległości między czujnikami a komputerem uŝywanym w trakcie pomiarów, wraz z termoelementami uŝywano przewodów kompensacyjnych o długości 2 m tej samej firmy.

77 Badania eksperymentalne 77 Do pomiarów ciśnień stosowano czujniki PAA-23SY/6bar/ firmy Keller pozwalające na pomiar ciśnienia absolutnego w zakresie kpa. Do zasilania czujników prądem stałym o napięciu V podczas pomiarów wykorzystywano regulowany laboratoryjny 4-kanałowy zasilacz prądu stałego Intek GPS W przypadku badań kompletnych zespołów napędowych wyposaŝonych w śmigła, ich prędkość obrotowa mierzona była przy uŝyciu sondy optycznej typu OCOE 020 i tachometru mikroprocesorowego typu CL146P firmy ZPEWN (odległość maksymalna zastosowanego czujnika od badanego obiektu wynosi 0,20 m) lub przy wykorzystaniu obrotomierza zainstalowanego na stanowisku badawczym. Warunki prowadzenia pomiarów określano za pomocą termometru, barometru elektronicznego oraz mechanicznego psychrometru Assmana PM821-L. W trakcie badań w locie ręcznie zapisywano wartości prędkości obrotowej oraz wysokości lotu odczytując je z przyrządów pokładowych samolotu. Ponadto do pomiaru wilgotności w trakcie lotu wykorzystywano elektroniczny rejestrator wilgotności EL-USB-2-LCD firmy Lascar Electronics, natomiast do określania trasy i parametrów lotu stosowano takŝe odbiornik nawigacji satelitarnej firmy Garmin etrex. Rejestrator EL-USB-2-LCD pozwala na pomiar temperatury w zakresie o C z dokładnością ±0,5...2 o C oraz wilgotności względnej w zakresie % z dokładnością ±3...6%, a takŝe na wyznaczanie punktu rosy z dokładnością ±1,1 o C (dla +25 o C w zakresie wilgotności względnej %). Czas próbkowania rejestratora moŝna ustawiać w zakresie od 10 sekund do 12 godzin. Pamięć rejestratora pozwala na zapisanie maksymalnie po pomiarów temperatury i wilgotności. Rejestrator współpracuje z oprogramowaniem EasyLog firmy Lascar Electronics pozwalającym na wizualizację zarejestrowanych parametrów, a takŝe ich eksport do innych programów, w tym do arkusza kalkulacyjnego Excel. Odbiornik nawigacji satelitarnej Garmin etrex pozwala na rejestrowanie współrzędnych geograficznych oraz wysokości, które to dane były wykorzystywane do wizualizacji trasy, prędkości i wysokości lotu w wersji demonstracyjnej programu SeeYou przeznaczonego do wizualizacji danych zapisanych przez pokładowe odbiorniki nawigacji satelitarnej.

78 78 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych 6.2. Badania układu dolotowego z gaźnikiem z przepustnicą uchylną Do badań układu dolotowego z gaźnikiem z przepustnicą uchylną wykorzystano plecakowy napęd do paralotni firmy Motoroma ze śmigłem nienastawnym, którego jednocylindrowy silnik dwusuwowy wyposaŝony jest w gaźnik typu Walbro WB-37 (rys. 6.1). Badania prowadzono na ziemi. Rys Plecakowy napęd do paralotni wykorzystany w badaniach układu dolotowego z gaźnikiem z przepustnicą uchylną Celem badań było wyznaczenie zmian wartości temperatury w charakterystycznych punktach kanału przepływowego układu dolotowego podczas rozruchu silnika i jego pracy na zakresie biegu jałowego oraz w trakcie typowych operacji lotniczych (wznoszenie, lot na stałej wysokości, zniŝanie). Rejestrowano takŝe zmiany temperatury podczas symulowanych opadów deszczu lub lotu we mgle (wtryskiwanie aerozolu wody do gaźnika). Miejsca rozmieszczenia spoin termoelementów wybrano na podstawie analizy konstrukcji oraz działania gaźnika i były one uzupełniane po bieŝącej analizie uzyskiwanych wyników. W ostatecznym wariancie spoiny pomiarowe termoelementów umieszczono w następujących punktach (rys. 6.2, 6.3):

79 Badania eksperymentalne 79 T1 na końcu części zbieŝnej wlotu 10,4 mm przed wtryskiwaczem paliwa; T2 pomiędzy wtryskiwaczem paliwa a przepustnicą (9,2 mm za nim), a 5 mm powyŝej osi symetrii; T3 za przepustnicą w osi symetrii kanału przepływowego gaźnika; T4 za przepustnicą w górnej części kanału przepływowego; T5 za przepustnicą oraz za rozpylaczem biegu jałowego, w dolnej części kanału przepływowego; Tg na kadłubie gaźnika lub na kadłubie skrzyni korbowej za gaźnikiem (w drugiej serii pomiarów). Rys Schemat rozmieszczenia termoelementów w gaźniku a b c Rys Rozmieszczenie termoelementów na badanym gaźniku, widoczne są termoelementy nr T1 i T2 (a), T3 (b) oraz Tg (c) [94] Ze względu na fakt, iŝ wykorzystywany w badaniach napęd był uŝywany do latania sportowego, podczas montaŝu termoelementów nie moŝna było ingerować w konstrukcję jego układu dolotowego, np. poprzez nawiercanie otworów. W związku z tym w celu umieszczenia spoin pomiarowych termoelementów T3, T4 i T5 w wybranych punktach, za gumowym łącznikiem gaźnika z kadłubem skrzyni korbowej silnika wykonano dwie tekturowe podkładki, między które włoŝono te termoelementy (rys. 6.3b.). g

80 80 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Dla sprawdzenia zmian temperatury kadłuba gaźnika oraz skrzyni korbowej termoelement Tg na czas wykonywania pierwszej serii pomiarowej przyklejono do kadłuba gaźnika, natomiast podczas kolejnych serii pomiarowych został on przymocowany do kadłuba skrzyni korbowej silnika tuŝ za łącznikiem gumowym. Pomiary prowadzono na zakresach pracy silnika odpowiadających określonym warunkom lotu i eksploatacji napędu biegu jałowego (przy prędkości obrotowej wału korbowego ok obr/min), zniŝaniu (1 500 obr/min), lotu na stałej wysokości (3000 obr/min) oraz wznoszenia z małą prędkością pionową (6000 obr/min), którym odpowiadały uchylenia przepustnicy przedstawione na rys. 6.4). a b c d Rys PołoŜenia przepustnicy odpowiadające określonym zakresom pracy silnika i warunkom lotu paralotni: a bieg jałowy, b zniŝanie, c lot na stałej wysokości, d wznoszenia z małą prędkością pionową Znajomość kątów uchylenia przepustnicy odpowiadających określonym zakresom pracy silnika była istotna dla określenia warunków brzegowych na etapie modelowania numerycznego Analiza wyników W trakcie badań układu dolotowego z gaźnikiem wyposaŝonym w przepustnicę uchylną wykonano kilka serii pomiarowych. Pierwsze z nich przeprowadzono tego samego dnia w czerwcu w temperaturze o C, przy ciśnieniu atmosferycznym wynoszącym 1006 hpa i wilgotności względnej powietrza równej 58%, co odpowiada moŝliwości wystąpienia oblodzenia o umiarkowanej intensywności w czasie lotu na stałej wysokości oraz oblodzenia o duŝej intensywności podczas zniŝania. Zarejestrowane zmiany wartości temperatury przedstawiono na rys (por. rys. 6.2).

81 Badania eksperymentalne 81 Rys Zmiany wartości temperatury w pierwszej serii pomiarów (por. rys. 6.2), cyframi oznaczono charakterystyczne punkty opisane w tekście Uzyskane podczas pierwszej serii pomiarów wyniki pokazują, Ŝe nawet w przypadku nieudanego rozruchu silnika (oznaczonym na rys. 6.5 cyfrą 1), następował spadek temperatury T3 za gaźnikiem o 13 o C spowodowany odparowywaniem paliwa zasysanego z rozpylacza biegu jałowego. Bezpośrednio po uruchomieniu silnika (2) temperatura T3 osiągnęła wartość o 14 o C niŝszą od temperatury otoczenia przy jednoczesnym obniŝeniu się temperatury T2 o 8 o C spowodowanym krótkotrwałym zwiększonym otwarciem przepustnicy i wejściem do pracy rozpylacza głównego. W tym samym czasie wskutek zwiększonego przepływu powietrza zarejestrowano obniŝenie się o 1 o C temperatury T1 we wlocie do gaźnika. Podczas pracy silnika na zakresie biegu jałowego (co odpowiada warunkom obniŝania wysokości lotu) zauwaŝalne było ciągłe obniŝanie się temperatury T3 za gaźnikiem, która obniŝyła się do ok. 13 o C, a takŝe wpływ nawet małych uchyleń przepustnicy na wartość temperatury T2 (maksymalny spadek o 6 o C) oraz stosunkowo niewielki na wartość temperatury T1 (maksymalny spadek o 3 o C) oraz niemal pomijalny na wartość temperatury T3. Zwiększenie prędkości obrotowej silnika do zakresu odpowiadającego jego pracy w warunkach lotu na stałej wysokości (3) spowodowało dalszy niewielki spadek temperatury T3 za gaźnikiem i jednocześnie spadki temperatury T1 i T2 odpowiednio o 5,5 o C i 11 o C w stosunku do temperatury otoczenia.

