This is an HTML version of an attachment to the Freedom of Information request 'Request for AP 3456 Volumes'.

AP3456 – 2-21 - Load Bearing Strength of Airfield Pavements 
CHAPTER 21- LOAD BEARING STRENGTH OF AIRFIELD PAVEMENTS 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
Pavements............................................................................................................................................... 1 
The Load Classification Number (LCN) System ..................................................................................... 2 
Equivalent Single Wheel Loading (ESWL).............................................................................................. 2 
The Load Classification Group (LCG) System........................................................................................ 2 
The Aircraft Classification Number (ACN)/Pavement Classification Number (PCN) System................. 4 
Other Load Classification Systems ......................................................................................................... 6 
Taxiways/Parking Areas.......................................................................................................................... 7 
 
Table of Figures 
 
2-21 Fig 1 Correlation of LCN and LCG.................................................................................................. 3 
2-21 Fig 2 ERS Extract – Cranwell.......................................................................................................... 3 
2-21 Fig 3 LCN/LCG – Hercules C130 Mk 3 & C130 Mk 4..................................................................... 4 
2-21 Fig 4 ACN – Hercules C130 Mk 4 & C130 Mk 5............................................................................. 4 
2-21 Fig 5 PCN Decode .......................................................................................................................... 5 
2-21 Fig 6 ERS Extract - Newcastle Rwy 07/25...................................................................................... 6 
2-21 Fig 7 Apron and Taxiway Data for RAFC Cranwell (EGYD)........................................................... 7 
2-21 Fig 8 Runway Data for RAFC Cranwell (EGYD)............................................................................. 7 
 
Introduction 
 
1.  An aerodrome pavement should be strong enough for an aeroplane to be operated without risk of 
damage to either the pavement or the aeroplane and, in normal circumstances, the pavement should 
last long periods without requiring major maintenance. 
 
2.  It is necessary to classify both pavements and aeroplanes in such a way that the load bearing 
capacity of the pavement can readily be compared with the load exerted by the aeroplane.   
 
Pavements 
 
3.  Pavement Types.  There are two main types of aerodrome pavement: 
 
a.  Rigid  Pavement.    Rigid  pavement  is  the  term  used when the bearing strength is derived 
from concrete slabs. 
 
b.  Flexible  Pavement.    Flexible  pavement  consists  of  a  series  of  layers  of  compacted 
substance; the surface top layer is usually of bituminous material. 
 
4.  Stress Effects.  The stress effect on a pavement, caused by an aircraft, will vary with the all-up 
weight (AUW), tyre pressure (and thus contact area), number and spacing of wheels, and the type and 
thickness of the pavement.  Aircraft with a multi-wheel arrangement are able to spread their weight 
better than those with a single wheel arrangement. 
 
5.  Runway Surfaces.  The surface of a runway should not have irregularities that might affect 
aircraft steering or otherwise adversely affect the take-off or landing of an aircraft.  The surface 
Revised Jun 14  Page 1 of 7 

AP3456 – 2-21 - Load Bearing Strength of Airfield Pavements 
should provide good braking action, and the coefficient of friction in both wet and dry conditions 
must reach a satisfactory standard. 
 
6.  Aircraft Compatibility.  During flight planning, the officer authorizing the flight, and the aircraft 
captain,  should  consider  compatibility  of  aircraft  type  with  pavement  strengths  for  aerodromes  of 
intended  operation.    Aerodrome  pavement  strengths  are  published  in  the  Aeronautical  Information 
Publication (AIP), Military AIP, and En-Route Supplements (ERS).  The main methods of comparing 
aircraft  loading  against  pavement  strength  are  explained  within  this  chapter,  listed  in  mainly 
chronological order, to assist explanation of their development. 
 
The Load Classification Number (LCN) System 
 
7.  The  Load  Classification  Number  (LCN)  system  is  an  early  system,  based  on  aircraft  having 
wheels in single units with a minimum tyre contact area of 200 in2.  The derivation of the LCN number 
is  from  the  ratio  between  two  values.    The  first  value  (the  'standard  value')  is  the  load  required  to 
produce a failure of a given surface when acting over an area of 530 in2.  The second value is the load 
required to produce a failure on the same surface, but applied over a lesser specified area.  The ratio 
between these two values is expressed as a percentage and is known as the LCN.  By comparing the 
wheel loading of an aeroplane with the LCN of an aerodrome pavement, it is possible to determine 
whether  the  pavement  is  sufficiently  strong  for  that  particular  aeroplane.    The  load  exerted  by  the 
aeroplane depends on: 
 
a.  Aeroplane AUW. 
 
b.  Tyre pressure (and thus contact area). 
 
8.  Application of the LCN System.  The aircraft LCN must not exceed the aerodrome LCN if the 
number of aircraft movements is to be unrestricted. 
 
9.  Aircraft  with  Multiple  Wheel  Units.    The  introduction  of  increasingly  heavier aeroplanes with 
their associated multiple wheel units and higher tyre pressures, i.e. smaller contact areas, complicated 
the original calculations.  In order to obtain a simple figure on which comparisons could be made, the 
concept of Equivalent Single Wheel Loading was introduced. 
 
Equivalent Single Wheel Loading (ESWL) 
 
10.  In  order  for  aircraft  with  multi-wheel  undercarriages  and  higher  tyre  pressures  to  be  classed 
within  the  LCN  system,    the  concept  of  Equivalent  Single  Wheel  Loading  (ESWL)  was  introduced.  
The  ESWL  of  a  particular  group  of  two  or  more  closely  spaced  wheels  is  calculated,  at  the  tyre 
pressure of the assembly, enabling it to be compared with a single wheel unit.  Thus, a direct, though 
complex relationship exists between ESWL and LCN, and conversion can be achieved by means of 
an appropriate table or graph. 
 
The Load Classification Group (LCG) System 
 
11.  The Load Classification Group (LCG) system is a development from, and improvement on, the 
earlier LCN system.  It is intended to take account of local LCN variations by placing pavement load 
bearing capacity into groups, each of which embrace a range of LCN values as shown in Fig 1.  For 
example, it can be seen that a pavement with an LCN of 70 would belong within LCG III. 
 
 
 
Revised Jun 14  Page 2 of 7 

AP3456 – 2-21 - Load Bearing Strength of Airfield Pavements 
2-21 Fig 1 Correlation of LCN and LCG 
 
LCN 
LCG 
101 upwards 
I    (Heavy ac) 
76 - 100 
II 
51 - 75 
III 
31 - 50 
IV 
16 - 30 

11 - 15 
VI 
01 - 10 
VII  (Light ac) 
 
12.  The Pavement Load Classification Group.  In this system, the bearing strength of a pavement, 
derived from characteristics and type of construction, is indicated by placing it in a Load Classification 
Group (LCG). 
 
13.  Aircraft  Groupings.   Aircraft are also given an LCG value, which is promulgated in ODMs or 
Aircrew  Manuals.    If  the  aircraft  weight  is  published  as  an  LCN,  then  appropriate  pavement  LCG 
requirement can be read from Fig 1.  
 
14.  Application of the LCG System.  Provided that the LCG of the aircraft corresponds to that of the 
pavement, unlimited use of the pavement area is permitted, i.e. an aeroplane whose LCG places it in 
Group IV may be operated continuously on pavements of LCGs I, II, III or IV. 
 
Example:  A fully-loaded Tucano T Mk 1 aircraft falls within LCG VII.  The ERS entry for Cranwell 
Rwy 09/27 (Fig 2) shows that the pavement for runway 09/27 is LCG IV.  The Tucano T Mk 1 
aircraft can therefore operate without restriction from that runway.   
 
2-21 Fig 2 ERS Extract – Cranwell 
 
CRANWELL  England RAF  N53 01.82 W000 28.99  Elev 218ft                              EGYD / ---
             T
   C, UK(L)1/2/5, UK(H)2/6, EU(H)SP1/2/1-OAT Barnsley ASRgn                          London FIR
   
TEL      PST  
(01400) 261201 Ext 7377 DFT  
95751
TIM    
   PPR H24.  0815-1730(A) Mon-Thu, 0815-1700(A) Fri, or as required by 3FTS.
               0845-1700(A) Sat-Sun, or as required by EMUAS or 7 AEF only.  ATZ opr hr H24.
RW    
   09/2  
(082.69ºT/-0.65%) 6,831ft/2,082m, Asphalt/Concrete, LCG IV; L4, 6, 7, 12, 13, 15(a)  
 
15.  Aerodrome LCG Overload.  Because of the safety factor incorporated, the published LCG for 
the pavement always represents a safe loading less than the maximum that the pavement can carry.  
It is therefore possible to allow occasional/infrequent use of a pavement by an aeroplane with an LCG 
one category heavier than the published pavement LCG, e.g. an aeroplane whose LCG places it in 
Group IV may be operated occasionally on pavements of LCG V.  It can be seen from Fig 3 that at all 
weights, apart from the overload case, the C130 can operate unrestricted from RW 09/27 at Cranwell.  
At overload weight, with an LCG of III, the C130 can operate from the runway occasionally but such 
operations are at the discretion of the aerodrome operator.  An aircraft with an LCG category two or 
more  heavier  than  the  published  aerodrome  LCG  will  probably  only  be  allowed  to  operate  at  the 
aerodrome in an emergency. 
 
 
 
 
Revised Jun 14  Page 3 of 7 

AP3456 – 2-21 - Load Bearing Strength of Airfield Pavements 
2-21 Fig 3 LCN/LCG – Hercules C130 Mk 3 & C130 Mk 4 
 
ESWL 
LCN LCG 
Operating Weight Empty  
lbf kgf 
23,237 
10,540 
23 

ESWL 
LCN LCG 
Max Landing Weight 
lbf kgf 
39,278 
17,817 
42 
IV 
ESWL 
LCN LCG 
Max Take-off Weight 
lbf kgf 
47,374 
21,489 
50 
IV 
ESWL 
LCN LCG 
Overload 
lbf kgf 
51,511 
23,365 
55 
III 
 
16.  Recent LCG Values.  Instances may occur where the latest LCG value for a pavement does not 
agree  with  the  last  published  LCN.    This  is  because  the  calculations  of  LCG  are,  in  many  cases, 
based on a new evaluation of pavement strength. 
 
The Aircraft Classification Number (ACN)/Pavement Classification Number (PCN) System 
 
17.  ICAO  Requirements.    ICAO  Standard  Practices  now  recommend  that  Member  States  adopt 
uniform and standardized systems for reporting of pavement strengths.  For pavements intended for 
use by aeroplanes having a maximum total weight authorized  (MTWA) in excess of 5,700 kg (12,500 
lbs),  ICAO  recommends  the  use  of  the  Aircraft Classification Number (ACN)/Pavement Classification 
Number (PCN) system.  (For aircraft with MTWA of 5,700 kg or less, see para 22a.) 
 
18.  The ACN.  The ACN is a number expressing the relative effect of an aircraft mass on a pavement 
for a specified sub-grade strength.  It is calculated by taking into account the weight of the aircraft, the 
pavement type and the sub-grade category.  ACN values for aircraft (one for rigid pavements and one 
for  flexible  pavements)  are  promulgated  in  relevant  aircrew  manuals.    The  ACN  values  for  British 
military  aircraft  are  also  published  in  the  Flight  Information  Handbook.    The  ACN  values  for  the 
Hercules C130 are shown in Fig 4 as an example. 
 
2-21 Fig 4 ACN – Hercules C130 Mk 4 & C130 Mk 5 
 
 
Aircraft Classification Number (ACN) 
 
Rigid Pavement Subgrades 
Flexible Pavement Subgrades 
Tyre 
High 
Medium 
Low 
Ultra Low 
High 
Medium 
Low 
Ultra Low 
Load Condition 
PSI 








155007 lbs  (1) 
105 
27 
28 
31 
33 
24 
27 
29 
33 
81320 lbs  (2) 
105 
11 
12 
13 
13 

11 
11 
14 
Overload 
114 
30 
31 
34 
37 
26 
30 
32 
37 
174165 lbs 
 
(1) Maximum Total Weight Authorised (MTWA) 
(2) Operating Weight Empty (OWE) 
Revised Jun 14  Page 4 of 7 

AP3456 – 2-21 - Load Bearing Strength of Airfield Pavements 
If  the  aircraft  is  operating  at  an  intermediate  weight  at  take-off  or  landing,  the  ACN  value  can  be 
calculated by a linear variation between the tabled weights. 
 
19.  The PCN.  The PCN expresses the bearing strength of pavement, for unrestricted operations.  It 
is reported as a five part code, promulgated in a set order, e.g. PCN 23/F/B/X/U.  The five parts of the 
code are: 
 
a.  The  Numerical  Value.    The  numerical  value  represents  the  bearing  strength  of  the 
pavement  for  an  unrestricted  number  of  movements.    The  numerical  value  is  against  a 
continuous scale, commencing at zero, with no upper limit. 
 
b.  Pavement Type.  The reporting procedure for pavement type divides surfaces into rigid (R) 
or flexible (F). 
 
c.  Sub-grade  Strength  Category.    The  strength  of  the  pavement  sub-grade  is  measured  and 
classified appropriate to the pavement type, as either high (A), medium (B), low (C) or ultra-low (D). 
 
d.  Tyre Pressure Category.  Tyre pressures are divided into four groups - high  (W) (no upper 
limit), medium X) (max 217 psi), low (Y) (max 145 psi), very low (Z) (max 73 psi).  Thus, provision 
is made for the aerodrome authority to place a limit on the maximum allowable tyre pressure, if 
this is a particular constraint. 
 
e.  Pavement Evaluation Method.  The pavement qualities may be determined by either a full 
technical evaluation (T) or, alternatively, by experience gathered from previous aircraft operations 
(U).  Where the latter is used, the pavement must be monitored for performance in case it does 
not meet expectations and begins to deteriorate. 
 
Using the decode at Fig 5, it can be seen that the previous example, PCN 23/F/B/X/U, describes a 
pavement  of  PCN  23;  it  is  a  flexible  pavement,  of  medium  sub-grade  category,  the  maximum  tyre 
pressure  is  Medium  (max  217  psi),  and  the  evaluation  was  carried  out  by  experience  of  aircraft 
operations. 
 
2-21 Fig 5 PCN Decode 
 
Part Code 
Details 
PCN 

PCN Number 

Rigid 
Pavement Type 

Flexible 

High 

Medium 
Sub-grade Category 

Low 

Ultra-low 

High         (no limit) 

Medium   (max 217 psi) 
Tyre Pressure 

Low         (max 145 psi) 

Very low (max 73 psi) 

Technical 
Evaluation Method 

By experience 
 
20.  Using the ACN/PCN System.  Provided that the pavement PCN is equal to, or greater than, the 
aircraft ACN, unlimited use of the pavement is permitted. 
 
Revised Jun 14  Page 5 of 7 

AP3456 – 2-21 - Load Bearing Strength of Airfield Pavements 
Example:  A Hercules C130 aircraft is due to land at Newcastle, refuel to max AUW, and take-off 
for  the  next  sortie.    Is  there  a  performance  limitation  due  to  runway  pavement  strength?    The 
PCN for Runway 07/25 at Newcastle is promulgated as PCN 65/F/B/W/T (Fig 5).  This shows that 
the runway has a PCN of 65, the pavement is flexible, of medium sub-grade category, and there is 
no tyre pressure limit.  These values were ascertained by technical evaluation.  
 
2-21 Fig 6 ERS Extract - Newcastle Rwy 07/25 
 
NEWCASTLE  England Civ  N55 02.25 W001 41.50  Elev 266ft                              EGNT / NCL
              TC, UK(L)2/5, UK(H)2/6, EU(H)12/SP1/1-OAT  Tyne ASRgn                                   Scottish FIR
TE   
      (0191) 286 0966 (Switchboard), x3244 (ATC Supervisor)
TI
  
ME     H24.  ATZ    
ff .
RW   
    07/  (
25 065ºT/-0.35%) 7,641ft/2,329m, Grooved Asphalt, PCN 65/F/B/W/T; L6, 7, 11, 12, 13, 15(a) 
 
Fig 4 shows that the C130’s ACN for flexible pavement of medium sub-grade is 28 at MTWA, 
12 at OWE and 31 at overload weight.  The C130’s tyre pressure (105/114 psi) is not relevant 
in this case, as there is no limit.  The PCN at Newcastle (65) is greater than the C130’s ACN at 
all operating weights and thus unlimited use of the runway pavement is permitted. 
 
21.  Aerodrome PCN Overload Aerodrome authorities decide their criteria for permitting overload 
operations as long as pavements remain safe for use by aircraft.  When the ACN exceeds the PCN by 
50%, overload operations will probably only be allowed in an emergency. 
 
