Pumpanje kompresora mlaznih motora

Osnovni aerodinamički zahtev je da svaka lopatica kompresora, u svakom stupnju sabijanja, treba da obezbedi maksimalno povećanje pritiska vazduha, uz minimalni utrošak snage potrebne za pokretanje rotora kompresora. Postići to samo za određene proračunske uslove proticanja vazduha kroz motor, visine leta, temperature i brzine, bilo bi relativno jednostavno. Međutim, mlazni motor se suočava sa znatno komplikovanijim uslovima rada. Naime, mora da bude u stanju da startuje, da radi na malom gasu, da ubrzava ili usporava i da funkcioniše zadovoljavajuće na svim režimima i na svim visinama leta aviona.

U ovako složenim uslovima rada, nužno je kompromisno rešavati niz problema, te se pojedine nepoželjne pojave, među kojima i takozvano pumpanje kompresora, nikada ne mogu apsolutno isključiti.

Pumpanje je zajednička karakteristika za kompresore turbinskih motora svih vrsta, uključujući i klipne motore snabdevene turbokompresorima za prehranjivanje. Pod određenim radnim uslovima dolazi do prekida sabijanja vazduha u kompresoru. U engleskoj i američkoj literaturi se ova pojava naziva »Compressor Stall«, a u ruskoj »pompaž kompresora«. Neki je nazivaju prekid sabijanja kompresora, dok drugi nastoje da naprave razliku između pumpanja i prekida sabijanja. Praktično, i jedno i drugo može se tretirati kao ista pojava, pa ćemo se odlučiti na izraz »pumpanje«, s obzirom da se već odomaćio u našoj terminologiji.

U radu turbinskih motora susreću se različite vrste pumpanja i sve su one sa teoretskog stanovišta neobično složene, te iziskuju ozbiljniju studiju i znatno više prostora. Za praktične potrebe dovoljno je steći fizičku prestavu o pumpanju i, što je daleko važnije, umeti u određenim uslovima primeniti postupke koji će eliminisati pumpanje, ili ga svesti na snošljiv i bezopasan stepen.

Pumpanje se često može ustanoviti po vibracijama kompresora, koje se prenose kroz avionsku strukturu. Međutim, dešava se da pilot katkada ne oseti nikakve poremećaje, ni u pogledu promene zvuka, ni u pogledu vibracija aviona. Ponekad motor jednostavno nije u stanju da ubrzava, ili pak broj obrtaja motora opada, iako nije pomerena ručica gasa. Pumpanje može da se javi u blagoj formi, a može da bude snažno i praćeno jakim eksplozijama, što naročito zbunjuje neiskusne pilote i navodi ih na pomisao o lomu u motoru.

Slika 1. - Napadni ugao lopatice aksijalnog kompresora

Da bi se objasnila pojava pumpanja, pogodno je da se motorski kompresor uporedi sa avionskim krilom. Poznato je da pri velikim napadnim uglovima krila dolazi do takozvanog gubitka brzine. Analogno tome, kada lopatice kompresora rade pod velikim napadnim uglom dolazi do prekida sabijanja, odnosno do pumpanja.

Već na prvi pogled uočava se sličnost između avionskog krila i lopatice kompresora (slike 1 i 2). Kompresor se, u stvari, sastoji od velikog broja malih krila i svako od ovih krilaca može da izgubi uzgon baš kao i avionsko krilo. Do gubitka brzine aviona dolazi kada se nos aviona toliko podigne da napadni ugao krila dostigne veličinu od koje krilo nije više u stanju da stvara uzgon. Drugim rečima, gubitak brzine aviona rezultat je povećanja napadnog ugla krila, nastalog promenom položaja aviona u odnosu na pravac relativnog strujanja vazduha u atmosferi.

Slika 2. - Napadni ugao krila

U aksijalnom kompresoru brzina vazduha koji nailazi na lopatice približno je proporcionalna broju obrtaja motora i, kada su u celom opsegu broja obrtaja motora uslovi rada normalni, uzajamna veza broja obrtaja i brzine vazduha obezbeđuje rad kompresorskih lopatica na umerenim napadnim uglovima. Iz slike 1 se vidi da brzina vazduha čini jedan a obimna brzina lopatice drugi krak vektorskog trougla. Napadni ugao je ugaona razlika između hipotenuze trougla i tetive profila lopatice.