82 82 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych W przypadku większych otwarć przepustnicy (4, 5) zaobserwowano zmiany wartości temperatury T1 i T2 w przeciwnym kierunku niŝ temperatury T3, co moŝe być wytłumaczone wejściem do pracy rozpylacza głównego przy jednoczesnym zaprzestaniu pracy przez rozpylacz biegu jałowego. Przy zwiększeniu zakresu pracy silnika do prędkości obrotowej 6000 obr/min, odpowiadającej zakresowi wznoszenia z niewielką prędkością pionową, temperatura T2 obniŝyła się do wartości o 21,5 o C niŝszej od wartości temperatury otoczenia natychmiast po otwarciu przepustnicy i w tym samym czasie temperatura T3 podniosła się o 4 o C w stosunku do wartości utrzymywanej na zakresie biegu jałowego. Tak duŝy spadek temperatury T2 jest związany przede wszystkim z odparowywaniem większej ilości paliwa zasysanego z rozpylacza głównego gaźnika, a ponadto z większą prędkością przepływu czynnika roboczego w strefie przed przepustnicą. Przymknięcie przepustnicy po pracy silnika na zakresie wznoszenia uwidoczniło się w postaci wzrostu temperatury T2, a kolejne gwałtowne zmiany jej wartości (6) wywołane były trzykrotnymi ruchami przepustnicy w celu utrzymania silnika na zakresie biegu jałowego i niedopuszczenia do jego wyłączenia się. W dalszej części badań zarejestrowano wahania wartości temperatury T1 i T2 z powodu zaburzeń przepływu w strefie zasysania do gaźnika, które wywołane były przechodzeniem osób w niewielkiej odległości (ok. 1 m) od wlotu do gaźnika (7), a następnie kilkukrotnym podejściem na odległość ok. 60 cm i wtryskiwaniem wody z rozpylacza wprost do gaźnika (8). Reakcja na wtrysk wody jest widoczna przede wszystkim w postaci spadków wartości temperatury T1 na wlocie do gaźnika. Występujące w tym samym czasie zmiany wartości temperatury przed przepustnicą T2 mogły być spowodowane zarówno ruchami przepustnicy, jak i zaburzeniami przepływu i wtryskiwaniem wody, natomiast niewielkie spadki wartości temperatury T3 widoczne były tylko wówczas, gdy większa ilość wody była zasysana razem z napływającym powietrzem i wpadała do wnętrza gaźnika. Podczas pracy silnika kadłub gaźnika wychładzał się i wartość temperatury Tg mierzonej na jego zewnętrznej powierzchni zmniejszyła się w ciągu 10 minut pracy silnika o 6 o C. Po wyłączeniu silnika (9) zaobserwowano szybki wzrost temperatury T3 związany z nagrzewaniem się od rozgrzanego cylindra oraz znacznie wolniejszy przyrost wartości temperatury mierzonej w pozostałych punktach pomiarowych. Podczas drugiej serii pomiarów sprawdzano dodatkowo zmiany temperatury, do jakiej nagrzewa się kadłub silnika w rejonie mocowania

83 Badania eksperymentalne 83 gaźnika. Zarejestrowane przebiegi zmian temperatury zaprezentowano na rys Po 35 minutach od wyłączenia silnika po poprzedniej serii pomiarów jego kadłub miał jeszcze temperaturę Tg równą 42 o C. Po ponownym uruchomieniu silnika (1) temperatura kadłuba silnika zaczęła się obniŝać i po dwóch minutach pracy przy prędkości obrotowej nie przekraczającej 3000 obr/min temperatura ta spadła o 4 o C (2), jednak po wprowadzeniu silnika na wyŝszy zakres pracy (ponad 6000 obr/min) wartość temperatury Tg zaczęła powoli wzrastać osiągając wartość wyjściową tuŝ przed wyłączeniem silnika. Charakter zmian temperatury w innych punktach pomiarowych był podobny jak podczas poprzedniej serii pomiarowej. Temperatura za gaźnikiem T3 spadła maksymalnie o 17 o C w stosunku do temperatury otoczenia. Rys Zmiany wartości temperatury w drugiej serii pomiarów(por. rys. 6.2), opis w tekście W trakcie pracy silnika ponownie wyraźnie uwidocznił się przeciwny kierunek zmian wartości temperatury przed i za przepustnicą (2) podczas zwiększania otwarcia przepustnicy. Nastąpił spadek wartości temperatury T1 i T2, a jednocześnie wzrost wartości temperatury T3. Jest to prawdopodobnie spowodowane zwiększeniem prędkości przepływu przez gaźnik (spadek wartości temperatury T1) i odparowywaniem przed przepustnicą większej ilości paliwa podawanej z rozpylacza głównego (spadek wartości temperatury T2) przy jednoczesnym przerwaniu dopływu paliwa przez rozpylacze układu biegu jałowego, które odparowywało w strefie czujnika T3. Oznacza to, Ŝe większość

84 84 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych paliwa podawanego z rozpylacza głównego odparowuje przed czujnikiem T3 i wartość mierzonej nim temperatury moŝe wzrastać mimo zwiększenia prędkości przepływu mieszanki przez gaźnik. Trzecią serię pomiarów dla tego gaźnika przeprowadzono w listopadzie w temperaturze +2 C, przy ciśnieniu atmosferycznym równym 1012 hpa i wilgotności względnej powietrza wynoszącej 80%, co odpowiada moŝliwości wystąpienia intensywnego oblodzenia w kaŝdej fazie lotu. Na podstawie analizy wcześniej uzyskanych wyników postanowiono w gaźniku zamontować dwa dodatkowe termoelementy do pomiaru wartości temperatury T4 i T5, których spoiny pomiarowe umieszczono w dolnej części kanału przepływowego za przepustnicą, w strefie, w której spodziewano się odparowywania paliwa z rozpylacza biegu jałowego (por. rys. 6.2). Zarejestrowane wartości temperatury przedstawiono na rys Rys Zmiany temperatury w trzeciej serii pomiarów (por. rys. 6.2), opis w tekście NajniŜszą temperaturę zarejestrowano w czasie pracy silnika z duŝą prędkością obrotową (1, 2). Minimalna wartość temperatury T5 mierzonej za pomocą termoelementu, którego spoina pomiarowa była umieszczona tuŝ za przepustnicą uchylną przy dolnej krawędzi układu dolotowego wynosiła -15 C, czyli jej spadek w stosunku do temperatury otoczenia wyniósł 17 C. W tej samej chwili termoelementy umieszczone odpowiednio między przepustnicą uchylną a głównym rozpylaczem paliwa oraz tuŝ przed głównym rozpylaczem

85 Badania eksperymentalne 85 paliwa zarejestrowały wartości temperatury T2 = -13,5 C i T1 = -12,8 C. Spadki temperatury T4 za przepustnicą uchylną przy górnej ściance układu dolotowego były mniejsze niŝ temperatury T5 i nie przekraczały 13,7 C (1, 2). Czujnik Tg rejestrujący temperaturę kadłuba gaźnika wykazał jej spadek o 5 o C w ciągu 5 minut wskutek oddawania ciepła przez ścianki układu dolotowego do przepływającego strumienia powietrza. Przy pełnym otwarciu przepustnicy i duŝej prędkości obrotowej wału korbowego silnika wzrosła znacznie prędkość przepływu powietrza we wlocie, w wyniku czego para wodna zawarta w zasysanym powietrzu osiągnęła stan nasycenia i uległa kondensacji, przy czym widoczna w postaci niewielkiej chmury (rys. 6.8) zdecydowanie wpłynęła na zarejestrowane temperatury T1, T2 i T5 (rys. 6.7). W tym samym czasie zanotowano wzrost temperatury T3 (2). Rys Kondensacja pary wodnej we wlocie gaźnika z przepustnicą uchylną [94] Pomimo niskiej temperatury otoczenia i widocznej kondensacji pary wodnej, w trakcie badań nie zaobserwowano objawów oblodzenia układu dolotowego silnika Podsumowanie badań układu dolotowego z gaźnikiem z przepustnicą uchylną Wyniki przeprowadzonych pomiarów pokazały, Ŝe podczas pracy silnika temperatura wewnątrz jego kanału dolotowego jest znacznie niŝsza niŝ temperatura otoczenia. Temperatura mieszanki za przepustnicą, pomimo silnego nagrzewania się tego miejsca od cylindra silnika, spadała o o C w stosunku do temperatury otoczenia i była najniŝsza przy niewielkich otwarciach przepustnicy. Z kolei temperatura mierzona między rozpylaczem głównym paliwa, a przepustnicą wykazuje duŝą wraŝliwość na ruchy przepustnicy związane