Other Load Classification Systems 
 
22.  In  addition  to  pavement  classification  systems  described  previously,  the  following  methods  of 
aerodrome surface classification may be encountered: 
 
a.  ICAO Recommended - Aircraft less than 5,700 kg.  ICAO recommends that the bearing 
strength of a pavement intended for aircraft below 5,700 kg (12,500 lbs) MTWA, shall be reported 
by  a  simple  statement,  in  words,  of  the  maximum  allowable  aircraft  weight  and  the  maximum 
allowable tyre pressure.  For example, a pavement strength may be published as: 
 
"500 kg/0.75 MPa".  (Note: 1 megapascal (MPa) = 145 psi). 
 
b.  Acceptable  Aeroplanes.    In  this  very  basic  system,  a  particular  aeroplane  e.g.  A300, 
may be quoted as the limiting size of aeroplane which can be accepted on a pavement.  This 
system  takes  no  account  of  aeroplane  wheel  configuration  or  tyre  pressures  and  therefore 
does not represent an accurate assessment of the actual pavement load bearing capability. 
 
c.  Acceptable  All-up  Weight  (AUW).    This  system  imposes  an  AUW  limitation  for 
aeroplanes using the pavement; it may be further qualified by reference to the undercarriage 
configuration  e.g.  "200,000  lb  on  a  dual  tandem  undercarriage".    Compatibility  with  other 
weights  and  configurations  can  be  determined  by  comparing  the  aeroplane’s  LCN  with  the 
LCN  of  any  other  aeroplane  which  has  a  weight/undercarriage  configuration  similar  to  that 
quoted for the pavement. 
 
 
 
 
Revised Jun 14  Page 6 of 7 

AP3456 – 2-21 - Load Bearing Strength of Airfield Pavements 
Taxiways/Parking Areas 
 
23.  The  airfield  information  published  in  No  1  AIDU  En-Route  Supplements  gives  strengths  of 
runways only.  The strengths of surfaces on taxiways and parking areas (which may differ from that of 
the runway) are promulgated in the Military AIP and the UK AIP.   
 
Example:    Figs  7  and  8  are  extracted  from  the  UK  Mil  AIP  and  show  the  apron/taxiway  and 
runway data for RAFC Cranwell (EGYD). 
 
2-21 Fig 7 Apron and Taxiway Data for RAFC Cranwell (EGYD) 
 
 
 
 
 
 
1  Apron surfaces: 
Apron 
Surface 
Strength 
 
 
 
Hangars 265, 266, 534
Concrete 
LCG IV 
 
 
 
Hangars 29, 30 
Concrete 
LCG IV 
East Apron to 
Asphalt 
LCG IV 
Hangar 30 
Rubb Hangar 
Concrete Block 
LCG VII 
2  Taxiway width, surface and strength: 
Taxiway 
Width 
Surface 
Strength 
Perimeter 
15m 
Asphalt/Concrete 
LCG IV 
Link to 08-26 
15m 
Asphalt 
LCG IV 
 
2-21 Fig 8 Runway Data for RAFC Cranwell (EGYD) 
 
 
 
 
 
 
 
Designations 
True and MAG 
Dimensions 
Strength (PCN) and 
Threshold 
Threshold elevation 
Runway 
bearing 
of Runway 
surface of Runway 
co-ordinates 
highest elevation of 
number 
(m) 
and stopway 
TDZ of precision 
APP Rwy 
 
 
 
 
 
 






08 
082·69° GEO 
2081 x 45 
LCG III 
N53 01 43·43 
217·5ft 
 
084·16° MAG   
Asphalt/Concrete 
W000 30 20·57 
TDZE 217·8ft 
 
 
 
 
 
 
26 
262·71° GEO 
2081 x 45 
LCG III 
N53 01 50·93 
180·3ft 
 
264·18° MAG   
Asphalt/Concrete 
W000 28 43·44 
TDZE 199·0ft 
 
 
 
 
 
 
01 
008·20° GEO 
1461 x 45 
LCG IV 
N53 01 15·79 
176·6ft 
 
009·67° MAG   
Asphalt/Concrete 
W000 29 07·53 
TDZE 186·8ft 
 
 
 
 
 
 
19 
188·20° GEO 
1461 x 45 
LCG IV 
N53 02 02·60 
182·4ft 
189·67° MAG 
Asphalt/Concrete 
W000 28 56·35 
TDZE 187·2ft 
 
 
Revised Jun 14  Page 7 of 7 

AP3456 – 2-22- Fixed Wing Aircraft 
CHAPTER 22 – FIXED WING AIRCRAFT – WEIGHT AND BALANCE 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
WEIGHT AND BALANCE........................................................................................................................ 2 
Aircraft Weight Limitations....................................................................................................................... 2 
Effect of Increasing All-up Weight on Aircraft Performance.................................................................... 2 
Balance.................................................................................................................................................... 2 
Effects of Unbalanced Loading ............................................................................................................... 3 
Changes in Weight and Balance During Flight ....................................................................................... 3 
CENTRE OF GRAVITY........................................................................................................................... 3 
Centre of Gravity Limits........................................................................................................................... 3 
Determination of Centre of Gravity.......................................................................................................... 4 
AIRCRAFT LOADING ............................................................................................................................. 7 
Trim Sheets ............................................................................................................................................. 7 
Cargo Restraint ....................................................................................................................................... 9 
 
Table of Figures 
 
2-22 Fig 1 Principle of Arms and Moments ............................................................................................. 4 
2-22 Fig 2 Simple CG Calculation - Datum Point at End of Rod............................................................. 5 
2-22 Fig 3 Simple CG Calculation - Datum Point Away from Rod .......................................................... 6 
2-22 Fig 4 Simple CG Calculation - Datum Point on Rod ....................................................................... 6 
2-22 Fig 5 Load Distribution and Trim Sheet .......................................................................................... 8 
2-22 Fig 6 Load Distribution and Trim Variation Sheet ........................................................................... 8 
 
Introduction 
 
1.  The  principles  of  weight  and  balance  are  applicable  to  all  aircraft.    Aircraft  carrying  standard 
loads,  e.g.  training  and  air  defence  aircraft,  are  normally  flown  under  a  pre-computed  weight  and 
balance  clearance,  but  transport  aircraft,  due  to  their  variable  load  capacity,  require  a  separate 
clearance for each sortie. 
 
2.  The  basic  weight  and  centre  of  gravity  moment  for  each  individual  aircraft  are  recorded  in  the 
Form 700.  The essential weight and balance data for particular types or marks of aircraft is contained in: 
 
a.  For transport aircraft - the Weight and Balance Data Book applicable to that aircraft type. 
 
b.  For all other types of fixed wing aircraft - the Aircraft Maintenance Manual. 
 
For transport aircraft that may be used in the air transport support and air mobility roles, the weight 
and balance information required for preparing or loading the aircraft is repeated in the appropriate 
book in the AP 101B series which deals with air transport support and air mobility.  If the information 
contained  in  the  documents  detailed  in  sub-paras  a  and  b  contradicts  that  given  in  the  AP  101B 
series, then the Weight and Balance Data Book or the Aircraft Maintenance Manual is to be taken as 
the final authority.  Additional information concerning aircraft loads may be found in AP 101A - 1101-1, 
Air Transport Operations Manual - Fixed-Wing Aircraft - General and Technical Information. 
 
 
 
Revised Mar 10   
Page 1 of 9 

AP3456 – 2-22- Fixed Wing Aircraft 
WEIGHT AND BALANCE 
 
Aircraft Weight Limitations 
 
3.  A limitation is imposed on the all-up weight (AUW) at which any aircraft is permitted to operate.  
This limitation depends on the strength of the structural components of the aircraft and the operational 
requirements it is designed to meet.  If these limitations are exceeded, the safety of the aircraft may be 
jeopardized and its operational efficiency impaired.  Subject to certain flying restrictions, permission 
may be given to operate at an AUW in excess of the normal maximum.  However, as such operation 
reduces the safety factor, thereby increasing the risk of structural failure in manoeuvre or when flying 
in turbulent conditions, permission is granted only in rare circumstances. 
 
Effect of Increasing All-up Weight on Aircraft Performance 
 
4.  The effect on an aircraft’s performance due to increasing AUW is to: 
 
a.  Increase the stalling speed, thereby increasing the take-off and landing runs. 
 
b.  Increase the aircraft’s inertia, thereby reducing acceleration on take-off and deceleration on 
landing. 
 
c.  Reduce the rate of climb. 
 
d.  Lower the absolute ceiling and optimum range altitude. 
 
e.  Reduce the range and endurance. 
 
f.  Reduce manoeuvrability and asymmetric performance. 
 
g.  Increase wear on tyres and brakes. 
 
Balance 
 
5.  Whilst it is important to ensure that the normal maximum AUW of an aircraft is not exceeded, the 
distribution of that weight, i.e. the balance of the aircraft, is equally important. 
 
6.  It  is  not  possible  to  design  an  aircraft  in  which  the  lift,  weight,  thrust  and  drag  forces  are 
always in equilibrium during straight and level flight; the centre of pressure (CP) and the drag line 
vary with changes of angle of attack and the position of the centre of gravity (CG) depends on the 
load distribution.  It is necessary, therefore, to provide a force to counteract the pitching moments 
that may be set up by these forces.  This is the function of the tailplane, which, together with the 
elevators and trimmers, can offset any moment set up by the movement of the CP or the drag line.  
It is also able to counteract any of the unbalance or unstable tendencies caused by movements of 
the CG, provided that these are confined within the normal limits. 
Revised Mar 10   
Page 2 of 9 

AP3456 – 2-22- Fixed Wing Aircraft 
Effects of Unbalanced Loading 
 
7.  Incorrect loading of an aircraft can move the CG towards the normal fore-and-aft limits.  This 
can have the following effects on the aircraft’s performance: 
 
a.  CG Too Far Forward. 
 
(1)  The aircraft will become difficult to manoeuvre and heavy to handle, requiring a larger 
stick force than normal. 
 
(2)  Elevator authority may be insufficient for the round-out. 
 
(3)  There will be an increase in drag (and a consequent decrease in range and endurance) 
due to the increased nose-up trim required to maintain straight and level flight. 
 
b.  CG Too Far Aft. 
 
(1)  The aircraft becomes less stable (and may become unstable - leading to possible loss 
of control). 
 
(2)  The increased load on the tailplane may cause flutter in some aircraft. 
 
(3)  There will be an increase in drag (and a consequent decrease in range and endurance) 
due to the increased nose-down trim required to maintain straight and level flight. 
 
Changes in Weight and Balance During Flight 
 
8  The AUW of an aircraft is constantly changing during flight due to the consumption of fuel and oil, 
the  release  of  ammunition  and  pyrotechnics,  the  release  of  missiles  or  bombs  and  the  dropping  of 
supplies or parachutists.  All of these events will cause a reduction in the AUW.  Conversely, if in-flight 
refuelling takes place, then the AUW will be increased. 
 
9.  Every alteration of the AUW will cause a movement of the aircraft’s CG unless the CG of the item 
causing the change in weight is coincident with the CG of the loaded aircraft.  The amount of the CG 
movement caused depends on the weight change of the item and its horizontal distance from the CG 
of  the  loaded  aircraft.    Any  movement  of  personnel  in  the  aircraft  during  flight  will  also  cause  a 
movement of the CG although this will not affect the AUW. 
 
CENTRE OF GRAVITY 
 
Centre of Gravity Limits 
 
10.  The optimum position for the CG of a loaded aircraft will change with the AUW.  Even if the CG of 
the  loaded  aircraft  is  at  its  optimum  position  at  take-off,  in-flight  changes  in  AUW cause the CG to 
move.  Such movement may cause a progressive loss of efficiency, leading to a state of serious, and 
even dangerous, unbalance as the distance from the optimum position increases.  Normally, only the 
fore-and-aft position of the CG is important on a conventional aircraft.  If the lateral or vertical position 
is likely to have any material effect then limits will also be specified for these positions. 
 
11.  The limits of permissible movement are always related, either directly or indirectly, to the centre of 
gravity datum point.  In some cases, a second, or alternative, reference point is used.  This is known as 
the 'weighing reference point' and is marked at a convenient position on the aircraft structure at a known 
and stated distance from the CG datum point.  Measurements taken from this point can easily be related 
to the CG datum point. 
 
Revised Mar 10   
Page 3 of 9 

AP3456 – 2-22- Fixed Wing Aircraft 
12.  The 'trim datum' is a point at a known distance from the CG datum.  It applies to aircraft on which 
a trim sheet, or other weight and balance calculating device, is used. 
 
Determination of Centre of Gravity 
 
13.  It is the aircraft captain’s responsibility to ensure that the aircraft is loaded such that its CG lies 
within  the  authorized  limits  and  will  not  move  outside  these  limits  during  flight.    To  be  capable  of 
carrying  out  this  responsibility  the  aircraft  captain  must  be  conversant  with  the  method  used  for 
calculating the CG. 
 
14.  The Principle of Arms and Moments.  The turning effect (moment) of any weight about a point 
of balance (the fulcrum) is directly proportional to its distance from that point (the arm).  The moment 
of a large weight near the point of balance can, therefore, be equalled by that of a small weight at a 
greater distance from the fulcrum.  From this, the following formula is derived: 
 
weight  arm = moment 
 
15.  In Fig 1, AB is a lever balanced about its fulcrum (C).  If a 40 lb weight (d) is suspended from 
a point A, 5 ft from C, and a 10 lb weight (e) from a point B, 20 ft on the other side of C, the lever 
will remain balanced.  This is because the positive moment 10  20 lb ft tending to turn the lever in 
a clockwise direction about point C is equalled by the negative moment 40  5 lb ft tending to turn 
the lever in an anti-clockwise direction about point C. 
 
2-22 Fig 1 Principle of Arms and Moments 
 
 
 
16.  Practical Application of the Principle.  In practice, the formula weight  arm = moment is used 
to determine the position of the CG of any aircraft by using the weights and arms of the various loads 
in  the  aircraft.    By  multiplying  these  weights  by  their  respective  arms,  their  moments  about  the 
selected points are found.  Since weight  arm = moment, it follows that arm =  moment .  Therefore, 
weight
the  sum  of  the  moments  divided  by  the  sum  of  the  weights  gives  a  resultant  arm  which,  when 
measured  from  the  reference  point  about  which  the  moments  of  the  individual  weights  were 
calculated,  locates  the  CG  of  the  loaded  aircraft.    As  long  as  the  position  of  the  CG  is  within  the 
authorized limits, the aircraft is safe to fly.  However, as all aircraft have an ideal CG position, i.e. one 
which  allows  the  aircraft  to  give  its  best  flight  performance,  every  endeavour  should  be  made  to 
distribute the payload so that this position is obtained. 
 
17.  Fig 2 shows two weights, W1 and W2, of 10 lb and 16 lb respectively, located at points A and B, 
the ends of a thin rod whose weight is assumed to be negligible.  The centres of the weights are 13 
inches (in) apart.  Since gravity is acting downwards through the centre of each weight, the resultant 
of the two weights, i.e. the combined weight of 26 lb, will act downward at some point between the two 
weights, this being the centre of gravity of the whole assembly. 
 
Revised Mar 10   
Page 4 of 9 

AP3456 – 2-22- Fixed Wing Aircraft 
2-22 Fig 2 Simple CG Calculation - Datum Point at End of Rod 
 
a  Datum at A
+ = CG Position
= CG Datum Point
10lb
16lb
A
+
13 in
B
8 in
W2
b  Datum at B
+ = CG Position
= CG Datum Point
10lb
16lb
A
+
13 in
B
5 in
W1
W2  
 
18.  The distance of this point from a stated reference point, ie a CG datum point, can be calculated 
by dividing the algebraic sum of the moments of the weight about the reference point by the sum of 
the  weights.    For  example,  Fig  2a  assumes  that  the  CG  datum  point  is  at  A  and,  following  the 
accepted conventions regarding positive and negative load arms and moments, the algebraic sum of 
the moments of the weights is: 
 
Item 
Weight (lb) 
Load Arm (in)  Moment (lb in) 
Weight W1 
10 


Weight W2 
16 
+13 
+208 
Totals 
26 
 
+208 
 

The CG is therefore   208  = +8 in from A. 
26  
 
The positive sign indicates that it is to the right of A, so that the correct definition of the CG position is 
that it is 8 in to the right of A. 
 
19.  If the CG datum point is now assumed to be located at B (Fig 2b): 
 
Item 
Weight (lb)  Load Arm (in)  Moment (lb in) 
Weight W1 
10 
13 
130 
Weight W2 
16 


Totals 
26 
 
130 
 

Now the CG position is   130  = 5 in from B. 
26  
The negative sign indicates that it is to the left of B so that the correct definition of the CG position is 5 
in to the left of B.  Note that this is exactly the same position as before but expressed in relation to a 
different CG datum point. 
 
Revised Mar 10   
Page 5 of 9 

AP3456 – 2-22- Fixed Wing Aircraft 
20.  Consideration will now be given to the use of a datum point other than at points A or B.  Fig 3 
shows the same weights and rod as before but with a CG datum point located away from the rod, 3 in 
to the left of A.  Taking moments as before: 
 
Item 
Weight (lb)  Load Arm (in)  Moment (lb in) 
Weight W1 
10 
+3 
+30 
Weight W2 
16 
+16 
+256 
Totals 
26 
 
+286 
 

Now  the  CG  position  is  286   = +11  in,  i.e.  11  in  to  the  right  of   the  datum  point.    This  position  is 
26  
exactly the same as in the two previous examples. 
 