Samo u najboljem slučaju sve kompresorske lopatice jednog punog niza imaju isti napadni ugao, a to će se desiti jedino onda kada postoji pravilna raspodela vazduha na ulazu u kompresor. Nijedan mlazni avion ne obezbeđuje apsolutno pravilnu raspodelu vazduha na ulazu u kompresor, a varijacije između pojedinih aviona su, u tom pogledu, znatne. Na slici 3 prikazana je tipična raspodela vazduha na ulazu u motor.

Slika 3. - Dijagram rasporeda pritisaka na ulazu u kompresor

Zatvorene krive linije predstavljaju izobare (linije istog pritiska). Neujednačenost vazdušnog strujanja na ulazu u kompresor stvara uslove pod kojima svaka lopatica tokom okretanja rotora menja svoj efektivni napadni ugao, pomerajući se po kružnoj putanji i presecajući zone različitog strujanja. Ako nema velikih razlika u raspodeli vazduha (dopustive su varijacije do oko 5%), motor radi normalno. Međutim, ako su promene na ulazu u motor velike, pumpanje je neminovno.

Nepravilno strujanje na ulazu u kompresor, ima tendenciju da se protegne kroz ceo kompresor, sve do difuzora i da izazove nestabilno stanje motora. Kao posledica ovih nepravilnosti, bez obzira na različite uzroke njihovih nastajanja, javlja se nejednakost brzina strujanja vazduha u pojedinim zonama istog poprečnog preseka. Kada se na pojedinim mestima smanji brzina vazduha, pri nepromenjenom broju obrtaja kompresora doći će do povećanja napadnih uglova lopatica (slika 4), a ako brzina vazduha opadne toliko da napadni ugao neke lopatice dostigne kritičnu veličinu, doći će do »gubitka brzine« lopatice, koji je gotovo istovetan sa gubitkom brzine aviona.

Slika 4. - Šematski prikaz promene napadnog ugla lopatice

Usled prekoračenja kritičnog napadnog ugla dolazi do odvajanja strujnica sa gornjake lopatice i do prekida sabijanja vazduha u aksijalnom pravcu, odnosno do pumpanja na mestu gde je kritični ugao prekoračen. Ovo se može dogoditi na nekoliko lopatica u jednom ili dva stupnja. Međutim, komplikacije su mnogo veće ako do ovoga dođe na kompletnoj ulaznoj površini i proces obuhvati sve stupnje sabijanja.

Rečeno je već da smanjenje brzine vazduha kroz kompresor, kada radi na konstantnom broju obrtaja, povećava napadni ugao lopatica. Na slici 5 prikazana je mogućnost promene brzine vazduha pri ulasku u motor. Kada avion leti horizontalno, u mirnoj atmosferi, motor radi normalno. Međutim, ako se nađe u uznemirenom vazduhu, može se znatno promeniti ugao pod kojim vazduh ulazi u uvodnik, što dovodi do smanjnja ulazne brzine vazduha na nekim mestima (u slučaju prikazanom na slici 5b, na donjem unutrašnjem delu uvodnika). Slični uslovi, pogodni za izazivanje pumpanja, mogu nastati i u mirnoj atmosferi oštrim manevrom aviona.

Slika 5. - Ulaz vazduha u avionski uvodnik 
(a - pod normalnim uslovina; b - pod oštrim uglom)

Za vizuelno prikazivanje performansi kompresora, crtaju se takozvane radne karte kompresora (slika 6 i 7). One služe konstruktorima za orijentaciono sagledavanje rezerve koju kompresor poseduje u oblasti od linije stabilnog rada do graničnog područja od koga počinje pumpanje. Međutim, iste karte mogu korisno poslužiti i ljudima koji rade na održavanju aviona. Na slikama su dati dijagrami jednog dvostepenog kompreora, koji na prelazu iz kompresora niskog u kompresor visokog pritiska ima ugrađen odušni ventil, Zahvaljujući ovom odušnom ventilu, radna linija kompresora se pomera naniže, odnosno udaljava od zone pumpanja.

Slika 6. - Radna karta kompresora niskog pritiska dvostepenog kompresora

Na slici 6 prikazana je radna karta kompresora niskog pritiska. Na ordinati je nanesen stepen sabijanja, a na apscisi protok vazduha kroz kompresor. Linija stabilnog rada kompresora i granična linija pumpanja date su za tri različite visine: 0 m, 11.000 m i 16.000 m. U dijagramu su ucrtane linije broja obrtaja i linije ubrzavanja i usporavanja motora. Pod normalnim uslovima, sa porastom visine leta, radna linija kompresora se pomera na gore, a linija pumpanja se spušta, pa se sužava oblast stabilnog rada kompresora. Ova zavisnost je uslovljena uticajem promene Rejnoldsovog broja sa visinom, o čemu će kasnije biti govora. Promena nagiba radne linije između dve prelomne tačke rezultat je zatvaranja (prilikom ubrzavanja) i otvaranja (prilikom usporavanja) odušnog ventila, koji iz kompresora niskog pritiska odvodi određenu količinu vazduha.