86 86 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych ze zmianą zakresu pracy silnika. Przy niŝszych zakresach pracy, zbliŝonych do zakresu biegu jałowego, jest ona niŝsza od temperatury otoczenia o o C, jednak przy niewielkim wzroście prędkości obrotowej róŝnica temperatury wynosi juŝ o C. Przy większych zakresach pracy, np. odpowiadających wznoszeniu z niewielką prędkością pionową, temperatura przed przepustnicą była niŝsza od temperatury otoczenia o 20,3 o C. Mogło to być spowodowane jedynie pobieraniem ciepła z tego obszaru podczas odparowywania większej ilości podawanego tam paliwa. W przypadku pełnego otwarcia przepustnicy oczywisty jest wysoki spadek wartości temperatury T5, poniewaŝ czujnik umieszczony został za głównym rozpylaczem paliwa i za rozpylaczami biegu jałowego, ponadto w pobliŝu oddającej ciepło ścianki kanału przepływowego i przy zwęŝeniu kanału. RównieŜ spoina pomiarowa termoelementu T2 znajduje się bezpośrednio na drodze strumienia paliwa z głównego rozpylacza i jednocześnie w najwęŝszym punkcie kanału. W strefie przepływu wychłodzonej mieszanki znajdują się czujniki T3 i T4, ale na niemal równie niski spadek temperatury w okolicy czujnika T1 nie mógł znacząco wpłynąć pobieranie ciepła potrzebnego do odparowania paliwa, gdyŝ czujnik umieszczony został przed rozpylaczami paliwa. Analiza zmian wartości temperatury T1 na wykresie (rys. 6.7) pokazuje, Ŝe wartości temperatury były duŝo wyŝsze niŝ w chwili pełnego otwarcia przepustnicy, czyli to przemiany fazowe pary wodnej wpłynęła na większy spadek temperatury, niŝ by to wynikało z lokalizacji spoiny pomiarowej termoelementu. W trakcie pracy silnika zauwaŝono ciągły spadek temperatury zewnętrznej ścianki kadłuba gaźnika wskutek wychładzania od przepływającej wewnątrz jego kanału przepływowego mieszanki. W ciągu kilku minut pracy silnika temperatura ta obniŝyła się o ok o C. NaleŜy sądzić, Ŝe znacznie szybciej ulegały wychłodzeniu opływane mieszanką elementy znajdujące się wewnątrz gaźnika, jak np. tarcza i oś przepustnicy, czy teŝ rozpylacz główny. Badania wykazały równieŝ, Ŝe temperatura przed przepustnicą gaźnika, który nie jest wyposaŝony w filtr, moŝe być dodatkowo obniŝona przez zewnętrzne zaburzenia przepływu w obszarze przed wlotem do gaźnika. Mimo iŝ badania prowadzono w warunkach, w których zgodnie z diagramami zawartymi w literaturze mogło wystąpić nawet intensywne oblodzenie, zjawiska takiego nie zaobserwowano.

87 Badania eksperymentalne Badania układu dolotowego z gaźnikiem o zmiennym polu przekroju gardzieli z przepustnicą uchylną (podciśnieniowym) Do badań zasadniczych układu dolotowego z gaźnikiem o zmiennym przekroju z przepustnicą uchylną wykorzystano ustawiony na hamowni podwoziowej skuter, którego jednocylindrowy silnik czterosuwowy wyposaŝony był w gaźnik CVK o takiej konstrukcji. Celem badań było wyznaczenie rozkładów temperatury w charakterystycznych punktach układu dolotowego w zaleŝności od zakresu pracy silnika. Badania przeprowadzono w kilku etapach, których wybrane elementy przedstawiono w poniŝej. Rejestrowano zmiany temperatury dla róŝnych zakresów pracy silnika, poczynając od biegu jałowego i kończąc na zakresie maksymalnym. Ponadto przeprowadzono próby gaźnika poza silnikiem przy wymuszaniu przepływu poprzez pompę odsysającą. Czujniki temperatury zamontowano w charakterystycznych miejscach kanału przepływowego, które wybrano po zapoznaniu się konstrukcją i zasadą działania gaźnika po uwzględnieniu doświadczeń zebranych w trakcie przeprowadzonych wcześniej badań gaźnika z przepustnicą uchylną. Spoiny pomiarowe poszczególnych termoelementów umieszczono (rys. 6.9 i 6.10): T1 obok gaźnika (pomiar temperatury otoczenia); T2 między rozpylaczem akceleratora a przepustnicą tłokową; T3 w pobliŝu dolnej ścianki układu dolotowego, przed przepustnicą tłokową; T4 za przepustnicą uchylną przy górnej ściance układu dolotowego; T5 za przepustnicą uchylną przy dolnej ściance układu dolotowego; T6 za przepustnicą uchylną i za czujnikami T4 i T5, w osi kanału przepływowego układu dolotowego; T7 na zakręcie kanału przepływowego układu dolotowego, w jego osi; T8 za zakrętem kanału przepływowego, na końcu układu dolotowego. T3 T4 T7 T2 T5 Rys Usytuowanie czujników temperatury w gaźniku [152] T6

88 88 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Rys Schemat rozmieszczenia czujników temperatury w gaźniku Analiza wyników Badania układu dolotowego z gaźnikiem o zmiennym polu przekroju gardzieli i przepustnicą uchylną (podciśnieniowym), podobnie jak prowadzone uprzednio badania układu z gaźnikiem wyposaŝonym w przepustnicę uchylną wykazały duŝe róŝnice temperatury w poszczególnych punktach kanału przepływowego. Przykłady zarejestrowanych zmian temperatury w czasie pokazano na rys i Na rys przedstawiono fragment badań odbywających się po kilku wcześniejszych uruchomieniach silnika, co spowodowało, Ŝe wartości początkowe temperatury nie były równe temperaturze otoczenia wynoszącej +13,5 o C. NajniŜsze wartości temperatury zarejestrował czujnik T5 usytuowany w dolnej części kanału przepływowego gaźnika tuŝ za przepustnicą uchylną, przy czym wartości tej temperatury były tym niŝsze im wyŝsza była prędkość obrotowa wału korbowego silnika. Pozostałe wartości temperatury mierzone przez termoelementy umieszczone za przepustnicą uchylną (T4, T5, T6 i T7) takŝe były znacznie niŝsze od temperatury otoczenia. Zanotowano takŝe duŝe spadki temperatury T2. Wyjątek stanowiła temperatura T8, która była mierzona na końcu kanału dolotowego i osiągała wartości wyŝsze od temperatury otoczenia. Miało na to wpływ nagrzewanie od cylindra silnika. Podczas pracy silnika przy stałej prędkości obrotowej wartość temperatury mierzonej za przepustnicami oscylowała wokół pewnej wartości średniej, co mogło być spowodowane cyklicznym charakterem pracy jednocylindrowego silnika tłokowego. Podobnie jak w przypadku badań gaźnika z przepustnicą uchylną, takŝe w przypadku tego gaźnika zauwaŝono przeciwstawne kierunki zmian temperatury (np. T5, T6, T7) mierzonej przez termoelementy w strefie

89 Badania eksperymentalne 89 odparowywania paliwa zasysanego z róŝnych rozpylaczy podczas zmiany zakresu pracy silnika, co było powodowane wchodzeniem (lub wychodzeniem) tych rozpylaczy do pracy w przy określonej prędkości obrotowej wału korbowego silnika. Rys Zmiany temperatury w pierwszej serii pomiarów (por. rys. 6.9), opis w tekście Maksymalne róŝnice zarejestrowanych wartości temperatury w stosunku do temperatury otoczenia zestawiono w tabeli 6.1. Tab Maksymalne róŝnice temperatury w gaźniku (znak - oznacza, Ŝe wartość temperatury mierzonej w określonym punkcie spadła poniŝej temperatury otoczenia) Prędkość obrotowa wału korbowego Maksymalne róŝnice wartości temperatury w stosunku do temperatury otoczenia [ C] T4 T5 T6 T ,2-5,5-5,9-6, ,9-15,1-7,3-7, ,5-16,5-10,4-10, ,9-16,8-12,4-12,0 Zwraca uwagę fakt, Ŝe temperatura T5 osiągała wartości znacznie niŝsze (o ok o C) od temperatury otoczenia juŝ przy prędkości obrotowej wału korbowego wynoszącej 5300 obr/min. Po osiągnięciu prędkości obrotowej silnika 6500 obr/min takŝe wartości temperatury T2 były chwilami niŝsze niŝ T4 czy T6, czego przyczyną mogła

90 90 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych być większa ilość wtryskiwanego paliwa potrzebna do zwiększenia prędkości obrotowej wału korbowego silnika, co w konsekwencji prowadziło do pobierania z tych obszarów ciepła niezbędnego do parowania paliwa. Podczas badań układu dolotowego z gaźnikiem podciśnieniowym sprawdzano takŝe zmiany temperatury w charakterystycznych punktach kanału przepływowego w stanach ustalonych i nieustalonych pracy silnika (rys. 6.12). W tym celu prędkość obrotowa wału korbowego silnika była zwiększana stopniowo od 5000 obr/min do 6000 obr/min z zastosowaniem jednominutowych interwałów, jak równieŝ była zwiększana jednorazowo poprzez szybkie otwarcie przepustnicy. Rys Zmiany temperatury w drugiej serii pomiarów (por. rys. 6.9), opis w tekście Temperatura otoczenia w chwili rozruchu wynosiła 11,2 C, jednak ze względu na wcześniejszą pracę silnika mającą na celu jego podgrzanie, wyjściowe wartości temperatury prezentowane na rys mają inne wartości. W początkowej fazie zapisu widoczny jest znaczny spadek wartości temperatury T5 (od 19,2 o C do 1 o C) wywołany próbą uruchomienia silnika temperatura ta była niŝsza od temperatury otoczenia o ok. 10,2 o C. Bezpośrednio po uruchomieniu silnika nastąpił spadek wartości temperatury T5 o dalsze 10 o C w stosunku do temperatury otoczenia spowodowany gwałtownym otwarciem przepustnicy w celu zwiększenia prędkości obrotowej wału korbowego silnika do 6000 obr/min (rys. 6.12).