2-22 Fig 3 Simple CG Calculation - Datum Point Away from Rod 
 
+ = CG Position
= CG Datum Point
10lb
16lb
A
+
B
3 in 
13 in
11 in
W1
W2  
 
21.  Finally, consideration will be given to the use of a datum point located on the rod and 2 in to the 
right of A (see Fig 4).  The weights and the rod are exactly the same as before, but there are now both 
positive and negative load arms and moments.  It is important to note how the algebraic sum of the 
moments is obtained: 
 
Item 
Weight (lb) 
Load Arm (in)  Moment (lb in) 
Weight W1 
10 
2 
20 
Weight W2 
16 
+11 
+176 
Totals 
26 
 
+156 
 

The CG position is now  156  = +6 in ie 6 in to the right of the CG datum point.  As the datum point 
26  
itself is 2 in to the right of A, the CG position is 8 in to the right of A, ie the same position as before. 
 
2-22 Fig 4 Simple CG Calculation - Datum Point on Rod 
 
+ = CG Position
= CG Datum Point
10lb
16lb
A
+
B
13 in
2 in 
6 in
W1
W2  
 
22.  Summarizing, in the examples in paras 17 – 20, the data given consisted of the two weights and 
their corresponding load arms.  From this, the algebraic sum of the longitudinal moments is calculated.  
The  sum  of  the  moments  (remembering  that  sign  is  important)  is  then  divided  by  the  sum  of  the 
weights to give the longitudinal distance and the fore-and-aft direction of the new CG position from the 
CG datum point. 
 
Revised Mar 10   
Page 6 of 9 

AP3456 – 2-22- Fixed Wing Aircraft 
23.  Exactly the same principles are applied to the determination of the basic longitudinal moment and 
basic CG position of an aircraft when the aircraft is weighed by the multi-point weighing method.  The 
aircraft,  in  a  condition  as  near  to  its  basic  condition  as  possible,  is  supported  so  that  its  longitudinal 
datum and lateral datum are horizontal on three or more weighing units arranged so that their individual 
readings can be resolved into two weights corresponding to the two weights in the previous examples.  
The horizontal distances from these two positions to the CG datum point are then determined either from 
data supplied by the manufacturer or by actual measurement.  After an aircraft has been weighed, its 
basic weight and CG moment at that weight are recorded within the aircraft’s Form 700. 
 
AIRCRAFT LOADING 
 
Trim Sheets 
 
24.  Trim sheets are supplied for use with a particular type of aircraft.  Normally, with new types of 
aircraft, they are supplied initially by the manufacturers and bear no RAF identification other than the 
designation of the aircraft.  After some experience has been gained in their use they may be modified, 
given an RAF Form number and made available through the usual channels.  Trim sheets are used in 
conjunction with the Weight and Balance Data Book for transport aircraft. 
 
25.  Some  arithmetical  work  is  still  required  for  the  compilation  of  a  trim  sheet  but  this  has  been 
reduced to the minimum by the simplification of the necessary entries as follows: 
 
a.  Load index figures (index values) are used; these are the moments of the various items of 
load divided by a constant, e.g. 1,000.  The basic moment of the aircraft is also divided by the 
same constant and is known as the basic index of the aircraft. 
 
b.  The  weight,  load  arm  and  moment  of  each  item  of  standard  equipment  which  may  be 
installed for the various roles have been calculated and recorded as index value changes in a 
Weight and Balance Data Book for the aircraft; some, or all, of this information may be given on 
the back of the trim sheet. 
 
c.  The cargo/passenger accommodation of the aircraft is divided into load compartments.  The 
total weight in each compartment is recorded and dealt with as a separate entity. 
 
d.  Load  adjustment  tables  are  provided  on  the  trim  sheet  to  enable  the  effect  of  adding  or 
removing specific items of load, or stated increments of weight from various load compartments, 
to  be  read  off  as  index  changes,  thus  avoiding  the  need  to  calculate  the  moments  involved.  
These tables are of particular value if it is necessary to change the weight or position of any item 
of load after the aircraft has been loaded and the trim sheet completed. 
 
26.  Layout.  All trim sheets conform to a general pattern of layout although the actual detail may vary 
between aircraft.  Trim sheets for a Hercules C Mk 1 aircraft (Forms 6746A & B) are shown at Figs 5 
and 6 and these can be taken as typical examples. 
 
Note:  On the Hercules C Mk 1, all weights are in kilograms (kg).  Some aircraft trim sheets require 
weights in pounds.  The operator must take appropriate care. 
Revised Mar 10   
Page 7 of 9 













AP3456 – 2-22- Fixed Wing Aircraft 
2-22 Fig 5 Load Distribution and Trim Sheet 
 
 
2-22 Fig 6 Load Distribution and Trim Variation Sheet 
 
 
 
Revised Mar 10   
Page 8 of 9 

AP3456 – 2-22- Fixed Wing Aircraft 
27.  The top of the trim sheet (Fig 5) contains basic information such as the Flight Number, departure 
date,  destination,  etc.    The  planning  block  is  completed  prior  to  a  particular  task  and  is  used  as  a 
guide for Air Movements to allocate payload to that flight. 
 
28.  The Part 1 (serial 1-9) of the trim sheet consists of the weight of the aircraft, crew, role equipment 
and  other  items  which  remain  constant  throughout  the  flight.    This  weight  is  termed  the  Aircraft 
Prepared for Service (APS) weight (also known as Dry Operating Weight (DOW)). 
 
29.  Part 2a (serial 10-18) and part 2b (serial 40-53), in conjunction with their relevant index tables 
(table X and Y), reflect the change in the position of the CG (expressed as an index value) as items of 
payload are loaded in various compartments of the aircraft. 
 
30.  Part 3 (serial 19-39) combines the APS weight with the payload weight to produce a Zero Fuel 
Weight  (ZFW).    Added  to  this  ZFW  is  the  usable  fuel  for  the  particular  flight  (the  index  values  are 
shown in table Z) to produce an AUW for take-off.  The estimated AUW at landing is determined by 
deducting the amount of fuel used during the flight. 
 
31.  The positions of the CG at take-off and landing are then plotted on the graph opposite the Part 3.  
This graph shows the permitted CG envelope of the Hercules C Mk 1.  Both positions must lie within 
the permitted envelope. 
 
32.  The reverse of the trim sheet and the cover of the pad contain information on completion and use 
of the trim sheet. 
 
33.  The Form 6746A (Fig 5) is used for initial calculations.  If there are late changes to the load and its 
distribution (e.g., extra passengers added at the final moments prior to take-off), then a Load Distribution 
and Trim Variation Sheet (Form 6746B) is used to calculate CG index changes (see Fig 6). 
 
Cargo Restraint 
 
34.  All cargo carried in an aircraft must be secured against forces that may tend to move it from its 
allotted position in the aircraft.  These forces may be caused by the acceleration and deceleration 
of the aircraft when taking-off or landing, by air turbulence, by control surface movements, or by the 
inertia  of  the  cargo  item  should  the  aircraft  crash-land  or  ditch.    Under  certain  conditions  these 
forces are of greater magnitude in one direction than others; the extreme instances occurring if the 
aircraft is suddenly slowed by landing on soft ground or by a crash-landing. 
 
35.  If an item of cargo is not properly secured it may move, with one or more of the following results: 
 
a.  Injury  to  personnel  in  the  aircraft  during  a  crash-landing,  particularly  those  forward  of  the 
cargo, e.g. the flight-deck crew. 
 
b.  Movement of the aircraft CG position outside the permissible limits. 
 
c.  Structural damage to the aircraft. 
 
d.  Blockage of emergency exits. 
 
e.  Damage to other cargo items. 
 
36.  Small  items  of  miscellaneous  cargo  may  be  safely  secured  by  a  net  draped  over  them  and 
secured to the aircraft structure, but bulky and heavy items such as large crates, vehicles and guns, 
etc must be more positively secured.  This is done by the use of special equipment known collectively 
as 'tie-down equipment'.  All transport aircraft are provided with tie-down points, which are part of the 
aircraft structure to which items of cargo can be secured. 
 
Revised Mar 10   
Page 9 of 9 


OFFICIAL 
AP3456  
The Central Flying School (CFS) 
 Manual of Flying 
Version 10.0 – 2018 
Volume 3 – Propulsion 
AP3456 is sponsored by the Commandant Central Flying School 
UNCONTROLLED DOCUMENT WHEN PRINTED 

link to page 19 link to page 37 link to page 28 link to page 45 link to page 54 link to page 64 link to page 79 link to page 95 link to page 106 link to page 112 link to page 124 OFFICIAL 
Contents 
Commandant CFS - Foreword
Introduction and Copyright Information
AP3456 Contact Details

Chapter 
Revised 
3-1 
Basic Theory and Principles of Propulsion 
May 2010 
3-2 
Introduction to Piston Engines 
May 2010 
3-3 
Engine Handling (Piston) 
May 2010 
3-4 
Gas Turbine Theory 
May 2010 
3-5 
Intakes 
May 2010 
3-6 
Compressors 
May 2010 
3-7 
Combustion Systems 
May 2010 
3-8 
Turbines 
May 2010 
3-9 
Exhaust Systems 
May 2010 
3-10 
Thrust Augmentation 
May 2010 
3-11 
Engine Control and Fuel Systems 
May 2010 
3-12 
Engine Cooling and Lubrication 
May 2010 
3-13 
Thrust Reversal and Noise Suppression 
May 2010 
3-14 
Engine Handling (Gas Turbines) 
May 2010 
3-15 
Lift/Propulsion Engines 
May 2010 
3-16 
Turboprop and Turboshaft Engines 
May 2010 
3-17 
Bypass Engines 
May 2010 
3-18 
Propeller Operation 
May 2010
3-19 
Aviation Fuels 
May 2010 
3-20 
Engine Health Monitoring and Maintenance 
May 2010 
UNCONTROLLED DOCUMENT WHEN PRINTED 

AP3456 – 3-1 - Basic Theory and Principles of Propulsion 
CHAPTER 1 - BASIC THEORY AND PRINCIPLES OF PROPULSION 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
The Propeller Engine............................................................................................................................... 2 
The Jet Engine ........................................................................................................................................ 3 
The Turbofan (By-pass) Engine .............................................................................................................. 4 
Engine Efficiency..................................................................................................................................... 4 
Thermal and Propulsive Efficiency of Gas Turbines ............................................................................... 4 
Specific Fuel Consumption and Overall Efficiency.................................................................................. 7 
Factors Affecting Thermal Efficiency of Piston Engines ......................................................................... 7 
Factors Affecting Thermal Efficiency of Gas Turbine Engines................................................................ 8 
Power Output of Gas Turbines................................................................................................................ 8 
Choice of Aircraft Powerplant.................................................................................................................. 8 
 
Table of Figures 
 
3-1 Fig 1 Arrangement of Thrust and Drag Forces ................................................................................. 1 
3-1 Fig 2 Propeller Thrust........................................................................................................................ 2 
3-1 Fig 3 Jet Thrust - Relative Velocities ................................................................................................ 3 
3-1 Fig 4 Rocket Engines ........................................................................................................................ 3 
3-1 Fig 5 Turbofan Thrust........................................................................................................................ 4 
3-1 Fig 6 Representation of Energy Efficiency........................................................................................ 5 
3-1 Fig 7 Gas Turbine Thrust - Absolute Velocity ................................................................................... 6 
3-1 Fig 8 Variation in KE Loss with Mass Flow Rate at Constant Thrust ............................................... 6 
3-1 Fig 9 Comparison of Propulsive Efficiencies..................................................................................... 6 
 
Introduction 
 
1.  When an aircraft is travelling through air in straight and level flight and at a constant true airspeed 
(TAS), the engines must produce a total thrust equal to the drag on the aircraft as shown in Fig 1.  If 
the engine thrust exceeds the drag, the aircraft will accelerate, and if the drag exceeds the thrust, the 
aircraft will slow down. 
 
3-1 Fig 1 Arrangement of Thrust and Drag Forces 
 
 
Revised May 10   
Page 1 of 9 

AP3456 – 3-1 - Basic Theory and Principles of Propulsion 
2.  Although  a  variety  of  engine  types  are  available  for  aircraft  propulsion,  the  thrust  force  must 
always come from air or gas reaction forces normally acting on the engine or propeller surfaces. 
 
3.  The two common methods of aircraft propulsion are: 
 
a.  The propeller engine powered by piston or gas turbine. 
 
b.  The jet engine. 
 
Rotary wing aircraft are powered by turboshaft engines which produce shaft power to drive a gearbox 
and  work  on  similar  principles  to  gas  turbine  propeller  engines  (turboprops),  except  that  all  the 
available  energy  is  absorbed  by  the  turbine,  with  no  residual  jet  thrust.    Turboshaft  engines  are 
considered in Volume 3, Chapter 16. 
 
The Propeller Engine 
 
4.  With  a  propeller  engine,  the  engine  power  produced  drives  a  shaft  which  is  connected  to  a 
propeller  usually  via  a  gearbox.    The  propeller  cuts  through  the  air  accelerating  it  rearwards.    The 
blade of a propeller behaves in the same way as the aerofoil of an aircraft; the air speeds up over  the 
leading  face  of  the  propeller  blade  causing  a  reduced  pressure  with  a  corresponding  increase  of 
pressure  on  the  rearward  face  (see  Fig  2).      This  leads  to  a  net  pressure  force  over  the  propeller 
(where Force = Pressure  Area), thus providing thrust.  For example: 
 
Net pressure of 40 kPa (Pa = N/m2); Blade area of 1 m2, 
 
Thrust = 40 kPa  1 m2 = 40 kN 
 
With gas turbine powered propeller engines, a small amount of thrust is produced by the jet exhaust 
which will augment the thrust produced by the propeller. 
 
3-1 Fig 2 Propeller Thrust 
 
Direction
of Flight
Slipstream Velocity Vj
Relative Air
Flow Va
Net Force
Direction
(Axial Component)
of Propeller
 
 
 
Revised May 10   
Page 2 of 9 

AP3456 – 3-1 - Basic Theory and Principles of Propulsion 
5.  An alternative method of calculating the thrust produced by a propeller is provided by Newton’s 
laws of motion which give: 
 
Force   = Mass  Acceleration 
 Thrust =  Mass flow rate of air through Propeller  Increase in velocity of the air 
=  M  (Vj – Va) 
Where M =  Mass flow rate of the air 
Vj =  Velocity of slipstream 
Va =  Velocity of the aircraft (TAS) 
 
This will give the same result as that given by the sum of pressure forces.  In the case of the propeller, 
the air mass flow will be large, and the increase in velocity given to the air will be fairly small. 
 
The Jet Engine 
 
6.  In all cases of the jet engine, a high velocity  exhaust gas is produced, the velocity of which, relative to 
the engine, is considerably greater than the TAS. Thrust is produced according to the equation in para 5 i.e.: 
 
Thrust  = 
M   (Vj – Va) 
 
where Vj is now the velocity of the gas stream at the propelling nozzle (see Fig 3).  This represents a 
simplified  version  of  the  full  thrust  equation  as  the  majority  of  thrust  produced  is  a  result  of  the 
momentum change of the gas stream. 
 
3-1 Fig 3 Jet Thrust - Relative Velocities 
 
a
j
 
 
7.  In the rocket engine (Fig 4) the gases which leave the engine are the products of the combustion 
of  the  rocket  propellants  carried;  therefore  no  intake  velocity  term  Va  is  required:    The  simplified 
version of the equation giving the thrust produced thus becomes: 
 
Thrust = Mass flow rate of propellant  Vj 
 
3-1 Fig 4 Rocket Engines 
 
Solid Propellant Rocket 
Liquid Propulsion Rocket 
 
 
 
Revised May 10   
Page 3 of 9 

AP3456 – 3-1 - Basic Theory and Principles of Propulsion 
The Turbofan (By-pass) Engine 
 
8.  The Turbofan or by-pass engine (Fig 5) powers the vast majority of modern aircraft, and is likely to 
do so for the foreseeable future.  It can be seen as the link between the Turbopropeller and the Turbojet 
engine.  The thrust from a by-pass engine is derived from the mass air flow from the 'fan' plus the mass 
air flow from the core engine and can be exhausted separately or mixed prior to entering the jet pipe. 
 
3-1 Fig 5 Turbofan Thrust 
 
 
 
9.  The thrust for a mixing turbofan engine can be treated in the same way as a simple turbojet, as 
the mass flows are mixed prior to entering a common exhaust and propelling nozzle.  However, where 
the by-pass air flow is exhausted separately the simplified thrust calculation becomes: 
 
Thrust = Mass flow rate of air through fan duct  (Vjb – Va) + Mass flow rate of air through core engine  (Vje – Va) 
 
   = Mfan  (Vjb – Va) + Mcore  (Vje – Va) 
 
The ratio Mfan/Mcore is called the by-pass ratio and is quoted for both mixing and non-mixing turbofans.  
Engines with by-pass ratios of less than 1.5 are termed low by-pass ratio engines, while those with 
ratios above 1.5 are considered high by-pass. 
 