Slika 7 prikazuje dijagram performansi kompresora visokog pritiska istog dvostepenog kompresora. Na njemu su prikazane iste karakteristike kao i na prethodnom dijagramu. Efektu koji se dobija nepravilnim rasporedom brzina vazduha na ulazu u motor, na velikim visinama leta treba dodati i uticaj Rajnoldsovog broja.

Slika 7. - Radna karta kompresora visokog pritiska dvostepenog kompresora

Prilikom strujanja vazduha dolazi do međusobnog trenja vazdušnih čestica, usled čega se pojavljuje sila trenja, pa se pri razmatranju kretanja vazduha, ili kretanja tela kroz vazduh, ovaj faktor mora uzeti u obzir. Osim toga, pri većim brzinama mora se uzeti u obzir i stišljivost vazduha. Ispitivanjima je dokazano da se dejstvo vazdušnog strujanja na neko telo može, u raznim slučajevima, međusobno upoređivati ako odnos (Sile inercije)/(Sile unutrašnjeg trenja vazduha)=Re ima istu vrednost. Ovaj odnos naziva se Rejnoldsov broj.

Pri brzinama uobičajenim za mlazne avione, uticaj manje gustine vazduha, pa prema tome manje sile inercije mase jedinice zapremine vazduha, obično se javlja na visinama iznad 10.000 m. Pošto i viskozitet vazduha opada sa visinom, menja se vrednost Rejnoldsovog broja. Kako je smanjenje inercijalnih sila sa povećanjem visine leta veće od smanjenja viskoziteta, odnosno trenja vazduha, Rejnoldsov broj sa visinom opada.

Po teoriji graničnog sloja, pri opstrujavanju vazduha duž aeroprofila lopatice kompresora, laminarni granični sloj prelazi u turbulentni kada Rejnoldsov broj dostigne kritičnu vrednost. Kritični Rejnoldsov broj karakteriše prelaz laminarnog u turbulentni granični sloj. Iznad kritičnog Rejnoldsovog broja obezbeđen je relativno debeo turbulentni granični sloj, koji sukcesivno prati konturu aeroprofila sve do izlazne ivice. Međutim, ispod kritičnog Rejnoldsovog broja viskozna sila postaje predominantna i stvara granični sloj vazduha koji nije sposoban da ostvari prelaz iz laminarnog u turbulentno strujanje, tako da se laminarni granični sloj počinje da odvaja sa gornjake aeroprofila. Ovo dovodi do smanjenja efikasnosti kompresora na velikim visinama. Na slikama 6 i 7, između ostalog, prikazan je uticaj Rejnoldsovog broja na performanse kompresora, a na slici 8 zavisnost efikasnosti kompresora od vrednosti Rejnoldsovog broja.

Slika 8. - Dijagram promene efikasnosti lopatice kompresora u zavisnosti od Rejnoldsovog broja

Ova karakteristika vazduha sužava na velikim visinama rezervno područje između radne linije kompresora i granične linije pumpanja, čak i pri idealnoj raspodeli vazduha na ulazu u kompresor. Kombinacijom loše raspodele vazduha na ulazu u kompresor i uticaja Rejnoldsovog broja sa porastom visine leta aviona, problem pumpanja kompresora progresivno raste.

Na lovačkim avionima snabdevenim uređajima za naknadno sagorevanje, pilot katkad može da oseti pumpanje nakon uključivanja naknadnog sagorevanja. Do ovoga dolazi stvaranjem povratnog pritiska, nastalog naglim sagorevanjem velike količine goriva u izduvnom sistemu. Ponekad može doći i do povratka plamena u predeo kompresora, pa su posledice, u tom slučaju, mnogo ozbiljnije.