91 Badania eksperymentalne 91 RóŜnice temperatury w stosunku do temperatury otoczenia uzyskane zarówno podczas gwałtownego otwarcia przepustnicy, jak i jej stopniowego otwierania zestawiono w tabeli 6.2. Tab Maksymalne róŝnice temperatury w charakterystycznych punktach układu dolotowego Zmiana prędkości obrotowej wału korbowego Maksymalne róŝnice wartości temperatury T w stosunku do temperatury otoczenia w chwili rozruchu [ C] T2 T4 T5 T6 T7 szybka +8, ,3 +1,7-0,1 stopniowa -2,3-2,5-10,7-4,8-5,2 gdzie: - oznacza, Ŝe wartość temperatury spadła poniŝej temperatury otoczenia, natomiast + oznacza, Ŝe wartość temperatury była wyŝsza od temperatury otoczenia. Na podstawie analizy danych przedstawionych w tabeli 6.2 moŝna zauwaŝyć, Ŝe o ile wartość temperatury T5 w obu przypadkach niewiele się róŝni i spada do podobnych wartości, o tyle pozostałe wartości temperatury są niŝsze od temperatury otoczenia przy stopniowym otwieraniu przepustnicy. Świadczy to o tym, Ŝe do wychłodzenia mieszanki w gaźniku niezbędny jest określony czas oraz, Ŝe wpływ na zmianę temperatury ma chwila wejścia do pracy rozpylacza głównego paliwa i/lub zaprzestanie pracy rozpylacza biegu jałowego. Spadki temperatury w gaźniku podczas pracy silnika są wynikiem lokalnego wzrostu prędkości przepływu w przewęŝeniach przy częściowym otwarciu przepustnicy oraz podczas pobierania od przepływającego strumienia powietrza i od elementów gaźnika ciepła potrzebnego do odparowania paliwa. Badanie gaźnika zamontowanego na silniku nie umoŝliwia określenia wpływu obu zjawisk na obniŝenie temperatury podczas pracy silnika. Dla określenia wpływu odparowania paliwa postanowiono porównać wyniki pomiarów temperatury w gaźniku podczas pracy silnika i przy wywołaniu przepływu przez gaźnik przy uŝyciu pompy odsysającej, bez podawania paliwa. Dla umoŝliwienia porównania wyników zachowano takie samo uśredniane masowe natęŝenie przepływu przez gaźnik. Spadki temperatury w gardzieli gaźnika oraz w przestrzeni między krawędziami przepustnicy a ściankami kanału przepływowego gaźnika spowodowane zostały jedynie lokalnym wzrostem prędkości przepływu w przewęŝeniach. Rys 6.13 przedstawia przebieg róŝnic wartości temperatury w stosunku do temperatury otoczenia uzyskanych w czasie tego badania. Temperatura otoczenia w chwili rozpoczęcia badania wynosiła 21,1 C.

92 92 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Natomiast najniŝszą wartość temperatury zarejestrował czujnik T4 i wyniosła ona 18,4 C przy maksymalnym natęŝeniu przepływu powietrza, co oznacza spadek temperatury równy 2,7 C. Rys Wartości róŝnic temperatury przy wymuszonym przepływie powietrza przez gaźnik bez podawania paliwa Widoczne na wykresie duŝe spadki temperatury T2 przy duŝych natęŝeniach przepływu powietrza były spowodowane zakłóceniami w pracy układu pomiarowego Podsumowanie badań układu dolotowego z gaźnikiem o zmiennym przekroju gardzieli z przepustnicą uchylną Badania układu dolotowego wyposaŝonego w gaźnik o zmiennym polu przekroju gardzieli i przepustnicę uchylną pokazały, Ŝe największe spadki temperatury (do 16,8 C) w układzie dolotowym zachodzą w strefach, w których następuje odparowywanie paliwa. Fakt ten potwierdzono przez porównanie wartości temperatury zarejestrowanej podczas pracy silnika i przy wymuszaniu przepływu przez układ dolotowy przez pompę odsysającą wskutek oddziaływania odparowującego paliwa temperatura T5 obniŝyła się dodatkowo o 14,4 o C. NajniŜszą wartość temperatury T5 zarejestrowano przy największej prędkości obrotowej i była ona niŝsza o 16,8 C od temperatury otoczenia.

93 Badania eksperymentalne 93 Strefa, w której umieszczony jest termoelement T5 jest najbardziej zagroŝona wystąpieniem oblodzenia ze względu na duŝe spadki temperatury na wszystkich zakresach pracy silnika od biegu jałowego do zakresu maksymalnego. Wynika to z faktu, iŝ spoina pomiarowa termoelementu T5 znajduje się w obszarze duŝego wpływu parowania paliwa, szczególnie w czasie znacznego otwarcia przepustnicy. Spowodowane jest to tym, Ŝe przy duŝych prędkościach obrotowych wału korbowego silnika w dostarczaniu paliwa bierze udział główny rozpylacz, który dostarcza największą ilość paliwa. Lokalizacja termoelementu zarówno w przewęŝeniu spowodowanym obecnością przepustnicy, jak równieŝ tuŝ za głównym rozpylaczem sprawia, Ŝe kumulują się w tym miejscu wszystkie moŝliwe zjawiska obniŝające temperaturę i powodujące moŝliwość powstawania oblodzenia. Porównanie wyników badań gaźnika zamontowanego na pracującym silniku oraz wyników uzyskanych bez dostarczania paliwa pokazują, Ŝe odparowywanie paliwa ma znacznie większy wpływ na obniŝanie się temperatury w kanale przepływowym gaźnika niŝ przyspieszanie strumienia czynnika roboczego w przewęŝeniach tego kanału. Wartość temperatury T5, która podczas pomiarów przy pracującym silniku spadała w stosunku do temperatury otoczenia o 16,8 o C, podczas badań poza silnikiem (bez podawania paliwa) spadła maksymalnie jedynie o 2,3 o C, co oznacza, Ŝe dalszy spadek temperatury spowodowało pobieranie ciepła niezbędnego do odparowania paliwa Badania układu dolotowego z gaźnikiem z przepustnicą tłokową Badania na ziemi układu dolotowego z gaźnikiem z przepustnicą tłokową prowadzono na stanowisku wyposaŝonym w dwucylindrowy dwusuwowy silnik Rotax 447 UL SDCI z gaźnikiem BING 54/36 zamontowany na stanowisku, którego budowa oparta była na konstrukcji typowego wózka dwumiejscowej motolotni (rys. 6.14). W trakcie badań wykonano kilkanaście serii pomiarów rozkładów temperatury w układzie dolotowym z gaźnikiem z przepustnicą tłokową, które były prowadzone w róŝnych warunkach pogodowych, przy róŝnej wilgotności powietrza, temperaturze otoczenia oraz ciśnieniu. Układ dolotowy tego silnika wyposaŝony został w termoelementy, przeznaczone do określenia rozkładu temperatury w charakterystycznych punktach, które wybrano na podstawie analizy wyników modelowania numerycznego oraz analizy budowy i działania gaźnika. Ponadto w trakcie

94 94 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych wybranych badań prowadzono pomiar ciśnienia w kanale przepływowym układu dolotowego za przepustnicą tłokową. a b Rys Stanowisko badawcze (a) z silnikiem Rotax 447 UL SDCI (b) wyposaŝonym w czujniki do pomiaru temperatury i ciśnienia w układzie dolotowym Rozmieszczenie termoelementów w układzie dolotowym silnika przedstawiono na rys i Spoiny pomiarowe termoelementów umieszczono w następujących punktach układu dolotowego: T1 na kadłubie gaźnika, w jego dolnej części; T2 w osi kanału dolotowego, przed przepustnicą; T3 w dolnej części wlotu gaźnika, przed gardzielą; T4 za przepustnicą tłokową, w okolicy przewęŝenia, jakie tworzy przymknięta przepustnicą z dolną ścianką kanału przepływowego gaźnika; T5 w osi kanału przepływowego, za przepustnicą; T6 za przepustnicą, w pobliŝu miejsca podawania paliwa z rozpylacza rozruchowego; T7 w rozwidleniu dwóch kanałów doprowadzających mieszankę do cylindrów; T8 w jednym z dwóch kanałów za ich rozwidleniem; T9 na wózku motolotni. Odbiornik ciśnienia (statycznego i dynamicznego) był podczas wybranych badań umieszczony w rejonie termoelementu T5.

95 Badania eksperymentalne 95 Rys Schemat rozmieszczenia termoelementów w układzie dolotowym silnika Rotax 447 UL SDCI (widok z góry) T2 T3 Rys Kanał wlotowy gaźnika Bing 54/36 ze zdjętym filtrem powietrza i widocznymi dwoma czujnikami temperatury [80] Analiza wyników Podobnie, jak w przypadku opisywanych wcześniej badań innych układów dolotowych, takŝe i w tym przypadku zauwaŝono, Ŝe największe spadki temperatury występują w punktach pomiarowych usytuowanych za rozpylaczami paliwa (T4...T8). Potwierdzono równieŝ, Ŝe przy niektórych prędkościach obrotowych silnika występuje przeciwny kierunek zmian temperatury, co jest spowodowane rozpoczynaniem lub kończeniem działania poszczególnych rozpylaczy paliwa (rozruchowego, biegu jałowego, głównego). Po wyłączeniu silnika następuje gwałtowny wzrost temperatury wskazywanej przez czujniki za przepustnicą, natomiast nie jest on zauwaŝalny na czujnikach znajdujących się przed przepustnicą. Z pokazanego dla przykładu na rys zapisu zmian temperatury moŝna odczytać, Ŝe najmniejszą wartość temperatury pokazał czujnik T4 (-7,7 o C) i była ona o 27,4 o C mniejsza od wartości temperatury otoczenia (+19,7 o C przy ciśnieniu 990 hpa i wilgotności względnej powietrza wynoszącej 45%). Spadek temperatury zewnętrznej ścianki kolektora dolotowego w miejscu umieszczenia czujnika T1 wyniósł 16,2 o C w stosunku do temperatury otoczenia (zarejestrowano w tym miejscu wartość temperatury +3,5 o C), przy czym mógł on być większy, gdyby nie zmieniono zakresu pracy silnika.