Engine Efficiency 
 
10.  As the engine thrust propels the aircraft, propulsive power is being developed in proportion to the 
airspeed, 
 
i.e.:Propulsive power = Engine thrust  TAS 
 
The  power  developed  must  be  sufficient  to  overcome  aircraft  drag  with  an  adequate  margin  to 
increase aircraft velocity as required. Fuel is consumed during combustion  thus  releasing energy to 
generate  power.    (1 kg  of  kerosine  produces  43  MJ  of  energy.)    The  overall  efficiency  ()  of  the 
engine as a propulsive powerplant is defined as: 
 
developed
power 
 
Propulsive
o 
=
consumed
power 
 
Fuel
 
Thermal and Propulsive Efficiency of Gas Turbines 
 
11.  In the conversion of fuel power into propulsive power it is convenient to consider the conversion 
taking place in two stages: 
 
a.  The conversion of fuel power into gas power. 
 
b.  The conversion of gas power into propulsive power. 
 
Revised May 10   
Page 4 of 9 

AP3456 – 3-1 - Basic Theory and Principles of Propulsion 
The airbreathing engine burns fuel to produce useful gas kinetic energy.  Some of this energy is lost in 
the form of heat in the jet efflux, by kinetic heating, conduction to engine components, and friction.  
The ratio of the gas energy produced in the engine to the heat energy released by the fuel in unit time, 
determines the THERMAL efficiency (th ) of the engine, i.e.: 
 
of
 
Rate
of
 
KE
in 
 
increase
 
stream
 
gas
 
th  = 
 
of
 
Rate
fuel
 
from
 
release
energy 
 
 
12.  Of  the  gas  kinetic  energy  produced,  some  is  converted  into  propulsive  power,  whilst  the 
remainder  is  discharged  to  atmosphere  in  the  form  of  wasted  kinetic  energy.    The  ratio  of  the 
propulsive  power  to  the  rate  of  increase  in  kinetic  energy  of  the  gas  stream  determines  the 
PROPULSIVE efficiency (p ) of the engine, i.e.: 
 
developed
power 
 
Propulsive
p 

 
of
 
Rate
of
 
KE
in 
 
increase
 
stream
 
gas
 
 
13.  An  examination  of  the  expressions  derived  for  the  thermal,  propulsive  and  overall  efficiencies 
shows that the following relationship exists: 
 
 = th  p 
 
14.  Fig 6 shows a typical breakdown of the total fuel power produced from burning kerosine at a rate of 
1.4 kg/s to produce a power potential of 60 MW.  By calculating the efficiencies of the above example viz: 
 
th = 15/60 = 25% 
 
p = 12/15 = 80% 
 
 = 12/60 = 20% 
 
It can be seen that the biggest single loss is through waste heat, the majority of which (75%) is lost 
without  being  converted  to  useful  kinetic  energy.    A  further  loss  (5%)  is  experienced  by  failing  to 
convert all the remaining kinetic energy to useful propulsive power. 
 
3-1 Fig 6 Representation of Energy Efficiency 
 
 
 
15.  The generation of thrust as shown in Fig 7, M  (Vje – Va), is always accompanied by the rejection 
of power in the form of wasted kinetic energy (kinetic energy = ½  M  (Vje – Va)2 ) with a consequent 
effect on the propulsive efficiency (p). 
 
Revised May 10   
Page 5 of 9 

AP3456 – 3-1 - Basic Theory and Principles of Propulsion 
3-1 Fig 7 Gas Turbine Thrust - Absolute Velocity 
 
 
 
For a given thrust, this wasted kinetic energy can be reduced by choosing a high value of air mass 
flow rate (M) and a low value of (Vje – Va), since kinetic energy is proportional to the square of the 
velocity.  This result is shown in Fig 8. 
 
3-1 Fig 8 Variation in KE Loss with Mass Flow Rate at Constant Thrust 
 
inetic Energy
asted K
W
Air Mass Flow
 
 
Therefore, provided that the thermal efficiency remains constant, engines with a large mass flow and 
relatively low increase in gas velocity will be more efficient (see Fig 9). 
 
3-1 Fig 9 Comparison of Propulsive Efficiencies 
 
Propfan
80
(Advanced Propel er)
Turbo-Jet
60
Turbo-Prop
Propulsion Eficiency % 40
Turbo-Fan - High Bypass
Turbo-Fan - Low Bypass
20
0
200
400
600
800
Airspeed (kt)
 
 
Revised May 10   
Page 6 of 9 

AP3456 – 3-1 - Basic Theory and Principles of Propulsion 
16.  The sudden drop in propulsive efficiency, shown in Fig 9, for a propeller aircraft is caused by the 
propeller tip speed approaching Mach 1.0, with a corresponding loss of effectiveness of the propeller, 
at aircraft speeds  in excess of about 350 kt.  Advanced propeller technology designs have produced 
propellers with a tip speed in excess of Mach 1.0, enabling aircraft speeds of over 430 kt at sea level. 
 
17.  Fig 9 also shows the advantage of the propeller over other forms of powerplant at low speeds.  
Similarly, the turbofan engines can be seen to have advantages over the turbojet.  The low by-pass 
mixing turbojet bridges the gap between high by-pass turbofans and pure turbojets.  The mixing of 
the two gas streams is theoretically more efficient than exhausting the gas streams separately, but 
on  high  by-pass  turbofans  it  is  almost  impossible  to  achieve  efficient  mixing.    Many  other factors 
af ect the choice of powerplant (see para 23), and the decision becomes a complex one, often with no 
clear cut answer. 
 
Specific Fuel Consumption and Overall Efficiency 
 
18.  For  a  turboprop  or  turboshaft  engine,  the  specific  fuel  consumption  (SFC)  can  be  defined  as 
either: 
 
of
 
rate
 
flow
 
Mass
 
fuel
 
or
of
 
rate
 
flow
 
Mass
 
fuel
 
respectively. 
power
 
Equivalent
power
Shaft 
 
Therefore, 
 

SFC = 
flow
 
Mass
of
 
rate
 
 
fuel
 
efficiency
Propeller 
 
developed
power 
 
Propulsive
 
From which SFC  
efficiency
Propeller 
 
efficiency
 
Overall
 
Propeller efficiency
Thus, Overall efficiency 
 
SFC
19.  For a jet engine (including turbofans): 
 
flow
 
Mass
of
 
rate
 
fuel
 
  
SFC
  

Thrust
 
flow
 
Mass
of
 
rate
 
fuel
 
  airspeed
 
 
ie
  
SFC
  

Thrust   airspeed
 
 
TAS
Thus,
efficiency
 
Overall
  
   
 
SFC
 
Factors Affecting Thermal Efficiency of Piston Engines 
 
20.  The  principle  of  operation  of  the  spark  ignition  piston  engine  is  described  briefly  in  Volume  3, 
Chapter  2.    The  thermal  efficiency  depends  upon  compression  ratio,  combustion  chamber  design, 
mixture strength, engine rpm, air inlet temperature, etc.  Under normal operating conditions, there is 
little variation from engine to engine, a typical figure being 30%.  In particular, there is little variation 
with engine size. 
 
 
 
Revised May 10   
Page 7 of 9 

AP3456 – 3-1 - Basic Theory and Principles of Propulsion 
Factors Affecting Thermal Efficiency of Gas Turbine Engines 
 
21.  Gas  turbine  engines  are  widely  used  as  turboprop,  turboshaft,  turbojet  and  turbofan  engines.  
The thermal efficiency will vary considerably, not only from engine to engine, but also with operating 
conditions.  The thermal efficiency of these powerplants depends mainly upon: 
 
a.  Compression ratio. 
 
b.  Component efficiency. 
 
c.  Air inlet temperature. 
 
d.  The turbine entry temperature. 
 
The efficiency of the engine increases with increasing compression ratio (pressure ratio) so values in 
the order of 30:1 are now being produced.  These high pressure ratios are more easily employed in 
larger  engines,  with  the  result  that  large  gas  turbines  are  usually  more  efficient  than  small  ones.  
Thermal efficiencies of gas turbines are approximately in the range of 10% - 40% at normal operation. 
 
Power Output of Gas Turbines 
 
22.  Gas or shaft power output from a gas turbine is mainly dependent upon: 
 
a.  Size. 
 
b.  Turbine entry temperature. 
 
c.  Component efficiencies. 
 
d.  Inlet air density. 
 
e.  Turbine speed (rpm). 
 
The  turbine  entry  temperature  will  be  limited  to  a  certain  maximum  value  by  the  properties  of  the 
turbine blade and the degree of blade cooling: current values of this temperature are in the region of 
1,800  K.    The  inlet  air  density  decreases  with  increasing  altitude  and  ambient  temperature  and, 
therefore, adverse climatic conditions may have a serious effect on performance.  Water injection may 
be used to compensate for loss of thrust under these conditions. 
 
Choice of Aircraft Powerplant 
 
23.  The factors which affect the choice of powerplant for a particular aircraft include: 
 
a.  Power output. 
 
b.  Efficiency. 
 
c.  Power/weight and power/volume ratios. 
 
d.  Cost. 
 
e.  Reliability. 
 
f.  Maintainability. 
 
g.  Noise and pollution. 
 
For low speed application, propeller engines are often chosen because of their overall high efficiency.  
Piston engines are used in small aircraft because of their advantages of efficiency and cost over the 
small  gas  turbine.    For  larger  aircraft,  turboprop  engines  have  gained  favour  as  they  have  good 
power/weight ratios and are easily maintained.  For higher speeds, the propeller is replaced by the 
turbofan or turbojet. 
 
Revised May 10   
Page 8 of 9 

AP3456 – 3-1 - Basic Theory and Principles of Propulsion 
24.  For  air  transport  application,  where  fuel  efficiency  is  extremely  important,  high  by-pass  ratio 
turbofans  are  being  used  by  the  majority  of  large  aircraft,  with  lower  by-pass  ratio  turbofans  and 
turboprops used in the smaller aircraft.  The choice for training and combat aircraft is less clearcut.  In the 
past, pure jets have been used for jet trainers, but have been replaced by low by-pass ratio turbofans 
and  turboprops.    Modern  strike  aircraft  use  low  by-pass  afterburning  turbofans,  which  give  a  higher 
efficiency at subsonic speed and provide a greater thrust augmentation (>80%) in afterburning mode. 
Revised May 10   
Page 9 of 9 

AP3456 - 3-2 - Introduction to Piston Engines 
CHAPTER 2 - INTRODUCTION TO PISTON ENGINES 
 
Contents 
Page 
 
Introduction .............................................................................................................................................. 2 
The Four-stroke Cycle ............................................................................................................................. 2 
Timing ...................................................................................................................................................... 3 
Cooling ..................................................................................................................................................... 5 
Ignition System ........................................................................................................................................ 7 
System Integrity ....................................................................................................................................... 7 
Carburation .............................................................................................................................................. 8 
Manifold Air Pressure .............................................................................................................................. 8 
Detonation and Pre-ignition ..................................................................................................................... 8 
Icing ......................................................................................................................................................... 9 
Lubrication ............................................................................................................................................... 9 
Oil Dilution ............................................................................................................................................... 9 
 
Table of Figures 
 
3-2 Fig 1 A Four-stroke Internal Combustion Engine .............................................................................. 2 
3-2 Fig 2 The Four-stroke Cycle .............................................................................................................. 3 
3-2 Fig 3 Theoretical Timing Diagram ..................................................................................................... 4 
3-2 Fig 4 Ineffective Crank Angles .......................................................................................................... 4 
3-2 Fig 5 Typical Practical Timing Diagram ............................................................................................. 5 
3-2 Fig 6 Air Cooled Engine ..................................................................................................................... 6 
3-2 Fig 7 Liquid Cooled Engine ............................................................................................................... 6 
3-2 Fig 8 Some Common Cylinder Layouts ............................................................................................. 6 
3-2 Fig 9 Ignition System Circuit Diagram ............................................................................................... 7 
 
Revised May 10   
Page 1 of 9 

AP3456 - 3-2 - Introduction to Piston Engines 
Introduction 
 
1.  The internal combustion piston engine consists basically of a cylinder (Fig 1) which is closed at 
one end, a piston which slides up and down inside the cylinder, and a connecting rod and crank by 
which reciprocating movement at the piston is converted to rotary movement of the crankshaft.  In the 
closed end of the cylinder, known as the 'Cylinder Head', are inlet and exhaust valves and a sparking 
plug.  An engine-driven magneto generator supplies a high voltage current to the sparking plug. 
 
3-2 Fig 1 A Four-stroke Internal Combustion Engine 
 
Inlet and Exhaust Valves
Sparking Plug
Cylinder
Piston
Connecting
Magneto
Rod
Crankshaft
 
 
2.  One of the most noticeable differences between car and aero-engines is that, with the exception 
of  those  fitted  to  light  aircraft,  aero-engines  generally  have  more  cylinders.    This  is  because  it  is 
impracticable  for  design  and  physical  reasons,  to  obtain  much  more  than  74.5  kW  (100  bhp)  per 
cylinder; consequently a high output would not be developed by a scaled-up version of a low-powered 
engine with the same number of cylinders. 
 
3.  Even  in  engines  of  modest  power,  it  is  often  better  to  use  a  number  of  small  cylinders  in 
preference to fewer and larger, for not only does smoother operation result, but also, in many cases, a 
smaller frontal area can be obtained. 
 
The Four-stroke Cycle 
 
4.  The sequence of operations by which the engine converts heat energy into mechanical energy is 
known as the four-stroke cycle.  The four strokes are known as Induction, Compression, Power and 
Exhaust and are discussed individually in the following paragraphs and il ustrated in Fig 2. 
 
 
 
Revised May 10   
Page 2 of 9 

AP3456 - 3-2 - Introduction to Piston Engines 
3-2 Fig 2 The Four-stroke Cycle 
 
Induction
Compression
Power
Exhaust
Sparking
Plug
Inlet Valve
Exhaust
Open
Valve Open
Exhaust
Inlet and
Gaseous Mixture
Burnt Gases
Valve
Exhaust
Entering Cylinder
Going to
Closed
Valves
Atmosphere
Closed
Connecting Rod
Crank
Direction 
of Rotation
 
 
 
 
5.  The Induction Stroke.  On the induction stroke, the piston descends in the cylinder, thereby lowering 
the internal pressure.  Because the inlet valve is open, the mixture of fuel and air is forced in by the higher 
outside air pressure.  However, because of inertia and the limited time available, it is not possible to fil  the 
cylinder to the same pressure as the outside air. 
 
6.  The Compression Stroke.  At the start of the compression stroke, the inlet valve is closed and 
the piston starts to move upwards.  The effect of reducing the volume in the cylinder is to compress the 
fuel/air mixture.  Just before the piston reaches the top of the stroke, the fuel/air mixture is ignited by 
the sparking plug. 
 
7.  The  Power  Stroke.    During  the  power  stroke,  the  flame  spreads  and  the  intense  heat  generated 
increases the pressure rapidly.  The peak pressure is reached when the piston has just started to begin the 
downward stroke.  The gas continues to burn and the pressure in the cylinder decreases as the piston is 
forced down until, towards the end of the power stroke, combustion is complete and the pressure on the top 
of the piston is comparatively small. 
 
8.  The  Exhaust  Stroke.   At the start of the exhaust stroke, the exhaust valve is opened and the 
burnt gases are forced out of the cylinder by the ascending piston.  At the end of the upward stroke, 
the exhaust valve is closed and the inlet valve opens to begin the cycle again. 
 
Timing 
 
9.  In theory, the opening and closing of the valves, and the supply of the spark are all timed to take 
place  at  either  top  dead  centre  (TDC),  i.e.  when  the  piston  is  at  its  highest  point  in  the  cylinder,  or 
bottom dead centre (BDC), as appropriate (see Fig 3). 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 3 of 9 




AP3456 - 3-2 - Introduction to Piston Engines 
3-2 Fig 3 Theoretical Timing Diagram 
 
TDC
Inlet
Valve
Open
Ignition
Induction
Compression
Exhaust
Valve
Po
Closed
w
Exhaust
er
Direction
of Rotation
Exhaust
Valve
Open
Inlet
Valve
Closed
BDC
 
 
10.  In practice, the valve timing is modified to take into account the following facts: 
 
a.  There is a limit to the speed at which valves can be made to open and close, beyond which 
excessive stresses would be imposed on the valve operating gear. 
 
b.  When a valve is almost closed, the flow of gases is minimal. 
 
c.  There is an appreciable time between the ignition of the compressed fuel/air mixture, and the 
build up to a maximum pressure in the cylinder head. 
 
d.  There are two periods during one revolution of the crankshaft when the vertical movement of 
the piston is very small.  These upper and lower areas of minimal piston movement are known as 
the 'ineffective crank angles' and occur at the top and bottom of the stroke (see Fig 4).  These 
periods are utilized by having both valves open at the same time (valve overlap).  This assists the 
movement of gases both into and out of the cylinder. 
 