Kod nekih aviona pri ubrzavanju od malog gasa može, takođe, doći do poremećaja u sabijanju vazduha kroz kompresor, no ovi poremećaji su blagi i kratkotrajni, te osim što izazivaju sporo ubrzavanje motora, nemaju drugih ozbiljnijih posledica. I ovaj vid pumpanja pri ubrzavanju ili usporavanju prouzrokovan je poremećajem strujanja vazduha oko kompresorskih lopatica. Za vreme ubrzavanja u brizgače se dovodi višak goriva da bi se obezbedila dodatna energija neophodna za ubrzavanje obrtnih masa kompresora i turbine. Ako je zbog ulaznih uslova vazduha rad motora blizak uslovima pumpanja, a usled viška dodatnog goriva proces se odvija sa relativno visokim pritiskom u komorama sagorevanja, kretanje vazduha kroz kompresor se usporava, te prestaje proporcionalnost između brzine vazduha i broja obrtaja, Ranije je već objašnjeno kako ove okolnosti dovode do prekida sabijanja kompresora i do pojave pumpanja.

Pri oduzimanju gasa dolazi do usporavanja motora. Kod dvokompresorskog motora kompresor visokog pritiska usporava brže, jer ima manju masu. Svojim bržim usporavanjem može da blokira protok kroz kompresor niskog pritiska i, kada brzina vazduha postane kritično mala, da izazove pumpanje kompresora niskog pritiska. Na slici 6 prikazana je ova tendencija i vidi se da se linija usporavanja na radnoj karti kompresora niskog pritiska pomera prema liniji pumpanja. Treba naglasiti da je pumpanje pri ubrzavanju i usporavanju kod serijskih motora retka pojava, pošto regulator goriva automatski kontroliše rad motora na ovim režimima. U slučaju da dođe do pumpanja, treba ispitati radne uslove, a zatim proveriti stanje uvodnika vazduha i ispravnosti regulatora goriva.

Na velikim visinama pojava pumpanja može biti i posledica ulaska kristalića leda u motor. Led se ne taloži na uvodnik vazduha, već zajedno sa vazduhom ulazi u motor. U procesu sabijanja led se topi i prelazi u tečno stanje, pa se dobija isti efekat kao da se vrši ubrizgavanje vode na ulazu u kompresor u cilju povećanja snage motora. Dokazano je da se ubrizgavanjem vode u motor pomera radna linija kompresora bliže liniji pumpanja. Na velikim visinama je stvarna težina vazduha koji prolazi kroz kompresor mala, pa je i potrebna količina vode za ubrizgavanje za postizanje optimalnog odnosa vazduh-voda takođe mala. Količina unešenog leda može da prekorači tu optimalnu vrednost, te da, uz već objašnjen uticaj Rejnoldsovog broja na velikim visinama leta, toliko suzi područje stabilnog rada motora, da u jednom trenutku počne pumpanje.

Zavisno od okolnosti pilot može na razne načine da suzbije ili spreči pojavu pumpanja. Brzo pomeranje ručice gasa u trenutku kada su deformacije vazdušne struje na ulazu u kompresor velike, kao, na primer, na malim brzinama, često može biti uzrok pumpanja kompresora.

Pažljivo koordiniran let povećava efikasnost uvodnika vazduha. Brzinu aviona treba održavati iznad dopuštenog minimuma. Ponekad je dovoljno neznatno spustiti nos aviona i dovesti do mirnijeg strujanja vazduha kroz uvodnik, pa da se eliminiše pumpanje.

Na nekim avionima pumpanje se odstranjuje postavljanjem ručice gasa u položaj kome odgovara režim od 90-92% broja obrtaja. Često se stanje popravlja i laganim oduzimanjem gasa do praznog hoda, a zatim laganim dodavanjem gasa do željenog režima rada motora. U nekim slučajevima se pumpanje prekida povećanjem brzine leta i smanjenjem napadnog ugla ili brzine penjanja.

Ako se pojava pumpanja javlja retko, onda ona nije zabrinjavajuća, jer ne može biti ozbiljnih posledica, ali ako se uzastopno ponavlja i traje neprekidno duži period vremena, lako može doći do oštećenja motora, pa se u takvim slučajevima mora ići na sletanje. Snažno pumpanje kompresora dovodi do prskanja statorskih i rotorskih lopatica kompresora, a stradaju i topli delovi motora usled prekomerne temperature izazvane pumpanjem.

Svaki tip aviona ima svoje specifičnosti i zato se treba kloniti svakog stanja u kome je kompresor sklon pumpanju. Osnovno pravilo je da treba izbegavati svaku situaciju koja remeti pravilno strujanje vazduha kroz kompresor, a kada već dođe do pumpanja, otkloniti uzročnik dejstvujući na komande leta i komande motora.

LITERATURA:

1. Jet Aircraft Power Systems, Jack V. Casamassa, 1957.

2. The Aircraft Gas Turbine Engine and its operation, izdanje Pratt and Whitney, 1962.

3. Vazduhoplovni turbomotori, izdanje KRV i PVO, 1962.