96 96 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Podczas pracy silnika stopniowo zwiększano zakres prędkości obrotowej od 2000 obr/min do 3000 obr/min. Chwile, w których coraz bardziej otwierano przepustnicę są dobrze widoczne na przebiegu temperatury T4, mierzonej przez czujnik umieszczony w strefie odparowywania paliwa podawanego z głównego rozpylacza, w postaci coraz to większych spadków. Po zmniejszeniu prędkości obrotowej silnika wszystkie wartości temperatury za przepustnicą wzrosły. Rys Zmiany temperatury w układzie dolotowym silnika tłokowego Rotax 447UL SDCI (temperatura otoczenia +19,7 C) Stwierdzono takŝe, Ŝe kierunek zmian temperatury T6 był przy pewnych prędkościach obrotowych przeciwny do kierunku zmian temperatury T4, T5, T7 i T8, co było spowodowane tym, Ŝe znajduje się on strefie działania rozpylacza paliwa pracującego jedynie przy niŝszych wartościach prędkości obrotowej. Zadziałanie rozpylacza powoduje spadek wartości temperatury T6, a jego wyłączenie moŝe powodować wzrost tej temperatury. Największe spadki temperatury w układzie dolotowym zarejestrowano podczas badań prowadzonych w upalny dzień, kiedy przeprowadzono dwie serie pomiarowe składające się z kilku uruchomień silnika. Przed pierwszym uruchomieniem silnika temperatura otoczenia wynosiła +32,6 o C, ciśnienie 1002 hpa, a wilgotność względna 24%. Przed drugą serią pomiarów temperatura wynosiła +31 o C. Uzyskane wówczas wyniki przedstawiono na rys i 6.19.

97 Badania eksperymentalne 97 Rys Zmiany temperatury w układzie dolotowym silnika tłokowego Rotax 447UL SDCI (temperatura otoczenia+32,6 C) Rys Zmiany temperatury w układzie dolotowym silnika tłokowego Rotax 447UL SDCI (temperatura otoczenia +31,0 C) Zarówno podczas pierwszej, jak i drugiej serii pomiarów najniŝsza wartość temperatury zmierzonej przez czujnik T4 wyniosła -0,2 o C, co oznacza spadek temperatury w stosunku do wartości temperatury otoczenia o 32,8 o C i 31,2 o C odpowiednio w pierwszej i drugiej serii pomiarów.

98 98 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Podsumowanie badań gaźnika z przepustnicą tłokową Analiza pomiarów temperatury w układzie dolotowym silnika wyposaŝonego w przepustnicę tłokową pokazała, Ŝe największe spadki temperatury występują za przepustnicą, w dolnej części kanału przepływowego (T4), tam gdzie odparowuje największa ilość paliwa. W tym punkcie pomiarowym zanotowano obniŝenie się temperatury nawet o 32,8 o C w stosunku do temperatury otoczenia. Charakterystyczne jest, Ŝe zdecydowanie większe spadki temperatury w układzie dolotowym notowano w wysokiej temperaturze otoczenia niŝ w niskiej. Temperatura na wlocie do układu dolotowego zmienia się w niewielkim zakresie. W trakcie pracy silnika znacznie obniŝa się temperatura ścianki kolektora dolotowego nawet o kilkanaście stopni Celsjusza w czasie 10 minut. Zmiany temperatury w róŝnych strefach zaleŝne są od działania, lub nie, określonych rozpylaczy podających więcej lub mniej paliwa odparowującego właśnie w tych strefach Badania w locie Do badań wykorzystano ultralekki dwumiejscowy samolot turystyczny UL-JIH Sedláček Kolibřik (rys. 6.20), napędzany dwusuwowym wolnossącym dwucylindrowym silnikiem tłokowym Rotax 582 osiągającym moc maksymalną 48 kw przy 6500 obr/min. Silnik wyposaŝony jest w układ zasilania z dwoma gaźnikami typu Bing 54/36 doprowadzającymi mieszankę do kaŝdego cylindra oddzielnie (rys. 6.21). Rys Samolot ultralekki UL-JIH Sedláček Kolibrik [82]

99 Badania eksperymentalne 99 KaŜdy z gaźników jest zamocowany do cylindra za pośrednictwem gumowej tulei przejściowej i opaski zaciskowej. Przed gaźnikiem, za pomocą opaski zaciskowej, zamontowany jest powierzchniowy filtr powietrza w kształcie stoŝka ściętego. Rys Silnik Rotax 582 zamontowany na samolocie UL-JIH Sedláček Kolibřik [82] Wykorzystywany w trakcie badań układ pomiarowy był modyfikowany na podstawie analizy uzyskiwanych wcześniej wyników i w wersji końcowej obejmował urządzenia do pomiaru temperatury i wilgotności względnej powietrza oraz wysokości lotu. W trakcie kaŝdego z lotów dokonywany był pomiar temperatury, przy czym termoelementy zamontowano tylko w jednym z gaźników. Ich spoiny pomiarowe zostały umieszczone w następujących miejscach (rys. 6.22): T1 przed wlotem do gaźnika w filtrze powietrza; T2 w dolnej części kanału przepływowego gaźnika za przepustnicą, tuŝ za rozpylaczem paliwa biegu jałowego; T3 w górnej części kanału przepływowego gaźnika w odległości 10 mm od ścianki; T4 na zewnętrznej ściance kanału przepływowego gaźnika; T5 na płatowcu (do pomiaru temperatury powietrza zewnętrznego); T6 w osi kanału przepływowego gaźnika za przepustnicą; T7 na zewnętrznej ściance kanału przepływowego gaźnika w połoŝeniu na godz. 6:00. Wizualizacji rozkładu temperatury dokonywano za pomocą programu MadgeTech i Excel.

100 100 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Wysokość lotu rejestrowano za pomocą odbiornika GPS Garmin, a następnie wizualizowano przy wykorzystaniu programów SeeYou i QuickRoute. Wilgotność względną i temperaturę powietrza na lądowiskach określano korzystając z danych stacji meteorologicznych, ponadto w niektórych lotach wilgotność względna była zapisywana za pomocą rejestratora elektronicznego Lascar Electronics EL-USB-2-LCD. Zakres pracy silnika określano na podstawie wskazań obrotomierza oraz połoŝenia dźwigni sterowania silnikiem i nie był on rejestrowany w sposób automatyczny. Rys Schemat budowy gaźnika Bing 54 oraz rozmieszczenia termoelementów wykorzystywanych podczas badań: 1 filtr powietrza, 2 kadłub gaźnika, 3 przepustnica tłokowa, 4 iglica, 5 rozpylacz główny, 6 rozpylacz biegu jałowego, 7 spręŝyna przepustnicy, 8 bowden sterowania przepustnicą, T1...T7 termoelementy W trakcie lotu zwracano szczególną uwagę na moŝliwość wystąpienia objawów oblodzenia silnika, tym bardziej, Ŝe nie był on wyposaŝony w urządzenia zabezpieczające Analiza wyników W trakcie badań przeprowadzono jesienią 2011 roku kilkanaście lotów, z których 11 zostało poddane analizie. Dla przykładu zaprezentowano wyniki uzyskane podczas lotu z lądowiska Konopiska koło Częstochowy na lądowisko Lgota Murowana koło Zawiercia (rys. 6.23) w dn. 24 września 2011 roku (lot nr 7). Lot odbywał się w warunkach słonecznych przy zachmurzeniu 1/8. Temperatura na lądowisku startu wynosiła +18 o C, a wilgotność względna w trakcie lotu zmieniała się w granicach 35-45%.

101 Badania eksperymentalne 101 Na rys przedstawiono rozkłady temperatury zarejestrowane w trakcie lotu, a takŝe wizualizację zmian wysokości lotu na tle profilu pionowego terenu. Przedstawiony na tym rysunku zapis parametrów odpowiada pracy silnika na ziemi przed startem (A), w powietrzu (B) oraz na ziemi po wylądowaniu (C). Rys Trasa lotu z lądowiska Konopiska na lądowisko Lgota Murowana wykonanego w dniu 24 września 2011 roku W chwili rozpoczęcia zapisu danych, jeszcze przed uruchomieniem silnika wartości temperatury mierzonej przez termoelementy rozmieszczone wewnątrz i na ściankach układu dolotowego silnika przewyŝszały temperaturę otoczenia (T5). Przyczyną takiego stanu było wcześniejsze uruchomienie silnika, co spowodowało nagrzanie jego elementów. Po wyłączeniu silnika, emitowane przez jego części ciepło spowodowało utrzymywanie się podwyŝszonej temperatury w układzie dolotowym silnika w stosunku do temperatury powietrza atmosferycznego. Bezpośrednio po uruchomieniu silnika stwierdzono gwałtowne zmniejszenie się wartości temperatury mierzonej przez czujniki znajdujące się wewnątrz kanału przepływowego, przy czym największy spadek (o 20 o C w stosunku do wartości wyjściowej) zauwaŝalny był dla termoelementu T2, który znajdował się w strefie, w której odparowywało paliwo zasysane z rozpylacza paliwa biegu jałowego. W trakcie pracy silnika na zakresie biegu jałowego przy prędkości obrotowej obr/min, nastąpiło dalsze zmniejszanie się wszystkich wartości temperatury, przy czym wartość temperatury T2 osiągnęła 0 o C. Pełne otwarcie przepustnicy podczas próby silnika przed startem (A1) spowodowało gwałtowny spadek temperatury (o 15 o C) mieszanki w osi gaźnika (T6) wskutek odparowania duŝej ilości