3-2 Fig 4 Ineffective Crank Angles 
 
Ineffective
Crank Angles
Area of Minimum
Vertical Piston
Movement
Crankshaft
Vertical Movement of
Rotation
Piston Corresponding
to Crankshaft Rotation
Area of Minimum
Vertical Piston
Movement
 
 
Revised May 10   
Page 4 of 9 


AP3456 - 3-2 - Introduction to Piston Engines 
11.  To allow for the factors outlined in para 10, the valve timing is modified with valve lead, lag and 
overlap as shown in Fig 5. 
 
3-2 Fig 5 Typical Practical Timing Diagram 
 
TDC
Valve
Overlap
(50°)
Inlet
Valve
Open
Valve
Lead
(20°)
I
Ign
nduc
25
30
P
tio
o
n
Exhaust w
pression
Valve
er
Closed
Exhaust
Com
Exhaust
Valve
Direction
Open
of Rotation
Inlet
Valve
Va
Closed
L lv
a
(7 g e
Valve

Lead
)
(62°)
BDC
 
 
12.  Because  aero  engines  normally  drive  the  propeller  directly,  they  have  to  operate  at  much  lower 
speeds (measured in revolutions per minute (rpm)) than those used in automotive applications.  The rpm 
range is also much smaller than that in car engines.  The ignition timing of a magneto is not fit ed with an 
advance and retard mechanism.  Apart from during the engine starting cycle, the spark is normally fixed 
to fire at about 25º before TDC.  To compensate for the fixed ignition timing, adjustments have to be 
made to the fuel/air mixture to overcome the problems of operating the engine at low rpm. 
 
13.  During  the  engine  start-up  cycle,  the  magnetos  are  revolving  slowly  and  not  producing  their 
normal high voltage.  A mechanical system can be used to speed up one of the magnetos so that the 
spark  intensity  is  increased  and  the  timing  is  retarded  to  assist  ignition.    This  magneto  is  called an 
impulse magneto and is normally selected 'ON', on its own, during the initial stage of the engine start.  
Both magnetos are then selected 'ON' when the engine has fired and picked up speed towards idle.  
Some aircraft are fitted with a separate booster coil that is used during the starting sequence to provide 
the high voltage.  Other alternative electrical systems can be used to provide a series of sparks at the 
plugs to aid starting. 
 
Cooling 
 
14.  If an engine was perfectly efficient, all of the heat produced in it would be turned into useful work, and 
the problem of cooling would not arise.  This is impossible, however, and, in practice, less than 30% of the 
heat  generated  during  combustion  is  converted  into  mechanical  energy.    Heat  losses  in  the  exhaust 
gases account for a further 40%, while the remaining 30% is absorbed by the engine components.  If no 
steps  were  taken  to  extract  this  heat  from  the  engine,  it  would  cause  mechanical  deterioration  and 
breakdown of the oil. 
 
Revised May 10   
Page 5 of 9 


AP3456 - 3-2 - Introduction to Piston Engines 
15.  The two methods of cooling an engine are air cooling and liquid cooling.  With air cooling, heat is 
transferred directly to the air through which the engine moves (Fig 6).  Liquid cooling, as used in most 
cars, utilizes a fluid circulating continuously between the cylinders and a radiator (see Fig 7).  In-line 
engines  can  be  either  air  or  water  cooled  but  large  radial  engines  are  air  cooled.    Some  common 
cylinder layouts are shown at Fig 8. 
 
3-2 Fig 6 Air Cooled Engine 
 
Cooling fins
Crank case
 
 
3-2 Fig 7 Liquid Cooled Engine 
 
Filler
Header
Coolant
Tank
Temperature
Air Vent
Gauge
Cylinder Block
Pump
Radiator
Drain Tap  
 
3-2 Fig 8 Some Common Cylinder Layouts 
 
a  Inverted In-line
b  Flat Opposed
c  Radial
(Only Front Cylinder illustrated)
(Only Front Cylinders illustrated)
Single Row of Cylinders
 
 
 
Revised May 10   
Page 6 of 9 

AP3456 - 3-2 - Introduction to Piston Engines 
Ignition System 
 
16.  The aircraft engine ignition system is required to provide a rapid series of sparks of sufficient intensity to 
ignite the weakest fuel/air mixtures normally used.  The sparks must be correctly timed to coincide with each 
compression stroke, and arranged to fire each cylinder in the desired sequence.  The following paragraphs 
describe briefly the main components of a simple ignition system as shown in Fig 9. 
 
3-2 Fig 9 Ignition System Circuit Diagram 
 
Sparking Plugs
Distributor
and Rotor
Magneto
 
 
 
17.  Sparking Plugs The sparking plugs provide the air gap which carries the electrical spark to ignite the 
fuel/air charge in the cylinder.  There are two plugs to each cylinder, each driven by a separate magneto. 
Igniting the charge from two points gives more efficient combustion which rapidly produces a high pressure 
in the cylinder.  It also provides an alternative source of ignition should a sparking plug fail. 
 
18.  Magneto The magneto is a self-contained, engine-driven electrical generator designed to supply 
the high voltage to the plugs in sequence, and at a precise time in the compression stroke. 
 
19.  Distributor The distributor is an integral part of each magneto and consists of two parts, a rotor 
and  a  distributor  block.    The  rotor  is  attached  to  a  distributor  gear  and  rotates  at  a  fixed  ratio  with 
respect to the magneto and crankshaft.  As it rotates, it comes opposite to, but does not actually make 
contact with, each of a number of electrodes in turn.  These electrodes, which are insulated from each 
other  and from the body of the magneto, are connected by high-tension (HT) ignition cables one to 
each of the plug leads.  The rotor receives the high voltage from the magneto and passes it, via the 
electrodes and HT ignition cables, to the appropriate sparking plug. 
 
System Integrity 
 
20.  To guard against engine failure due to a defect in the ignition system, two entirely independent 
magnetos, each with an individual set of sparking plugs and HT ignition cables, are fitted to the engine.  
The provision of two sparking plugs in each cylinder also ensures more efficient ignition of the charge, 
as noted in para 17, and it is for this reason that a small drop in rpm occurs when each magneto is 
switched off during the pre-flight engine check. 
 
Revised May 10   
Page 7 of 9 

AP3456 - 3-2 - Introduction to Piston Engines 
Carburation 
 
21.  Liquid fuels wil  not burn unless they are mixed with air.  Carburation is the process by which fuel 
is vaporized and mixed with air in the required proportions.  For the mixture to burn efficiently in an 
engine cylinder, the air/fuel ratio must be kept within a certain range, around 15:1 by weight.  The ratio 
is expressed in weight because volume varies considerably with temperature and pressure. 
 
22.  Carburation is achieved by the use of either a carburettor or fuel injector.  Their function is twofold: 
 
a.  To supply an atomized, and correctly proportioned, mixture of fuel and air to the engine. 
 
b.  To provide a method of limiting the power output by controlling the flow of this mixture. 
 
Manifold Air Pressure 
 
23.  The power developed by a piston engine is directly proportional to the weight of the fuel/air mixture 
burnt in the cylinders in a given time.  As each piston descends in its cylinder during the induction stroke 
(Fig 2), the pressure in the cylinder is reduced, thereby drawing in the fuel/air mixture from the induction 
manifold  (the  system  of  pipes  which  conducts  the  fuel/air  mixture  to  the  inlet  valves).    The  weight  of 
fuel/air mixture that enters the cylinder in this period (the 'charge') is dependent on the pressure in the 
manifold  and  the  amount  of  throttle  opening.    The  manifold  air  pressure  (MAP  or  MP)  is  shown on a 
cockpit  gauge,  usually  calibrated  in  inches  of  mercury  (in  Hg),  where  30  inches  is  approximately  the 
length of a column of mercury that wil  be supported by atmospheric pressure at sea level. 
 
24.  Supercharging.    Because  atmospheric  pressure  decreases  with  altitude,  the  weight  of  charge 
entering the cylinders for a given throttle setting decreases as the aircraft climbs.  To prevent a loss of 
power as altitude is gained, it is necessary to maintain the pressure in the manifold by compressing the 
incoming air.  This can be achieved by using an engine-driven compressor ('supercharging') or by the 
use  of  a  turbine  driven  from  the  exhaust  gases  ('turbocharging').    The  MAP  for  a  supercharged  or 
turbocharged engine is referred to as 'boost pressure'. 
 
Detonation and Pre-ignition 
 
25.  Under  normal  conditions,  the  fuel/air  mixture  is  ignited  in  the  cylinder  at  the  start  of  the  power 
stroke.  It burns at a steady rate with a flame velocity of about 60 ft per second.  Peak pressure in the 
cylinder  is  developed  just  after  top  dead  centre,  and  the  force  on  the  piston  is  steady.    However, 
abnormal conditions can occur and lead to problems known as 'detonation' and 'pre-ignition'. 
 
26.  Detonation.  When detonation occurs, although combustion begins normally, the temperature of the 
unburned part of the mixture is raised so high that it ignites spontaneously.  This occurs at an early stage 
of the power stroke and the mixture burns with a flame velocity in the region of 1,000 ft per second. 
 
27.  Effects  of  Detonation.    When  detonation  occurs,  the  cylinder  walls  and  the  piston  receive  a 
hammer-like blow.  The rate of pressure rise is too early in the power stroke (in the ineffective crank angle 
area) for the piston to move downwards, so that much of the chemical energy is wasted as heat.  The 
subsequent excessive cylinder temperatures can result in burning of the top of the piston and the exhaust 
valves.    In  addition,  carbonization  of  the  oil  may  occur,  leading  to  burning  of  the  piston  walls  and 
vaporization of the oil.  Unlike a car engine, where detonation can be clearly heard (the noise is known as 
'pinking'), detonation in an aero engine cannot be heard because of propeller and other noises. 
 
Revised May 10   
Page 8 of 9 

AP3456 - 3-2 - Introduction to Piston Engines 
28.  Preventing Detonation.  The likelihood of detonation occurring can be reduced by the following 
measures: 
 
a.  Always using the correct mixture strength.  The greater the amount of fuel for a given amount 
of air, the greater the power that can be obtained without detonation. 
 
b.  Avoiding  anything  that  raises  the  temperature  or  pressure  of  the  mixture  before  it  burns.  
Examples  of  this  are  the  use  of  carburettor  heating  at  high  power  settings,  and  using  high 
manifold/boost pressures at low rpm. 
 
c.  Always using the correct grade of fuel. 
 
29.  Pre-ignition.  Pre-ignition should not be confused with detonation, though it may be an after-effect 
of  it.    If  an  engine  is  allowed  to  become  overheated,  the  temperature  of  some  projections  into  the 
combustion chamber, such as the sparking plug points or a piece of carbon, may rise so much that the 
mixture is prematurely ignited during the compression stroke.  The engine may also continue to run 
after shut down with the ignition switched off, though probably not on all cylinders.  With pre-ignition, 
there  is  a  loss  of  power,  rough  running,  and  further  overheating.    Unlike  detonation,  which  usually 
diminishes  with  an  increase  in  rpm,  pre-ignition  gets  worse  as  the  engine  speed  increases.    Pre-
ignition can be avoided by always using the correct mixture setting. 
 
Icing 
 
30.  When flying in certain conditions of humidity and temperature, ice can quickly build up inside the 
carburettor or injector air intakes.  To overcome this problem, all piston-engine aircraft are fitted with a 
manual or automatic shutter system to blank off entry of the cold air and obtain warm or hot air from 
inside the engine cowling.  However, it should be noted that the use of hot intake air wil  reduce engine 
power. 
 
Lubrication 
 
31.  The primary purpose of lubrication is to reduce friction between moving surfaces.  The lubricant is 
also used to clean the interior of the engine and to dissipate heat from the moving parts.  Pistons and 
cylinders are particularly dependent on oil for cooling. 
 
32.  The  viscosity  of  a  fluid  (ie  its  internal  friction  or  resistance  to  flow)  is  temperature  dependent.  
When oil is cold, it has a high viscosity and flows slowly, thus making circulation extremely difficult.  
However, if the oil gets too hot, the viscosity may become so low that the film between the bearing 
surfaces breaks down and metal-to-metal contact occurs, resulting in rapid wear and overheating. 
 
Oil Dilution 
 
33.  The object of oil dilution is to facilitate the starting of large piston engines in cold weather.  A quantity of 
fuel is added to the oil to reduce its viscosity.  This reduces the torque necessary to rotate the engine.  By 
improving the flow of the oil, it also helps to ensure that an adequate supply of lubricant is available to all 
moving parts immediately after engine starting.  When the engine reaches normal operating temperature, 
the  fuel  evaporates  and  is  vented  to  atmosphere  and  the  oil  viscosity  returns  to  normal.    If  carried  out 
regularly,  irrespective  of  the  atmospheric  temperature  prevailing,  oil  dilution  helps  to  minimize  the 
accumulation of sludge deposits within the engine by flushing them into the oil filters. 
Revised May 10   
Page 9 of 9 

AP3456 - 3-3 - Piston Engine Handling 
CHAPTER 3 - PISTON ENGINE HANDLING 
 
Contents 
Page 
ENGINE LIMITATIONS ........................................................................................................................... 1 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
Engine Limitations ................................................................................................................................... 2 
Considerations for Imposing Engine Limitations..................................................................................... 2 
Lubrication System Faults ....................................................................................................................... 3 
ENGINE STARTING................................................................................................................................ 3 
Precautions Before Starting and Testing ................................................................................................ 3 
Starting by Propeller Swinging ................................................................................................................ 4 
Direct-cranking Electric Starters.............................................................................................................. 4 
Starting in Cold Weather ......................................................................................................................... 5 
Starting a Warm or Hot Engine ............................................................................................................... 5 
Warming Up............................................................................................................................................. 5 
Testing After Starting............................................................................................................................... 5 
ENGINE HANDLING ............................................................................................................................... 6 
Taxiing ..................................................................................................................................................... 6 
Use of Intake Filters and Heat Controls .................................................................................................. 6 
Take-off ................................................................................................................................................... 6 
Climbing................................................................................................................................................... 6 
General Handling..................................................................................................................................... 6 
Effects of Low and Negative g................................................................................................................. 7 
Engine Temperature................................................................................................................................ 7 
Stopping the Engine ................................................................................................................................ 7 
 
Table 
Table 1 Typical Engine Limitations Table ............................................................................................... 2 
 
ENGINE LIMITATIONS 
 
Introduction 
 
1.  The Aircrew Manual for each type of aircraft specifies certain engine limitations.  These limitations 
are based on calculations and type tests on the bench.  They may subsequently be modified in the light 
of  service  experience  and  operational  requirements.    In  addition,  they  may  vary  for  the  same  type  of 
engine fitted in different types of aircraft.  The limitations are designed to secure an adequate margin of 
safety against immediate breakdown and give the engine a reasonable life.  Proper handling throughout 
the life of an engine will improve reliability towards the end of the period between overhauls, and will also 
improve the chance of the engine standing up to operational overloads. 
 
2.  With  all  engines,  large  and  small,  optimum  reliability  and  long  trouble-free  life  are  assured  by 
restricting the use of high power settings as much as possible.  During take-off, the aim should be to use 
the maximum power setting for the shortest duration, and to reduce the power setting as soon as it is safe 
to do so.  On lightly loaded aircraft, it may not be necessary to use the maximum power setting if reference 
to the Aircrew Manual/Operating Data Manual shows that, for particular conditions of weight, weather and 
available take-off run, the take-off can be safely performed at a reduced power setting.  Similarly, the climb 
should be made at less than the intermediate power permitted, provided that overheating does not result 
and an acceptable rate of climb can be maintained. 
 
Revised May 10   
Page 1 of 8 

AP3456 - 3-3 - Piston Engine Handling 
Engine Limitations 
 
3.  The  stresses  on  engine  components  are increased at high rpm, giving rise to increased wear.  
Consequently,  maximum  rpm limitations are usually imposed.  Table 1 is an example of an engine 
limitations table, typical of that found in Aircrew Manuals.  It shows the principle limitations associated 
with each of the main power conditions.  If the specified engine limitations are exceeded, or extended 
beyond the time permitted, a report must be made after landing. 
 
Table 1 Typical Engine Limitations Table 
 
Power Rating 
Time Limit 
rpm 
Temp °C 
Take-off and Operational Necessity 
5 min 
2800 
270 
90 
Intermediate 
1 hour 
2400 
260 
90 
Max Continuous 

2400 
260 
80 
Max Overspeed 
20 secs 
3000 


Oil pressure
 
 
 
a. 62 to 75 kPa (90 to 110 psi) at 80 ºC and max continuous power. 
 
 
 
b. Flight minimum: 55 kPa (80 psi). 
Oil temperature:  Minimum for take off: +15 ºC. 
Cylinder temperature:  Maximum for stopping the engine: 210 ºC. 
 
4.  High  cylinder  temperatures  lead  to  a  breakdown  in  cylinder  wall  lubrication,  excessive  gas 
temperatures and distortion.  High oil temperatures cause failure of cylinder and bearing lubrication.  
Accordingly,  maximum  cylinder  head  and  oil  temperature  limitations  are  also  imposed  for  the  main 
power conditions. 
 
5.  Shortage  of  oil,  or  a  defect  in  the  lubrication  system,  may  result  in  inadequate  lubrication  and 
bearing failure.  A minimum oil pressure limitation is therefore included. 
 