102 102 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych paliwa podanego z głównego rozpylacza pod przepustnicą tłokową oraz znacznie mniejsze rzędu o C spadki pozostałych wartości temperatury mierzonej za przepustnicą silnika. Po zmniejszeniu zakresu pracy silnika do biegu jałowego podczas kołowania na start, wartości temperatury powróciły do stanu poprzedniego. W chwili startu (B1) i podczas wznoszenia, podczas pracy silnika na zakresie maksymalnym przy pełnym otwarciu przepustnicy, nastąpił dalszy spadek wartości temperatury wynikający ze zmniejszania się wraz z wysokością temperatury powietrza atmosferycznego, ale przede wszystkim ze względu na odparowywanie duŝej ilości paliwa podawanego przez rozpylacz główny gaźnika. W chwili przejścia do lotu poziomego wartości temperatury mieszanki za przepustnicą wynosiły odpowiednio: -6 o C (T2), +1 o C (T6) i +8 o C (T3). Jednocześnie zauwaŝalny był spadek temperatury ścianek gaźnika do +8 o C dla T4 i +5 o C dla T7. Przymknięcie przepustnicy i zredukowanie prędkości obrotowej silnika do obr/min podczas przelotu na względnie stałej wysokości (B2) spowodowało wzrost wszystkich wartości temperatury za wyjątkiem temperatury T2, która utrzymywała się w granicach o C. Widoczne w dalszej części lotu zmiany jego wysokości związane były z koniecznością omijania przeszkód terenowych (B3 i B6) lub strefy kontrolnej lotniska w Pyrzowicach (B4). W tym czasie zmiany otwarcia przepustnicy odpowiadające ruchom dźwigni sterowania silnikiem powodujące zmiany ilości paliwa podawanego z rozpylacza głównego gaźnika były wyraźnie zauwaŝalne w postaci zmian wartości temperatury mieszanki i ścianek gaźnika, przy czym wartości temperatury T2 zmieniały się w małych granicach. Zmniejszenie zakresu pracy silnika podczas zniŝania, podejścia do lądowania i lądowania oraz późniejszego kołowania (C) spowodowało przyrost wartości temperatury, z tym Ŝe temperatura T2 do końca pracy silnika przyjmowała wartości ujemne. Dopiero wyłączenie silnika wywołało gwałtowny wzrost wszystkich mierzonych wartości temperatury, przy czym największe wartości miała temperatura mierzona przez termoelement T6, na który najsilniej oddziałuje ciepło od nagrzanych podczas pracy elementów silnika.

103 Badania eksperymentalne 103 T6 T1 T3 T4 T5 T2 T7 Rys Rozkład temperatury w róŝnych punktach pomiarowych i jej zmiany w czasie oraz wizualizacja wysokości lotu w locie z Konopisk do Lgoty Murowanej w dn. 24 września 2011 r. [82] Dwa ostatnie badania przeprowadzono 22 października 2011 roku w warunkach zachmurzenia 3/8...5/8 przy temperaturze na poziomie lądowiska równej o C i wilgotności względnej wynoszącej %, przy czym w pobliŝu chmur wzrastała ona do %. Przebieg zarejestrowanych parametrów z obu lotów (nr 10 i 11) pokazano na rys i 6.26.

104 104 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Lot numer 10 polegał na wykonaniu 6 kręgów nadlotniskowych w strefie lądowiska Konopiska. Po rozruchu silnik został podgrzany przy prędkości obrotowej wału korbowego równej obr/min i prędkość ta została zachowana podczas kołowania (A). Kręgi nadlotniskowe (B...F) były wykonywane bez wyłączania silnika. Pierwszy z lotów po kręgu miał następujący przebieg: start i wznoszenie z prędkością 3 m/s do pułapu 180 m przy prędkości obrotowej wału silnika 6000 obr/min i pełnym otwarciu przepustnicy (B1), wznoszenie z prędkością 2,5 m/s do pułapu 230 m przy prędkości obrotowej wału silnika 5800 obr/min i pełnym otwarciu przepustnicy (B2), zniŝanie z prędkością 5 m/s przy prędkości obrotowej wału silnika 2600 obr/min i w pełni zamkniętej przepustnicy (B3), natomiast pozostałe róŝniły się głównie wysokością wznoszenia. Lot numer 11 polegał na wykonaniu przelotu na wysokości 1000 m, przy czym podgrzewanie silnika i kołowanie odbywało się przy prędkości obrotowej wału korbowego silnika obr/min (A), start i wznoszenie z prędkością 2,5 m/s przy przepustnicy otwartej w 50% i prędkości obrotowej wału korbowego silnika wynoszącej obr/min (B). Lot poziomy na wysokości 1000 m przeprowadzono przy krawędzi chmur, a prędkość obrotowa wału korbowego silnika wynosiła 5200 obr/min (C). ZniŜanie z prędkością 5 m/s odbywało się przy pełnym zamknięciu przepustnicy i przy prędkości obrotowej wału korbowego silnika wynoszącej 2600 obr/min.

105 Badania eksperymentalne 105 Rys Rozkład temperatury w róŝnych punktach pomiarowych i jej zmiany w czasie oraz wizualizacja wysokości lotu, temperatury punktu rosy i wilgotności względnej powietrza w locie numer 10 [82]

106 106 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Rys Rozkład temperatury w róŝnych punktach pomiarowych i jej zmiany w czasie oraz wizualizacja wysokości lotu, temperatury punktu rosy i wilgotności względnej powietrza w locie numer 11 [82]

107 Badania eksperymentalne 107 Wybrane wyniki badań w locie zestawiono w tabelach 6.3 i 6.4. Tab Wyniki badań w locie Nr lotu Warunki na lądowisku Czas lotu [min.] T2 [ o C] Minimalne wartości temperatury T3 [ o C] T4 [ o C] T5 [ o C] T H = o C, R H = % Lot na wysokości 1000 m, silnik przez 20 minut pracował w strefie 1 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. T H = o C, R H = % Lot na wysokości 2500 m, silnik przez 25 minut pracował w strefie 3 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. T H = o C, R H = % Kręgi nadlotniskowe, silnik pracował w strefie 2 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. T H =19 o C, R H = % 40-4, Kręgi nadlotniskowe, później lot na wysokości 1000 m, silnik przez 25 minut pracował w strefie 3 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. T H =24 o C, R H = % Loty na wysokości 1000 m, silnik przez 45 minut pracował w strefie 3 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. Tab Wyniki badań w locie cd. Nr lotu Czas Minimalne wartości temperatury Warunki na lądowisku lotu T2 T3, T4, T5 [min.] [ o C] T6 [ o C] [ o T7 [ o C] C] T H =25 o C, R H = % Loty na wysokości 1000 m, silnik przez 50 minut pracował w strefie 3 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. T H =18 o C, R H = % Silnik pracował przez 50 minut w strefie 3 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. T H =18 o C, R H = % Silnik pracował przez 70 minut w strefie 3 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. T H =21 o C, R H = % Silnik pracował w strefie 3 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. T H =8 o C, R H = % Silnik pracował w strefie 3 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu. T H =8 o C, R H = % Lot na wysokości 1100 m przy wilgotności względnej powietrza %, silnik pracował w strefie 3 (por. rys. 4.1.), nie zauwaŝono oznak oblodzenia w locie i po wylądowaniu.

108 108 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych Podsumowanie wyników badań w locie W Ŝadnym z przeprowadzonych lotów nie stwierdzono objawów świadczących o występowaniu oblodzenia silnika, mimo iŝ warunki, a zwłaszcza wysoka ( %) wilgotność względna powietrza zmierzona w czasie lotu, wskazywały na takie zagroŝenie (por. diagram przedstawiony na rys. 4.1). Wynika z tego, Ŝe dla silnika Rotax 582 z gaźnikiem BING 54/36 wskazane byłoby opracowanie oddzielnego diagramu do określania stopnia zagroŝenia oblodzeniem. Wartość temperatury T1 mierzonej za filtrem powietrza zmieniała się nieznacznie w trakcie lotu z powodu przyspieszenia strumienia powietrza w przekroju wlotowym gaźnika i była porównywalna z wartością temperatury otoczenia T5. W ciągu kilku sekund od uruchomienia silnika następował znaczny spadek wartości temperatury T2, co było wynikiem zarówno wzrostu prędkości przepływu mieszanki, jak i odparowywania paliwa pobieranego z rozpylacza biegu jałowego i (w mniejszej ilości) z rozpylacza głównego paliwa. Temperatura T2 osiągała wartości o ok C mniejsze od temperatury otoczenia i podczas zniŝania wzrastała ona wolniej niŝ pozostałe wartości temperatury mierzone w kanale przepływowym układu dolotowego. Ze względu na fakt, iŝ podczas zniŝania przy całkowitym zamknięciu przepustnicy jej tłok znajduje się w dolnym połoŝeniu, moŝna spodziewać się w tej fazie lotu, Ŝe w przypadku wystąpienia oblodzenia lód będzie szybko narastał na ściankach tłoka przepustnicy i częściowo na ściance gaźnika, co moŝe doprowadzić do zdławienia przepływu i zgaśnięcia silnika. Dlatego teŝ zniŝanie nie powinno odbywać się na minimalnych obrotach i przy całkowicie przymkniętej przepustnicy. Wewnątrz kanału przepływowego gaźnika za przepustnicą temperatura była najniŝsza w jego dolnej części i zwiększała się w górę przekroju, jednakŝe w róŝny sposób, w zaleŝności od połoŝenia przepustnicy przy starcie i wznoszeniu, gdy przepustnica była w pełni otwarta (prędkość obrotowa silnika 6000 obr/min), temperatura T6 w środku gaźnika była niŝsza niŝ temperatura T3 w górnej części gaźnika, natomiast podczas wznoszenia ekonomicznego (prędkość obrotowa silnika 5800 obr/min) oraz w locie na ustalonym pułapie, gdy przepustnica była w połowie otwarta, temperatura T6 w środku gaźnika była wyŝsza niŝ temperatura T3 w górnej części gaźnika. MoŜe to świadczyć o tym, Ŝe wskutek zawirowania przepływu za przepustnicą krople paliwa odparowują w górnej części przekroju gaźnika.

109 Badania eksperymentalne 109 Podobne rozkłady temperatury zaobserwowano przy mniejszej i minimalnej prędkości obrotowej silnika, co pozwala przypuszczać, Ŝe nawet przy dolnym połoŝeniu tłoka przepustnicy następuje na tyle duŝe zawirowanie mieszanki, Ŝe część kropel paliwa odparowuje w górnej części przekroju gaźnika. Kadłub gaźnika wychładza się wraz z spadkiem temperatury w jego wnętrzu, podobnie do zmian temperatury w kanale przepływowym gaźnika. Wartości temperatury T4 mierzonej na kadłubie gaźnika w jego górnej części na wysokości spoiny pomiarowej termoelementu T3 (por. rys. 6.22), była o C niŝsza niŝ temperatura T3. ZaleŜność taka występowała w kaŝdej fazie lotu. Wartości temperatury T7 mierzonej na kadłubie gaźnika w jego dolnej części pod termoelementem T2, była o C niŝsza niŝ wartości temperatury T4 oraz o około 10 C niŝsza od wartości od temperatury T2. Taka zaleŝność była widoczna w kaŝdej fazie lotu, jednak największa róŝnica pomiędzy wartościami temperatury T7 i T4 występowała w fazie startu i wznoszenia przy maksymalnie otwartej przepustnicy. ZauwaŜalne jest, zwłaszcza w ostatnim z prezentowanych lotów (por. rys. 6.26), Ŝe temperatura wewnątrz układu dolotowego zmniejsza się wraz z wysokością, natomiast rośnie w czasie zniŝania. Jest to oczywiście zgodne z wzorcowym przebiegiem zmian temperatury w atmosferze, jednak zmiany wartości temperatury są większe niŝ wynika to z samej zmiany wysokości lotu. Ponadto taki kierunek zmian temperatury świadczy takŝe o tym, Ŝe sama temperatura nie ma decydującego znaczenia dla powstania oblodzenia (z analizy literatury wynika bowiem, Ŝe większe zagroŝenie występuje podczas zniŝania), ale naleŝy brać pod uwagę wszystkie czynniki razem temperaturę, zawartość wody w powietrzu oraz połoŝenie przepustnicy wpływające na pole przekroju kanału przepływowego, które moŝe zostać pokryte lodem oraz na budowę gaźnika (wzajemne rozmieszczenia rozpylaczy i przepustnic) Podsumowanie wyników badań eksperymentalnych Wyniki pomiarów temperatury wykazały, Ŝe we wszystkich rodzajach badanych gaźników następuje znaczne obniŝanie się temperatury w stosunku do temperatury otoczenia sięgające o C, a nawet dochodzące do 33 o C, co wyjaśnia podawaną w literaturze moŝliwość wystąpienia oblodzenia nawet w bardzo wysokiej temperaturze otoczenia. Porównanie wyników pomiarów wykonywanych w róŝnych miejscach kanałów przepływowych układów dolotowych, a takŝe ich porównanie z wynikami pomiarów prowadzonych poza silnikiem, jednoznacznie wskazują

110 110 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych na decydujący udział procesu odparowywania paliwa w obniŝaniu temperatury. RóŜnice wartości temperatury zmierzone w tych samych punktach bez i z podawaniem paliwa sięgały kilkunastu stopni Celsjusza. Kierunek zmian wartości temperatury mierzonej w tym samym czasie w róŝnych punktach układu dolotowego nie jest taki sam. Wtedy, gdy jedne wartości temperatury rosną, to inne spadają. Ma to związek z rozmieszczeniem rozpylaczy paliwa w gaźniku, a takŝe z podawaniem przez nie określonej ilości paliwa przy róŝnych zakresach pracy silnika lub nie podawaniem. Rozkład temperatury w kanale przepływowym układu dolotowego silnika tłokowego powinien być brany pod uwagę przy projektowaniu systemów ostrzegających przed oblodzeniem (lokalizacji czujników temperatury przekazujących informacje przeznaczone dla załogi) lub podających sygnały dla układów automatycznej regulacji oraz przy ewentualnym rozmieszczaniu elementów grzejnych. Mimo Ŝe wiele badań odbywało się w warunkach, w których według przedstawionego w rozdziale 4 diagramu, naleŝało spodziewać się oblodzenia, nawet o duŝej intensywności, to zjawiska takiego nie zaobserwowano. Świadczy to o tym, Ŝe diagramy takie trzeba traktować jako pomocnicze i powinny one być opracowywane indywidualnie dla kaŝdego zestawu układ dolotowy gaźnik silnik Udział własny autora Autor opracował wstępne programy wszystkich badań i opracował układ pomiarowy. W szczególności zaproponował miejsca rozmieszczenia spoin pomiarowych termoelementów. Autor uczestniczył w zestawianiu układu pomiarowego i wykonywaniu pomiarów testowych. Brał udział we wszystkich badaniach prowadzonych na ziemi oraz w analizie ich wyników, proponował modyfikacje programu badań itd. W przypadku badań w locie autor opracował program badań, zaproponował miejsca pomiaru temperatury, uczestniczył w analizie wyników, proponował modyfikacje programu badań itp. Autor nie uczestniczył w lotach, w trakcie których dokonywano pomiarów. Autor nadzorował wykonywanie badań i opracowywanie ich wyników. Wyniki badań były przez autora publikowane w postaci artykułów, referatów konferencyjnych [36, 40, 44] oraz wykładów i materiałów dla studentów WAT, pilotów i personelu technicznego, z wyraźnym podkreśleniem (własnych) wniosków poznawczych, jak i wskazań praktycznych dla uŝytkowników (głównie pilotów).

111 7. Modelowanie numeryczne i obliczenia Mając na względzie pracochłonność i trudności techniczne występujące w trakcie badań eksperymentalnych zdecydowano na weryfikację moŝliwości zastąpienia ich przez modelowanie numeryczne. W tym celu dokonano porównania wyników uzyskanych na drodze eksperymentalnej dla układu dolotowego silnika paralotni wyposaŝonego w gaźnik Walbro WB-37 (por. rozdział 6.2) z przepustnicą uchylną z rezultatami obliczeń przeprowadzonych dla modelu numerycznego tego układu dolotowego, w którym to modelu w formie warunków brzegowych uwzględniono wyniki wstępnych pomiarów parametrów badanego układu. Wstępne dwui trójwymiarowe modele numeryczne zbudowano w środowisku Comsol Multiphysics, przy czym ze względu na ograniczenia pakietu polegające na niezaimplementowaniu w dostępnej, w trakcie obliczeń, wersji równań opisujących model ściśliwego przepływu Naviera-Stokesa [27, 60], zastosowano model nieizotermicznego przepływu nieściśliwego Naviera- Stokesa [53, 54, 55, 56]. Było to uzasadnione, gdyŝ literatura [65] podaje, Ŝe największe prędkości przepływu w gardzielach współczesnych lotniczych silników tłokowych nie przekraczają m/s podczas pracy silnika na zakresie maksymalnym, a obliczenia prowadzono dla mniejszych wartości prędkości, wiec w modelu takim spodziewano się uzyskać pewne przybliŝenie zachodzących w układzie dolotowym silnika zjawisk. Uzyskane wyniki pokazały jednak, Ŝe w szczelinach między tarczą przepustnicy a ściankami kanału przepływowego występują prędkości przekraczające 180 m/s, co spowodowało wykonywanie dalszych obliczeń numerycznych przepływu przez układ dolotowy z uŝyciem pakietów Fluent oraz ANSYS przy wykorzystaniu do budowy modeli strukturalnych pakietu oraz Unigraphics NX [40], natomiast pakiet Comsol Multiphysics stosowano w obliczeniach zjawisk cząstkowych, związanych np. z zagadnieniami ruchu kropel, wymiany ciepła itp. [53, 54, 55, 56, 58, 59]. W badaniach wykorzystywano doświadczenie zdobyte podczas analiz zjawiska oblodzeni lotniczych silników turbinowych oraz zjawisk cząstkowych [4, 38, 70, 71, 109] Modelowanie numeryczne układu dolotowego silnika paralotni Model geometryczny układu dolotowego silnika paralotni wyposaŝonego w gaźnik Walbro WB-37 (rys. 7.1) opracowano na podstawie pomiarów rzeczywistego układu dolotowego (por. rys. 6.2) wprowadzając uproszczenia wynikające z przewidywanych trudności w generowaniu siatki numerycznej na ostrych naroŝach oraz rozporządzalnej mocy obliczeniowej