Considerations for Imposing Engine Limitations 
 
6.  The engine limitations table (Table 1) may specify minimum oil and/or cylinder head temperatures 
(CHT),  which  must  be  achieved  before  applying  full  power  (ie  before  take-off).    These  minimum 
temperatures ensure proper circulation of the oil, and prevent damage to the engine caused by rapid 
and uneven heating or excessive oil pressure. 
 
7.  A maximum CHT for take-off is given for air-cooled engines to ensure that the high power used at 
take-off will not cause damage to the engine by overheating. 
 
8.  When an engine is shut down after flight, its temperature may rise by a considerable amount 
before it starts to fall.  This is particularly true of air-cooled engines.  Consequently, a maximum 
CHT at which the engine can be shut down after flight is imposed.  This prevents damage to the 
cylinder  cooling  fins  caused  by  rapid  and  uneven  cooling,  and  also  ensures  that  the  HT  ignition 
leads do not become overheated.  After flight, all engines should be run at, or a little above, the 
warming-up rpm whilst confirming that the CHT is below the maximum for shut-down.  This should 
ensure even cooling, and leave an adequate film of oil on the cylinder walls. 
 
9.  A  diving  rpm  limitation  is  imposed  on  engines  having  a  fixed  pitch  propeller  where  the  normal 
maximum rpm may be exceeded in a dive.  The diving overspeed limit is usually allowed only for a 
period of up to 20 seconds; however, the Aircrew Manual must be consulted for any limitations. 
 
Revised May 10   
Page 2 of 8 

AP3456 - 3-3 - Piston Engine Handling 
Lubrication System Faults 
 
10.  Serious damage will occur quickly through overheating or failure of the lubrication system, therefore, 
the limitations should be strictly observed.  Frequent checks should be made of the oil temperature and 
pressure, and the power should be adjusted when necessary to keep them within limits. 
 
11.  Variations in Oil Pressure On many in-line engines, under normal conditions, the oil pressure 
tends  to  vary  through  a  considerable  range,  increasing  with  rpm  but  decreasing  with  rising 
temperature.  Older engines tend to run at lower pressures as the bearing clearances increase with 
wear.    The  minimum  oil  pressure  limitation  stated  is,  however,  the  lowest  at  which  satisfactory 
lubrication is obtained.  When the Aircrew Manual specifies 'normal oil pressure', this is for guidance 
only and is not necessarily representative of all engines of the same type. 
 
12.  Warning of Impending Failure The first indication that a fault is developing in an engine, which 
has previously been running at normal oil temperatures and pressures, may be a fairly abrupt drop in 
oil  pressure,  or a rapid rise in oil temperature.  Therefore, depending on the circumstances, with a 
single-engine aircraft a precautionary landing should be made as soon as possible if a sudden change 
in these parameters is indicated. 
 
13.  Ground Check.  When checking the engine before take-off, if the oil pressure is apparently lower 
than that normally experienced under comparable conditions, a defect should be suspected. 
 
ENGINE STARTING 
 
Precautions Before Starting and Testing 
 
14.  Before starting the engine, the following general points should be observed (the Aircrew Manual 
will give specific instructions for any particular engine). 
 
a.  If practicable, the aircraft should be facing into wind to ensure the best possible cooling. 
 
b.  Other  aircraft  (or  anything  else  likely  to  be  damaged)  should  not  be  in  the  path  of  the 
propeller slipstream. 
 
c.  The aircraft should not be on dusty or stony ground.  Propeller slipstreams can pick up loose 
particles, and damage may be caused to the airframe and propellers. 
 
d.  Chocks should be positioned in front of the main wheels and the parking brake selected 'ON'. 
 
e.  All of the ignition switches must be 'OFF'. 
 
f.  If the aircraft has been standing for some time, the engine should be turned over, preferably by 
hand, through two revolutions of the propeller to break down any oil film which may have formed. 
 
g.  With inverted or radial engines, the propeller must be turned by hand through at least two 
complete  revolutions  to  prevent  damage  by  hydraulic  lock  caused  by  oil  or  fuel  draining  into 
cylinder heads.  If hydraulic lock is indicated (by a resistance to rotation), the plugs should be 
removed from the inverted/lower cylinders, which should then be allowed to drain. 
 
h.  All fuel cocks and engine controls should be set to the positions specified in the Aircrew Manual. 
 
i. 
Ground fire extinguishers should be positioned and manned. 
 
15.  The ignition should never be switched on until the engine is ready to be started.  The engine fuel 
system must be primed ready for start by means of the priming pump.  This can be either electrical or 
Revised May 10   
Page 3 of 8 

AP3456 - 3-3 - Piston Engine Handling 
mechanical.    In  either  case,  the  priming  should  be  carried  out  in  accordance  with  the  instructions 
specified in the Aircrew Manual.  If necessary, priming may be continued while the engine is turning, 
and until it is running smoothly.  If the engine fails to start, and over-richness is suspected, the engine 
may be cleared by: 
 
a.  Switching off the ignition. 
 
b.  Turning off the fuel. 
 
c.  Opening  the  throttle  and  having  the  propeller  turned  (by  hand  or  mechanically)  through 
several revolutions. 
 
d.  The  throttle  lever  should  never  be  'pumped',  either  before  or  after  an  engine  has  been 
started, as with many types of carburettor this will cause an unpredictable excess of fuel to be 
delivered  to  the  induction  system  by  the  accelerator  pump.    If  the  engine  is  running,  this  will 
cause an excessively rich or uneven mixture, irrespective of the type of carburettor.  This could 
lead to a rich cut (the engine stops because excessive fuel will not burn in the cylinder) or an 
induction fire, and also subjects the engine to undesirable fluctuations of internal loading. 
 
Starting by Propeller Swinging 
 
16.  Small engines may be hand-started as follows: 
 
a.  Ensure that the wheels are correctly chocked. 
 
b.  Check ignition switches are 'OFF'. 
 
c.  Prime the cylinders as instructed for the type. 
 
d.  If an engine has not been run for some time, or  it is cold, it may be necessary to have it 
hand-cranked, or the propeller hand-swung for one or two revolutions, with the ignition 'OFF' and 
the  throttle  closed  (or  nearly  closed).    This  ensures  that  the  induction  system,  and  as  many 
cylinders as possible, contain fuel vapour. 
 
e.  Switch  on  the  ignition,  and  have the propeller hand-swung, or hand-cranked, smartly until 
the engine starts. 
 
f.  If  the  engine  fails  to  start  after  a  few  turns,  over-richness  is  the  most  probable  cause.  
Therefore, switch off the ignition and the fuel, open the throttle fully and have the engine turned 
through several revolutions to clear the cylinders of fuel.  Then turn on the fuel, close the throttle, 
and proceed as in sub-paras c and e. 
 
17.  There is always a possibility that, owing to a fault in the ignition system, a piston engine may fire 
when  being  rotated  by  hand,  even  with  the  ignition  'OFF'.    Therefore,  whenever  hand-turning  a 
propeller, the ground crew should stand in a safe position, and treat the propeller as if expecting the 
engine to fire. 
 
Direct-cranking Electric Starters 
 
18.  The direct-cranking electric starter, together with its reduction gear, is normally an integral part of 
the engine.  To start the engine, the ignition is switched on, and the starter push-button pressed 
until the engine fires. 
 
19.  Failure to Start To avoid overheat damage to the starter motor, it should never be operated 
continuously  for  more  that  30  seconds.    If  an  engine  fails  to  start,  a  pause  of  30  seconds  should 
elapse to allow the starter motor to cool before a further attempt is made.  If three abortive attempts 
Revised May 10   
Page 4 of 8 

AP3456 - 3-3 - Piston Engine Handling 
have  been  carried  out,  the  starter  motor  must  be  allowed  to  cool  for  10  to  15  minutes  before  any 
further attempts are made. 
 
Starting in Cold Weather 
 
20.  In very cold weather, engines which have been cold for long enough for the oil temperature to fall 
below 0 ºC may prove difficult to start because: 
 
a.  The oil thickens, producing high internal resistance to the starter motor, thus reducing the 
cranking speed. 
 
b.  The fuel does not vaporize readily to provide a suitable combustion mixture. 
 
21.  To overcome the problem of thick oil, oil dilution (see Volume 3, Chapter 2) may be used to make 
the engine easier to turn, and to ensure an immediate flow of oil to all moving parts.  With poor fuel 
vaporization, considerably more priming is required than under temperate conditions. 
 
Starting a Warm or Hot Engine 
 
22.  The main reason why a hot engine fails to start is over-priming.  The starting drill for an engine that 
has been recently run, or just shut down, must therefore be modified to reduce the amount of priming, or 
even dispense with it completely.  The degree of priming required will depend on the ambient temperature, 
and the length of time the engine has been stationary.  There is also a serious risk of fire developing if a 
hot engine is over-primed. 
 
Warming Up 
 
23.  Engine oil pressure should be monitored for the first 30 seconds after start-up.  When normal oil 
pressure is indicated, the throttle should be opened gradually until the engine is running at the speed 
recommended in the Aircrew Manual, generally 1,000 to 1,200 rpm.  The engine should be warmed up 
at this speed until the prescribed temperature and pressures have been reached.  Note:  If normal oil 
pressure is not reached within the first 30 seconds, the engine should be shut down. 
 
Testing After Starting 
 
24.  Once the engine has been warmed up, it can be exercised and tested as required in the Aircrew 
Manual.    The  following  tests  are  applicable  to  most  piston  engines.    Any  differences  from  these 
procedures will be specified in the Aircrew Manual. 
 
25.  The checks described in paras 27 to 29 will determine if the engine is running correctly and, at 
the same time, ensure that ground running at high power settings, which is damaging to any engine, is 
kept to a minimum. 
 
26.  As a general rule, ground testing should not be carried out with the carburettor air intake in the 
hot position, unless heavy throttle icing is being experienced.  If an intake filter is fitted, it should be set 
to the 'filter' position. 
 
27.  During the run-up period, the charging rate of the generator should be checked, together with the 
rpm at which it cuts in.  The vacuum pump suction and change-over cock, if fitted, should be checked.  
Temperatures  and  pressures  should  be  monitored  throughout  the  run-up  to  ensure  that  the 
instruments are working, and that the limitations are not being exceeded. 
 
28.  At warming-up rpm, test each magneto in turn by selecting it 'OFF'.  If the engine stops during 
this procedure (known as a 'dead cut'), then the magneto which is selected 'ON' is not functioning, i.e. 
Revised May 10   
Page 5 of 8 

AP3456 - 3-3 - Piston Engine Handling 
it is 'dead'.  Both magnetos should also be switched off together to ensure that neither is live when 
switched off. 
 
29.  Test each magneto in turn at the reference rpm.  If there is marked vibration, rough running or a 
drop of rpm outside limits, the engine is unserviceable. 
 
ENGINE HANDLING 
 
Taxiing 
 
30.  Care must be taken to avoid overheating the engine while taxiing.  The throttle should be used as 
little as possible, and set to a position which gives a safe speed. 
 
31.  The rpm lever (if fitted) should be in the take-off (high rpm) position to obtain the best cooling 
airflow over the engine, and provide the most tractive effort.  The engine rpm should be at or above 
the warming-up figure whilst taxiing.  The use of low rpm on the ground should be kept to a minimum, 
as many engine configurations tend to overheat. 
 
Use of Intake Filters and Heat Controls 
 
32.  Intake filters and heat controls should be set as specified in the Aircrew Manual.  Intake filters 
should always be used when operating in dust-laden zones 
 
Take-off 
 
33.  If the engine is not run up immediately before take-off, air-cooled engines should be 'cleared' by 
opening the throttle to the maximum power that can be held on the brakes.  This is to clear any carbon 
deposits from the plugs and/or to remove excess fuel from the inlet manifold. 
 
34.  When starting the take-off run, the throttle should be opened steadily up to the required power.  
The aim is to obtain full power in the shortest time consistent with controlling the aircraft and avoiding 
'slam accelerations'. 
 
Climbing 
 
35.  On most supercharged engines, the rpm is maintained at the value set by the pilot until the full 
throttle  height  is  reached.    If  the  climb  is  continued  above  this  height,  the  rpm  will  reduce 
progressively. 
 
General Handling 
 
36.  The throttle lever should always be moved slowly and evenly to avoid undesirable strain on the 
engine. 
 
37.  Clearing the Engine in Flight When cruising at low power, it is advisable to clear engines at 
regular intervals by opening up to not less than intermediate power and moving the engine rpm control 
from cruise setting to maximum several times.  Clearing in this manner should be carried out once per 
hour (or more frequently, depending on the circumstances) or as specified in the Aircrew Manual. 
 
38.  Rejoining the Circuit Before entering the circuit at the conclusion of a flight, engines should be 
cleared as recommended in para 37.  This will minimize plug fouling and ensure that full power will be 
available if required.  This is especially necessary if the engines have been running for a long time at very 
low power in cold weather. 
Revised May 10   
Page 6 of 8 

AP3456 - 3-3 - Piston Engine Handling 
 
39.  Ignition Checks in Flight.  If the pilot has reason to suspect the ignition system, a precautionary 
landing as soon as practicable is recommended.  An ignition check in flight is not recommended.  If 
one magneto has failed completely, the otherwise serviceable sparking plugs from the other magneto 
may become wetted with fuel and not function correctly.  There is also a risk of blowback and damage 
to the engine when the ignition is switched on again. 
 
Effects of Low and Negative g 
 
40.  In engines with injected fuel, flooding and starvation are unlikely to occur through the effects of 
low or negative 'g' (where 'low' means less than 1).  However, the effect on the oil system may lead to 
starvation and the engine must not be allowed to run with less than the minimum oil pressure specified 
in the Aircrew Manual. 
 
41.  When an aircraft is suddenly put into a dive, or is subjected to certain aerobatics or inverted flying, 
fuel moves to the top of the tanks.  In float-type carburettors, flooding first takes place and a rich cut is 
experienced,  followed  by  a  weak  cut  if  negative  'g'  is  sustained.    The  engine  will  cut  less  readily  and 
recover more quickly with the throttle well open, but the pilot must close the throttle before power begins to 
return to avoid an excessive power surge/rpm over swing. 
 
Engine Temperature 
 
42.  The importance of monitoring cylinder head and oil temperatures, and keeping them within limits, 
cannot be emphasized too strongly. 
 
43.  Climbing with a weak mixture selected may lead to high engine temperatures.  However, by flying 
the aircraft at some 10 to 15 knots faster than the recommended IAS for the climb, the temperature of 
all types of piston engines can be reduced, without seriously affecting the rate of climb. 
 
44.  'Coring' occurs when the engine oil congeals and restricts the flow through the oil cooler.  It can 
happen  in  some  oil  coolers  at  low  air  temperatures.    Coring  should  be  suspected  if  there  is  a 
sudden rise in oil temperature, which is not accompanied by a corresponding rise in cylinder head 
temperatures.  The remedy is to increase rpm as soon as the situation is identified.  If, however, 
coring  is  well  advanced  and  the  oil  temperature  still  remains  high,  the  airflow  through  the  cooler 
needs to be reduced without reducing power.  This can be achieved by lowering the flaps to reduce 
the airspeed.  A descent to a level where the air temperature is higher is then advisable. 
 
45.  Generally, the engine should not be allowed to get cold or it may not readily respond when required.  
During descent, the engine may be kept warm by diving moderately with the throttle well open, rather 
than by gliding with the throttle closed.  In a long glide, the throttle should be opened at intervals. 
 
Stopping the Engine 
 
46.  The correct method of running-down and stopping an engine is just as important as the correct 
starting and running-up procedures.  Use of the correct procedure ensures that an engine is cooled 
down in the best way, and that it is left in the most serviceable condition for future starting. 
 
47.  Duration  of  Run-down.    The  engine  should  be  cooled  by  idling  at  the  rpm  specified  in  the 
Aircrew Manual (this is usually between 800 and 1,200 rpm).  The idling period varies with the type of 
engine, but is normally one to two minutes, or until the CHT falls to the recommended value before 
shutting down, whichever is the longer.  Idling at the recommended rpm allows the scavenge pump to 
Revised May 10   
Page 7 of 8 

AP3456 - 3-3 - Piston Engine Handling 
remove the surplus oil from the crankcase, thus reducing the danger of a hydraulic lock when starting 
up.  Very low idling rpm should be avoided as it may cause fouling of the plugs.  During this idling 
period the magnetos should be tested again for a dead cut. 
 
48.  Effect of Excessive Temperature If a hot engine is shut down too rapidly, uneven cooling will 
result.  This may cause damage to the cylinder block and distortion of the cylinders or cooling fins.  On 
reaching the dispersal, the aircraft should be parked into wind, to ensure even and gentle cooling. 
 
49.  Suspect Engine If after flight, for any reason, the serviceability of the engine is in doubt, the run-
up checks should be carried out.  These checks are not normally necessary, but, if a fault is suspected, it 
is better discovered when stopping an engine after flight than when starting it before flight. 
 