112 112 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych komputera. Z tego względu geometria rozpylacza została uproszczona do kształtu walca, jak równieŝ sam rozpylacz przemieszczono równolegle umieszczając go w płaszczyźnie symetrii kanału przepływowego, co pozwoliło na dwukrotne zmniejszenie rozmiarów siatki, a tym samym na dwukrotnie zmniejszenie niezbędnej mocy obliczeniowej komputera. PołoŜenie modelu przepustnicy dostosowano do jej rzeczywistych połoŝeń występujących w trakcie badań eksperymentalnych bazując na wykonanych podczas pomiarów zdjęciach (rys. 7.2, por. rys. 6.3). Na potrzeby obliczeń numerycznych przepustnica była ustawiana pod kątami 30, 45, 60, 85, przy czym dla kąta 45 o obliczenia przeprowadzono za pomocą pakietu CFX ANSYS, natomiast dla pozostałych za pomocą pakietu Fluent Rys Model geometryczny układu dolotowego silnika paralotni wyposaŝonego w gaźnik Walbro WB-37 a Rys Porównanie rzeczywistego połoŝenia rozpylacza paliwa i przepustnicy z gaźnika Walbro WB-37 (a) z połoŝeniem modelowym (b) Siatki obliczeniowe W obliczeniach numerycznych z wykorzystaniem pakietu Fluent zastosowano siatkę hybrydową niestrukturalną składającej się z elementów b 10 Modelowanie numeryczne wykonywano przed włączeniem pakietu Fluent do pakietu ANSYS.

113 Modelowanie numeryczne i obliczenia 113 czworościennych o gęstości dostosowanej do obszarów o duŝych gradientach wielkości fizycznych, a całkowitą liczbę węzłów do mocy obliczeniowej komputera. Siatkę zagęszczono w obszarach naroŝy, wtryskiwacza oraz przepustnicy. W obszarach przyściennych zastosowano siatkę składającą się z elementów pryzmatycznych, co umoŝliwiło dokładniejsze odwzorowanie tej warstwy (rys ). Rys Widok siatki w przekroju poprzecznym w obszarze wtryskiwacza i w przekroju podłuŝnym a b c Rys Widok zagęszczonej siatki w obszarach: naroŝy a, wtryskiwacza b oraz przepustnicy c W obliczeniach z wykorzystaniem pakietu CFX ANAYS wydłuŝono cylindryczną część kanału przepływowego za przepustnicą w celu sprawdzenia, czy na uzyskiwane wyniki nie ma wpływu długość końcowej części modelu, co mogłoby się zdarzyć, gdyby była zbyt mała. Ponadto wygenerowano nową siatkę obliczeniową, którą dodatkowo zagęszczono w środkowej części kanału (rys. 7.5). Rys Siatka numeryczna do obliczeń w pakiecie CFX ANSYS Warunki brzegowe Ze względu na złoŝoność zagadnienia podstawowy zakres modelowania przepływu ograniczono do zjawisk przepływu jednofazowego. Masowe

114 114 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych natęŝenie przepływu określono analitycznie wykorzystując wyniki pomiarów prędkości obrotowej silnika, analizując konstrukcję silnika i parametry jego obiegu oraz dokonując pomiarów fotogrametrycznych połoŝenia przepustnicy dla poszczególnych przypadków. Do obliczeń analitycznych mających na celu ustalenie warunków brzegowych zastosowano model jednowymiarowy, w którym przewęŝenie przepływu określano jako rzuty przepustnicy na powierzchnie prostopadłą do osi kanału. Dodatkowo przyjęto, Ŝe czynnikiem roboczym jest powietrze o właściwościach gazu doskonałego o temperaturze wynoszącej 300 K. Ze względu na silny wpływ długości układu dolotowego na pracę silnika dwusuwowego, który był uŝywany w badaniach nie było moŝliwości zastosowania klasycznego pomiaru masowego natęŝenia przepływu powietrza przy uŝyciu zwęŝki Venturiego, w związku z czym zostało ono wyznaczone, na podstawie znanej objętości skokowej silnika V s =200 cm 3, w sposób analityczny z zaczerpniętej z [65] zaleŝności zmodyfikowanej dla silnika dwusuwowego do postaci: Vs ηv ρ H n mɺ pow = (7.1) 7 0, 6 10 gdzie: V s pojemność skokowa cylindra w cm 3, i=1 liczba cylindrów, η V współczynnik napełnienia cylindra równy 0,8...0,9 dla silnika niedoładowanego, ρ H gęstość powietrza w kg/m 3, n prędkość obrotowa wału silnika w obr/min. Uzyskane dla poszczególnych połoŝeń przepustnicy masowe natęŝenia przepływu powietrza przez układ dolotowy wyznaczone analitycznie z zaleŝności (7.1) w porównaniu z wyznaczonymi na drodze modelowania numerycznego zestawiono w tabeli 7.1. Tab Porównanie masowego natęŝenia przepływu powietrza przez układ dolotowy obliczonego z zaleŝności (7.1) z rezultatami otrzymanymi w wyniku modelowania numerycznego Prędkość Masowe natęŝenie przepływu powietrza Zakres pracy obrotowa wału [kg/s] silnika (faza silnika Wynik otrzymany Wynik obliczeń lotu) [obr/min.] z zaleŝności (7.1) numerycznych zniŝanie 0, , lot poziomy 0,0129 0, wznoszenie 0,0241 0, maksymalny 0,027 0,030 Kąt ustawienia przepustnicy

115 Modelowanie numeryczne i obliczenia 115 Na powierzchniach odpowiadających ściankom gaźnika oraz przepustnicy załoŝono następujące warunki brzegowe: adiabatyczne dla przepływu ciepła, brak przepływu masy i zerowanie się składowej promieniowej prędkości dla zagadnień przepływowych. Na powierzchni wlotu zadana została wartość nadwyŝki ciśnienia w stosunku do powierzchni wylotowej dobrana tak, by uzyskać zgodność masowego natęŝenia przepływu z obliczeniami analitycznymi, natomiast dla turbulencji w wyniku przeprowadzonej analizy porównawczej, wybrano model Spalarta-Allmarasa Analiza wyników W wyniku modelowania numerycznego uzyskano przestrzenne rozkłady pól parametrów fizycznych przepływu oraz wyznaczono ich zmiany uśrednionych (w poszczególnych przekrojach poprzecznych) wartości wzdłuŝ kanału przepływowego. Wizualizacje wyników uzyskanych dla róŝnych wychyleń kątowych przepustnicy pokazano na rys Zaprezentowane na rys wartości parametrów były obliczane jako średnie waŝone danych wielkości fizycznych w zaleŝności od masy strumienia przepływającego przez daną powierzchnie kontrolną: n φρυ da φiρiυi Ai i= 1 φ = = (7.2) n ρυ da ρ υ A Charakterystyczne wartości maksymalnych lokalnych prędkości i maksymalnych lokalnych spadków temperatury uzyskane w wyniku obliczeń numerycznych zestawiono w tabeli 7.2, w przekroju odpowiadającym lokalizacji czujnika T3 podczas badań doświadczalnych (por. rozdział 6.2). Tab Porównanie wybranych wyników obliczeń numerycznych dla modelu trójwymiarowego z wartościami uzyskanymi modelu przepływu jednowymiarowego Kąt uchylenia przepustnicy 30 o 45 o 60 o 85 o Maksymalne lokalne prędkości przepływu Model trójwymiarowy wartości lokalne 229 m/s 220 m/s 172 m/s 145 m/s Maksymalne spadki temperatury Model trójwymiarowy wartości lokalne 26 o C 23 o C 14 o C 11 o C Model przepływu jednowymiarowego 3,6 o C 3,1 o C 2,8 o C 2,1 o C i= 1 i i i

116 116 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych a b c Rys Rozkład pól prędkości (a) i temperatury (b) w płaszczyźnie symetrii układu dolotowego oraz rozkład temperatury w płaszczyznach prostopadłych do osi kanału przepływowego w miejscach usytuowania spoin pomiarowych termoelementów 2 (c) i 3(d) por. rys. 6.1 przy ustawieniu przepustnicy pod kątem 30 o (model wykonany w pakiecie Fluent) [40] d

117 Modelowanie numeryczne i obliczenia 117 a b c d Rys Rozkład pól prędkości (a) i temperatury (b) w płaszczyźnie symetrii układu dolotowego oraz rozkład prędkości (c) i temperatury (d) w płaszczyźnie prostopadłej do osi kanału przepływowego w miejscu usytuowania spoiny pomiarowej termoelementu 3 por. rys. 6.1 przy ustawieniu przepustnicy pod kątem 45 o (model wykonany w pakiecie CFX ANSYS) [40]

118 118 Problemy oblodzenia lotniczych silników tłokowych a b c d Rys Rozkład pól prędkości (a) i temperatury (b) w płaszczyźnie symetrii układu dolotowego oraz rozkład temperatury w płaszczyznach prostopadłych do osi kanału przepływowego za (c) i przed (d) osią przepustnicy przy ustawieniu przepustnicy pod kątem 60 o (model wykonany w pakiecie Fluent) [40]

119 Modelowanie numeryczne i obliczenia 119 a b c d Rys Rozkład pól prędkości (a) i temperatury (b) w płaszczyźnie symetrii układu dolotowego oraz rozkład pól prędkości (c) i temperatury (d) w płaszczyźnie prostopadłej do osi kanału przepływowego w miejscu usytuowania spoiny pomiarowej termoelementu nr 3 por. rys przy ustawieniu przepustnicy pod kątem 85 o (model wykonany w pakiecie Fluent) [40]