50.  Stopping the Engine To stop an engine, close the throttle and operate either the slow running 
cut-out or fuel cut-out, or set the mixture control to lean.  After the engine has stopped, switch off the 
ignition and turn off the fuel.  Any additional instructions for stopping the engine are specified in the 
Aircrew Manual. 
 
Revised May 10   
Page 8 of 8 

AP3456 - 3-4 - Gas Turbine Theory 
CHAPTER 4 - GAS TURBINE THEORY 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
Working Cycle ......................................................................................................................................... 2 
Thrust Distribution ................................................................................................................................... 4 
Performance ............................................................................................................................................ 6 
 
Table of Figures 
 
3-4 Fig 1 Drawing of Whittle Patent......................................................................................................... 1 
3-4 Fig 2 Whittle Engine W2B ................................................................................................................. 2 
3-4 Fig 3 Working Cycle .......................................................................................................................... 2 
3-4 Fig 4 Gas Turbine T-S Diagram........................................................................................................ 3 
3-4 Fig 5 Typical Gas Flow through a Gas Turbine ................................................................................ 3 
3-4 Fig 6 Thrust Distribution of a Typical Turbojet .................................................................................. 4 
3-4 Fig 7 Effect of Engine RPM on Thrust .............................................................................................. 7 
3-4 Fig 8 Effect of Airspeed on Thrust..................................................................................................... 8 
3-4 Fig 9 Effect of Airspeed on Overall Engine Efficiency ...................................................................... 8 
3-4 Fig 10 Effect of Altitude on Thrust..................................................................................................... 9 
 
Introduction 
 
1.  On the 16th January 1930, Sir Frank Whittle filed British patent no 347 206 for the first practical 
turbojet (Fig 1). 
 
3-4 Fig 1 Drawing of Whittle Patent 
 
Centrigugal
Fuel Injector
Compressor
Two Stage
Axial Compressor
Turbine
Disc
Turbine/Compressor
Connecting Shaft
Divergent
Combustion
Nozzle
Chamber
Ring
 
 
Although differing from his first experimental engine, WU (Whittle Unit), the layout shown in Fig 1 can 
be easily recognised as the basic arrangement of the modern gas turbine, particularly the use of an 
axial/centrifugal compressor arrangement which is used quite extensively in small gas turbine and 
helicopter turboshaft engines.  Despite Whittle’s work, the first jet engine powered aircraft to fly was 
the Heinkel HE178 in 1939.  This was followed a year later by the jet powered Camproni Campini, the 
engine of which used a piston engine instead of a turbine to drive the compressor.  Britain’s first 
successful jet powered aircraft, the Gloster E28/39 flew in 1941, powered by Whittle’s W1 engine. 
 
Revised May 2010 
 
Page 1 of 9 


AP3456 - 3-4 - Gas Turbine Theory 
2.  Developments led to the W2B (Fig 2) which, after further work by Rolls Royce, went into 
production as the Welland 1 turbojet, with a design thrust of 7 kilo-newtons (kN).  This powered the 
Meteor Mk1 aircraft.  It is interesting to note that, in March 1936, Whittle filed patent no 471 368 for a 
turbofan engine design. 
 
3-4 Fig 2 Whittle Engine W2B 
 
Fuel Inlet
Inlet Guide
Vanes
Single Stage
Turbine
Double Sided
Centrifugal
Connecting
Reverse Flow
Compressor
Shaft
Combustion
Chamber
 
 
Working Cycle 
 
3.  A gas turbine is essentially a heat engine using air as a fluid to produce thrust.  The working cycle 
of the gas turbine is similar to that of a piston engine and both engine cycles have induction, 
compression, combustion and exhaust phases (Fig 3).  However a gas turbine is able to deal with 
much larger amounts of energy for a given size and weight, and it has the added advantage that the 
mechanical motion is continuous and entirely rotational, whereas the piston engine uses an 
intermittent reciprocating motion which is converted to rotary motion by means of cranks.  In 
consequence, the gas turbine runs more smoothly. 
 
3-4 Fig 3 Working Cycle 
 
 
Revised May 2010 
 
Page 2 of 9 


AP3456 - 3-4 - Gas Turbine Theory 
4.  The gas turbine cycle can be represented by a temperature/entropy (T-S) diagram (entropy is a 
measure of disorder; the greater the entropy or degree of disorder in the gas, the less work can be 
extracted from it).  Referring to Fig 4, Point 1 represents the entry to the compressor; the air undergoes 
adiabatic compression along the line 1-2.  Heat is added to the air in the form of burning fuel which causes 
constant pressure heating along the line 2-3.  Adiabatic expansion through the turbines, line 3-4, extracts 
energy from the gas stream to drive the compressor and possibly a propeller, fan or rotor system.  The 
remainder of the gas stream is discharged through the exhaust system to provide thrust, line 4-1. 
 
3-4 Fig 4 Gas Turbine T-S Diagram 
 
3
Ex
pa
ns
io
T
bustion
n
om
C
2
4
Pressure
Increasing
ession
haust
Ex
1
Compr
S
 
 
5.  As the gas turbine engine is reliant upon heat to expand the gases, the higher the temperature in 
the combustion phase the greater the expansion of the gases.  However, the combustion temperature 
has to be limited to a level that can be safely accepted by the materials used in the turbine and 
exhaust components.  Fig 5 shows the gas flow through a typical gas turbine and also gives 
representative values for temperature, gas velocities, and pressures. 
 
3-4 Fig 5 Typical Gas Flow through a Gas Turbine 
 
PROPELLING NOZZLE
AIR
INTAKE
COMPRESSION
COMBUSTION
EXPANSION
EXHAUST
Deg C m/s
kPa
3000 914 1034
TOTAL PRESSURE
2500 762
862
Flame temperature
2000 610
690
1500 457
517
1000 305
345
TEMPERATURE
AXIAL VELOCITY
500 152
172
0
0
0
TYPICAL   SINGLE-SPOOL   AXIAL  FLOW  TURBO-JET  ENGINE
 
 
 
Revised May 2010 
 
Page 3 of 9 

AP3456 - 3-4 - Gas Turbine Theory 
Thrust Distribution 
 
6.  The thrust forces within a gas turbine result from pressure and momentum changes of the gas 
stream, passing through the engine, reacting on the engine structure and rotating components.  The 
various forces either react forward or rearward, and the amount by which the forward forces exceed 
the rearward forces is the rated thrust of the engine.  The diagram in Fig 6 illustrates the various 
forward and rearward forces in a typical turbojet engine. 
 
3-4 Fig 6 Thrust Distribution of a Typical Turbojet 
 
Forward Gas Load 259.96 kN
Rearward Gas Load   
207.63 kN
Total Thrust 50.33 kN
84.73 kN
150.72 kN
182.78 kN
 24.
11.75 kN
 85 kN
10.76 kN
Propelling
Nozzle
Diffuser
Turbine
Compressor
Combustion
Exhaust Unit
Chamber
and Jet Pipe
 
 
 
7.  The distribution of thrust forces shown in Fig 6 can be derived by considering the conditions at each 
section of the engine in turn.  However, it is more useful to calculate the thrust over the whole engine. 
 
8.  The force of gravity provides an acceleration force of 9.81 metres per second per second (32.2 
feet per second per second) to all bodies near the surface of the Earth.  This acceleration is 
independent of the mass of the body.  However, mass and weight are often confused.  Mass is the 
amount of matter in a body whereas the weight of a specified mass will depend upon the force of 
gravity exerted upon it such that: 
 
Weight = Mass of Object Acceleration due to gravity 
 
The majority of thrust from an engine results from the momentum change of the gas stream.  This is 
termed 'momentum thrust': 
 
W  V
Momentum Thrust = 
 = M  V 
g
 
Where:  W  = Weight of Air in kilograms (kg). 
 
 
M  = Mass Flow of Air in kilograms per second (kg/s). 
 
 

= Velocity of Gas Stream in metres per second (m/s). 
 
 

= Acceleration due to gravity in metres per second per second (m/s/s). 
 
Revised May 2010 
 
Page 4 of 9 

AP3456 - 3-4 - Gas Turbine Theory 
An additional thrust is produced when the propelling nozzle becomes 'choked' (see Volume 3, 
Chapter 9, Para 6).  This thrust is a result of aerodynamic forces created by the gas stream which in 
turn exert a pressure difference across the exit of the propelling nozzle, and this action produces 
'pressure thrust': 
 
Pressure Thrust = A  (Pe – Po) 
 
Where  A  = Area of Propelling Nozzle in square metres (m2). 
 
 
Po = Atmospheric Pressure in kilo pascals (kPa). 
 
 
Pe = Exit Pressure from Propelling Nozzle in kPa. 
 
The concept of momentum and pressure thrust give rise to the full thrust equation: 
 
Thrust (in kilo newtons (kN)) = (M  Vj) – (M Vo) + (Ae  (Pe – Po))  (Ai  (P1 – Po)) 
 
 
Where  M  = Mass Flow of Air in kg/s 
 
 
Vj  = Final Velocity of Gas Stream in m/s 
 
 
Vo = Initial Velocity of Gas Stream in m/s 
 
 
Ae = Area of Propelling Nozzle in m2 
 
 
Ai  = Area of Intake in m2 
 
 
Pe = Exit Pressure from Propelling Nozzle in kPa 
 
 
Po = Atmospheric Pressure in kPa 
 
 
P1 = Engine Inlet Pressure in kPa 
 
If we calculate the thrust at sea level static (SLS) conditions, the above equation can be simplified as 
follows: 
 
Thrust (kN) = (M  Vj) + (Ae  (Pe – Po)) 
 
     since Vo = 0 
              P1 = Po. 
 
9.  To illustrate the calculation of thrust, using data from the calculations used to derive the values in Fig 6: 
 
Propelling Nozzle Outlet: 
 
   Area 
(Ae)  
  =  0.2150 m2 
   Pressure 
(Pe)   =  143.325 kPa 
   Pressure 
(Po)   =  101.325 kPa (ISA) 
 
 
 
Mass Flow (M) =  70 kg/s 
   Velocity 
(Vj)    =  590 m/s 
 
Thrust (kN) = 70  590 + (0.215  (143325  101325)) 
 
 
 
 
 
 
 
 
     = 50.33 kN 
 
This is the sum of the individual values in Fig 6. 
 
10.  By fitting an afterburner to the engine, the thrust can be greatly increased.  The afterburner 
achieves this by burning fuel in the jet pipe, reheating the gas stream thus increasing its volume.  This 
in turn will provide a greater exit velocity at the propelling nozzle. 
 
Revised May 2010 
 
Page 5 of 9 

AP3456 - 3-4 - Gas Turbine Theory 
11.  The effect of afterburning upon thrust can be readily seen if we replace the propelling nozzle 
parameters from the previous calculation with data for an afterburner, jet pipe, and nozzle.  The 
recalculation shows a significant thrust increase.  However, by employing afterburning the fuel flow will 
also increase considerably. 
 
12.  The parameters of the afterburning nozzle are as follows: 
 
Afterburner Propelling Nozzle Outlet: 
 
   Area 
(Ae)  
 =  0.2900 m2 
   Pressure 
(Pe)  =  136.325 kPa 
   Pressure 
(Po)  =  101.325 kPa (ISA) 
 
 
 
Mass Flow (M) =  70 kg/s 
   Velocity 
(Vj)   =  740 m/s 
 
Thrust (kN) = 70  740 + (0.29  (136325 – 101325)) 
 
        
 
 
 
 

61.950 
kN 
 
It can be seen that the increase in thrust is 11.62 kN or 23%.  This increase is small compared to 
modern by-pass engines with afterburning which have thrust increases in the order of 80%.  However, 
the use of this increased thrust results in a disproportionately high increase in fuel consumption. 
 
Performance 
 
13.  The designed performance of an aircraft engine is dictated by the type of operations for which the 
aircraft is intended.  Although turbojet engines are rated in accordance with their thrust force in kN and 
turbo-propeller engines in accordance with their power in kilo-watts (kW), both types are assessed on 
the power produced for a given weight, fuel consumption and frontal area. 
 
14.  Since the thrust or shaft power developed by the gas turbine is dependent on the mass of air 
entering the engine, it follows that the performance of the engine is influenced by such variables as 
forward speed, altitude, and climatic conditions.  The efficiency of the intake, compressor, turbine, and 
nozzle are directly affected by these variables with a consequent variation in thrust or shaft power 
produced from the gas stream. 
 
15.  To maximize range and fuel economy, the ratio fuel consumption to thrust or shaft power should be 
as low as possible.  The ratio of fuel used in kg/hour per kN thrust, or kW of shaft power, is known as the 
specific fuel consumption (SFC).  This is related to the thermal and propulsive efficiency of the engine. 
 
16.  Comparison Between Thrust kN (Force) and Shaft Power kW (Power) Because the turbojet 
engine is rated in thrust and the turboprop engine is rated in equivalent shaft power, no direct 
comparison can be made without the use of power conversion factors.  Factors converting the shaft 
power developed into thrust, or the thrust developed in the turbojet to shaft power may be used, thus, 
converting power to force or force to power. 
 
17.  In the SI system of units 1 watt (W) = 1 newton metre per second (Nm/s) so the conversion of thrust 
to power requires the aircraft velocity, in m/s, to be taken into account.  For an aircraft travelling at 150 
m/s (approx 290 kt), and the engine producing 40 kN, the thrust to power conversion is: 
 
40,000  150 = 6,000,000 = 6,000 kW 
 
Revised May 2010 
 
Page 6 of 9 

AP3456 - 3-4 - Gas Turbine Theory 
Now, for a turboprop engine powering an aircraft at the same velocity, 150 m/s, with a propeller 
efficiency of 60%, and producing 6,000 kW the engine rating will be: 
 
6,000  100/60 = 10,000 kW 
 
Therefore, in an aircraft travelling at 150 m/s 1 kN of thrust =  250 kW of power. 
 
18.  Effect of Engine RPM on Gas Turbine Performance.  At minimum engine rpm, below which 
the engine will not be self-sustaining, all the available power is absorbed by the turbine in order to 
drive the compressor.  It is not until high engine rpm is reached that the output becomes significant 
(Fig 7).  The conversion of fuel energy into gas energy is poor at low rpm, but improves rapidly to 
become most efficient between 90% and100% rpm. 
 
3-4 Fig 7 Effect of Engine RPM on Thrust 
 
rust
Th
100%
Engine rpm
 
 
 
19.  Effect of Airspeed on Gas Turbine Performance From the formula for thrust (para 8), it can 
be seen that thrust will vary with airspeed: 
 
Momentum Thrust = M  (Vje – Va) 
 
 
 
 
Where M = Mass Air Flow 
 
 
 
          Vje = Gas Exit Velocity 
 
 
 
           Va = Gas Inlet Velocity 
 
If the ram effect is discounted, any increase in Va because of airspeed will result in a corresponding 
fall in thrust (Fig 8).  However, for most fixed wing aircraft, the intake geometry is designed to take full 
advantage of the ram effect, and therefore as forward speed increases so will the mass flow of air 
inducted into the engine intake.  The ram effect becomes apparent at about 300 kt, and it increases as 
airspeed increases until, at about 500 kt, the static thrust loss is fully recovered.  The thrust then 
continues to increase for a time, but eventually tends towards zero as the Va approaches the effective 
jet velocity (Vje).  The effect of increasing airspeed limits the use of a turbojet to Mach numbers of the 
order of 3.0.  This limit can be extended slightly by afterburning which increases the value of Vje. 
 
Revised May 2010 
 
Page 7 of 9 

AP3456 - 3-4 - Gas Turbine Theory 
3-4 Fig 8 Effect of Airspeed on Thrust 
 
 
Thrust with
Ram Effect
e
ltitud
  A
tant
ons
Thrust without
 C
Intake Ram
Pressure
ust at
 Thr
500 kt TAS
1
2
3
Mach Number
 
 
20.  At zero airspeed, the overall efficiency is zero since no propulsive power is generated (overall 
efficiency is the ratio Work Produced: Fuel Used).  The overall efficiency increases rapidly with airspeed, 
although the thermal efficiency suffers because of the increased temperature of the air entering the engine 
(Thermal efficiency is the ratio Work Transfer from Engine: Heat Transfer to Engine).  However, as the 
thrust falls off rapidly above about Mach 2, a corresponding fall in overall efficiency takes place (Fig 9). 
 
3-4 Fig 9 Effect of Airspeed on Overall Engine Efficiency 
 
 
 
iciency
 Eff
gine
l En
ra
ve
O
Airspeed
 
 
21.  Effect  of  Altitude  on  Gas  Turbine  Performance.  As altitude increases, thrust decreases 
because of reducing air density (Fig 10).  However, there is a slight compensating effect due to decreasing 
air temperature with increasing altitude, therefore increasing overall efficiency. 
 
 
Revised May 2010 
 
Page 8 of 9 

AP3456 - 3-4 - Gas Turbine Theory 
3-4 Fig 10 Effect of Altitude on Thrust 
 
 
100
Airspeed
Constant
se
75
au
t
op
us
hr
rop
T
T
50

25
0
10
20
30
40
Altitude (1000 ft)
 
 
Revised May 2010 
 
Page 9 of 9 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
CHAPTER 5 - INTAKES 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 2 
Airflow Through Ducts ............................................................................................................................. 2 
SUBSONIC INTAKES ............................................................................................................................. 3 
Introduction.............................................................................................................................................. 3 
Boundary Layer Effects ........................................................................................................................... 4 
Intake Operation ...................................................................................................................................... 5 
Intake Location ........................................................................................................................................ 6 
SUPERSONIC INTAKES ........................................................................................................................ 7 
Shock Waves........................................................................................................................................... 7 
Types of Intake for Supersonic Flight...................................................................................................... 7 
Supersonic Intake Criticality .................................................................................................................. 10 
 
Table of Figures 
 
3-5 Fig 1 Pressure Recovery................................................................................................................... 2 
3-5 Fig 2 Airflow Through a Duct............................................................................................................. 3 
3-5 Fig 3 Subsonic 'Pitot' Intake .............................................................................................................. 4 
3-5 Fig 4 Bellmouth Intake ...................................................................................................................... 4 
3-5 Fig 5 Methods of Avoiding Boundary Layer Intake Interference....................................................... 4 
3-5 Fig 6 Capture Area Ratio .................................................................................................................. 5 
3-5 Fig 7 Critical Intake Conditions ......................................................................................................... 5 
3-5 Fig 8 Sub-critical Operation............................................................................................................... 6 
3-5 Fig 9 Super-critical Operation ........................................................................................................... 6 
3-5 Fig 10 Effect of Aircraft Handling in Flight......................................................................................... 6 
3-5 Fig 11 Supersonic Pitot Intake .......................................................................................................... 7 
3-5 Fig 12 Two-shock Intake ................................................................................................................... 8 
3-5 Fig 13 Three-shock Intake ................................................................................................................ 8 
3-5 Fig 14 Isentropic Intake..................................................................................................................... 8 
3-5 Fig 15 Moveable Ramps ................................................................................................................... 9 
3-5 Fig 16 Auxiliary Intakes ..................................................................................................................... 9 
3-5 Fig 17 Variable Position Intake ......................................................................................................... 9 
3-5 Fig 18 Critical Intake Operation....................................................................................................... 10 
3-5 Fig 19 Sub-critical Operation........................................................................................................... 10 
3-5 Fig 20 Super-critical Operation ....................................................................................................... 10 
 
Revised May 10   
Page 1 of 10 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
Introduction 
 
1.  Because of its design and principle of operation, the gas turbine needs a large amount of air for it 
to operate efficiently.  The intake should provide this air as efficiently as possible with the minimum 
pressure loss.  The ideal intake should: 
 
a.  Provide the engine with the amount of air which it demands. 
 
b.  Provide the air over the full range of Mach numbers and engine throttle settings. 
 
c.  Provide the air at all operating altitudes. 
 
d.  Provide the air evenly distributed over the compressor face. 
 
e.  Accelerate or decelerate the air so that it arrives at the compressor face at the required 
velocity (normally about M0.5 (160-220 m/s)). 
 
f. 
Provide optimum initial air compression to augment compressor pressure rise. 
 
g.  Minimize external drag. 
 
2.  The intake effectiveness is expressed in terms of pressure recovery (Fig 1), defined as the ratio 
of the mean total pressure across the engine face (Pt1) to the freestream total pressure (Pt0).  This is 
always less than unity (Pt1/Pt0 < 1), though great efforts are made to minimize total pressure losses 
which arise through surface friction, the intake shock-wave system, and shock-wave boundary layer 
interaction. 
 
3-5 Fig 1 Pressure Recovery 
 
Engine Face
Intake
Ambient
Pressure
P
= P
P
t1
Pressure
t0
t1
Recovery =
 
 
Airflow Through Ducts 
 
3.  Before considering intakes in any more detail, the behaviour of airflow through a duct, and the 
consequent affect the cross sectional area has on the pressure, temperature, and velocity need to be 
understood. 
 
4.  With steady continuous airflow through a duct, the mass flow rate at any cross section must be 
the same, i.e. m = ρAV.  It follows therefore that at a minimum cross sectional area the velocity is 
highest, and at a maximum cross sectional area the velocity is lowest. 
 
5.  Because of the change in velocity there is also an effect on the pressure and temperature of the 
airflow at these points.  Where the velocity is highest the static temperature and pressure are lowest
and where the velocity is lowest the static temperature and pressure are highest (Fig 2). 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 2 of 10 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
3-5 Fig 2 Airflow Through a Duct 
 
Velocity - Increase
Static Temperature - Decrease
Static Pressure - Decrease
Velocity - Constant
Static Temperature - Constant
Static Pressure - Constant
Velocity - Decrease
Static Temperature - Increase
Static Pressure - Increase
 
 
6.  The above paragraph can be expressed using a modified version of Bernoulli’s equation, 
representing the total pressure of the airflow.  The first term (pressure) is often referred to as the 
static pressure, and is the pressure of the surrounding air, whereas the second term (½ρV2) is 
referred to as the dynamic pressure and represents the kinetic energy of the airflow. 
 
P + ½ρV2 = Constant 
 
Where P = Static Pressure 
 
    ρ = Density 
 
    V = Velocity 
 
and the Pressure law : 
P
 
  
 = Constant 
T
 
Where P = Static Pressure 
            T = Temperature 
 
so that at constant density, any increase in velocity will cause a decrease in static pressure, and be 
accompanied by a decrease in static temperature.  Conversely, any decrease in velocity will cause 
an increase in static pressure, and therefore an increase in static temperature (see Fig 2). 
 
7.  This relationship holds for airflows below the speed of sound (Mach 1).  As the airflow 
approaches M1.0, the density of the air decreases dramatically so that an increase in the duct cross 
sectional area causes an increase in velocity.  (Note: at low speeds air density also decreases as 
velocity increases, but the effect is not very significant.) 
 
SUBSONIC INTAKES 
 
Introduction 
 
8.  In operation, the subsonic intake captures the required air mass flow and delivers it to the engine 
compressor at the correct speed.  This is achieved by converting the dynamic pressure of the airflow 
to static pressure using a divergent duct or diffuser.  This method is used by all subsonic fixed wing 
aircraft using a ‘pitot’ intake (Fig 3).  The pitot intake has thick, well-rounded lips to prevent flow 
separation, particularly during yawing manoeuvres.  Proper design enables high intake efficiency over 
a wide operating range. 
 
Revised May 10   
Page 3 of 10 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
3-5 Fig 3 Subsonic 'Pitot' Intake 
 
Rounded
Divergent
Lips
Duct
M > 0.5
M = 0.5
 
 
9.  Helicopters and engine test facilities use a bellmouth or nozzle intake (Fig 4) which has the 
opposite effect and will accelerate the airflow as the 'flight' speed will be below M0.5. 
 
3-5 Fig 4 Bellmouth Intake 
 
M < 0.5
M = 0.5
 
 
Boundary Layer Effects 
 
10.  Fuselage boundary layer air is a slow moving region containing little kinetic energy that must not 
be allowed to enter the compressor as it may cause compressor stall.  There are three widely used 
methods to avoid this: 
 
a.  Diverter.  By setting the intake a few centimetres from the fuselage and using ramps and 
ducts to divert the boundary layer air away from the intake (Fig 5a). 
 
3-5 Fig 5 Methods of Avoiding Boundary Layer Intake Interference 
 
3-5 Fig 5a  Diverter (Plan View) 
 
 
 
b.  Fence.  This device prevents the boundary layer from entering the intake by 'fencing off' the 
intake region from the fuselage (Fig 5b). 
 
 
 
Revised May 10   
Page 4 of 10 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
3-5 Fig 5b  Fence (Plan View) 
 
Boundary Layer
Fuselage
 
 
c.  Bleed.  In this method the boundary layer air is bled away to a low-pressure region using 
perforations or slots inside the intake (Fig 5c). 
 
3-5 Fig 5c  Bleed (Plan View) 
 
Boundary Layer
Fuselage
 
 
Intake Operation 
 
11.  Subsonic intakes are designed to operate most efficiently at the aircraft design cruising speed.  In 
subsonic operation, ambient air will be affected by a pressure wave in front of the intake.  The air 
diffuses in preparation for entry into the intake at a lower velocity, according to the mass flow 
continuity equation (para 4).  The effectiveness of the intake can be expressed as a ratio between the 
cross sectional area of the free stream volume of air entering the intake (the capture stream-tube) to 
that of the intake entry plane (Fig 6).  This is termed the Capture Area Ratio, and the intake operates 
under three basic conditions, critical, sub-critical, and super-critical. 
 
3-5 Fig 6 Capture Area Ratio 
 
Capture
Stream
Tube
A0
A
A
0
1
< 1
A1
Pre-entry Diffusion
 
 
12.  Critical Operation.  An intake is said to be in the critical condition when the capture ratio is unity 
(Fig 7).  Critical operation should occur at the aircraft design cruising speed, however, in practice most 
intakes are designed to be just sub-critical at cruise conditions. 
 
3-5 Fig 7 Critical Intake Conditions 
 
A0 = 1
A1
 
 
 
Revised May 10   
Page 5 of 10 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
13.  Sub-critical Operations.  This situation occurs when the engine requires less air than the intake 
is delivering.  When this happens a back pressure will be felt in front of the intake causing the excess 
air to spill over the cowl, thereby matching intake delivery to engine demand (Fig 8).  Sub-critical 
operation is undesirable because it gives rise to high drag forces. 
 
3-5 Fig 8 Sub-critical Operation 
 
A0 < 1
A1
 
 
14.  Super-critical  Operation.  Super-critical operation occurs when the engine demands more air 
than the intake can deliver (Fig 9).  The suction created causes the boundary layer to separate inside 
the intake and could starve the engine of air.  This condition is caused by a combination of high 
engine rpm and low flight speed.  During take-off, severe super-critical operation occurs and to 
overcome the problem aircraft are fitted with auxiliary intake doors to increase the effective cross 
sectional area of the intake.  These doors are often spring-loaded and are 'sucked-in' when 
compressor demand exceeds intake delivery. 
 
3-5 Fig 9 Super-critical Operation 
 
A0 > 1
A1
 
 
Intake Location 
 
15.  The positioning of the intakes are influenced by the location of the engines and aircraft design, which 
can mean that aircraft handling in flight will dramatically affect the airflow into the intake (Fig 10). 
 
3-5 Fig 10 Effect of Aircraft Handling in Flight 
 
High angles of yaw cause blanking of intake
therefore reduced mass airflow to affected intake
High angles of attack cause reduction in effective
cross section of intake therefore reduces mass airflow
 
 
Revised May 10   
Page 6 of 10 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
SUPERSONIC INTAKES 
 
Shock Waves 
 
16.  Before considering supersonic intakes, a brief description of shock waves and their effect on air 
pressure is given.  At supersonic speed the intake still has to produce air at about M0.5 at the 
compressor face, requiring the air to be decelerated which will cause the formation of shock waves.  
There are essentially two types of shock wave, a normal shock which is perpendicular to the air-flow, 
and an oblique shock which, as the name implies, is created at an angle to the air-flow.  Both types of 
shock wave decelerate the air flow but the pressure loss which occurs when supersonic flow is 
decelerated to subsonic speed across a normal shock wave is greater than the loss occurring when 
flow is decelerated across an oblique shock wave to a lower supersonic speed.  A combination of the 
two shock wave formations are usually employed to achieve the desired effect. 
 
Types of Intake for Supersonic Flight 
 
17.  There are several different supersonic intake concepts, however, two - the pitot and external 
compression type, are currently used for the majority of supersonic aircraft. 
 
a.  Pitot Type.  This type uses a single normal shock across the intake lips and is suitable for 
maximum supersonic operating speeds of up to about Mach 1.5. 
 
b.  External Compression.  This uses a combination of oblique shocks outside the intake and 
a normal shock at the duct entrance.  This type of intake is used on aircraft with maximum 
operating speeds in excess of Mach 2. 
 
18.  Pitot  Intake.  At supersonic speed the pitot intake forms a normal shock wave at the intake lip 
(Fig 11).  The Mach number of the airstream is instantaneously reduced below unity through the shock, 
the intake then acts as a subsonic diffuser.  However, as the normal shock is very strong, there is a 
sharp loss of total pressure across it, and so the pressure recovery is poor.  At Mach 2, the pressure 
recovery of the pitot intake is only some 70%, compared with as high a figure as 97% for more efficient 
multi-shock intakes.  As the Mach number drops across the shock a static pressure rise occurs, causing 
the intake to act as a compressor, contributing some thrust to the power plant.  The pitot intake is used 
on some aircraft with supersonic capability as the simplicity gained outweighs the slight loss of efficiency.  
One problem with the supersonic pitot intake is that the lips must be sharp to prevent shock detachment 
causing reduced efficiency at low speed. 
 
3-5 Fig 11 Supersonic Pitot Intake 
 
Sharp
Lips
Airflow
Normal
Shock
 
 
19.  External  Compression  Intake.  For aircraft that operate at high Mach numbers, the pressure 
recovery of the pitot intake is unacceptably low, because of the large total pressure loss across the 
normal shock.  By using a multi-shock intake, this loss can be considerably reduced by doing most of 
Revised May 10   
Page 7 of 10 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
the compression through a series of oblique shocks, and using a final shock to bring the Mach number 
below unity.  Because oblique shocks are weak and involve only small losses, the normal shock now 
occurs at a lower Mach number and is therefore much weaker than in a pitot intake.  There are 
various multi-shock intake configurations: 
 
a.  Two-shock Intake.  The two-shock intake shown in Fig 12 is the simplest form of multi-shock 
intake, consisting of one oblique shock followed by a normal shock.  The oblique shock is created 
by introducing a ramp (or wedge) into the intake, which is so designed that the shock touches the 
cowl lip at the design Mach number.  Since the oblique shock angle depends upon Mach number, 
the shock will not touch the lip except at the design point. 
 
3-5 Fig 12 Two-shock Intake 
 
Ramp
Normal
Shock
Airflow
Oblique
Shock
Cowl Lip
 
 
b.  Three-shock  Intake.  By introducing a further oblique shock, a higher pressure recovery 
can be obtained (Fig 13).  This causes the final normal shock to occur at an even lower Mach 
number.  Such an intake is known as a three-shock intake with the second oblique shock created 
by an additional ramp or wedge. 
 
3-5 Fig 13 Three-shock Intake 
 
Ramp 1 Ramp 2
Normal
Shock
Oblique
Airflow
Shocks
Cowl Lip
 
 
c.  The Isentropic Intake.  If compression could be achieved through a series of infinitely weak 
oblique shocks, each infinitesimally stronger than its predecessor, the total pressure loss would 
be zero.  In practice, this is not possible, but by using a suitably curved compression surface 
(Fig 14), nearly isentropic compression is possible, with a very high total pressure recovery.  In 
practice, such an intake is only practical at a particular design point. 
 
3-5 Fig 14 Isentropic Intake 
 
Compression
Surface
Airflow
Oblique
Shocks
Normal
Shock
 
 
Revised May 10   
Page 8 of 10 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
d.  Variable Geometry Intakes.  The preceding examples are fixed geometry intakes; although 
having the advantage of simplicity they only operate efficiently at the design Mach number.  At any 
off-design point, sub-critical or super-critical operation will occur when the oblique shock is not 
positioned on the lip, because shock angle depends on Mach number.  This will cause spillage 
below the design Mach number.  For aircraft which operate over a wide range of Mach numbers, the 
penalties imposed by a fixed geometry intake may be unacceptable.  In such cases, variable 
geometry intake systems are fitted, with the following features: 
 
(1)  A moveable ramp or wedge (Fig 15), to position the oblique shock on the lip. 
 
3-5 Fig 15 Moveable Ramps 
 
 
 
 
(2)  A system of auxiliary intake and dump doors (Fig 16) to take in extra air when engine 
demand exceeds supply, or dump some air when supply exceeds engine demand. 
 
3-5 Fig 16 Auxiliary Intakes 
 
 
 
20.  Variable Position Intakes.  This type of intake is found increasingly on modern fighter aircraft 
where high angles of attack (AOA) are experienced.  The front of the intake can pivot or rotate forward 
presenting the intake entry into the airstream during high AOA manoeuvres (Fig 17). 
 
3-5 Fig 17 Variable Position Intake 
 
Second
Third
Bypass
Diffuser
Ramp
Ramp
Door
Ramp
G Eng
First 
Ramp
 
 
Revised May 10   
Page 9 of 10 

AP3456 - 3-5 - Intakes 
Supersonic Intake Criticality 
 
21.  As with subsonic intakes, supersonic intakes may operate under the 3 basic conditions of critical, 
sub-critical or super-critical: 
 
a.  Critical Operation.  A supersonic intake is said to be critical when the shock system rests 
on the cowl lip (Fig 18). 
 
3-5 Fig 18 Critical Intake Operation 
 
Normal
Shock
A  = A
 
A
0
1
0 = 1
A1
 
 
b.  Sub-critical  Operation.  If the engine requires less air than the intake delivers, then pre-
entry diffusion will occur after the shock wave, pushing the shock system forwards and spilling air 
(Fig 19).  Under certain severe sub-critical conditions shock wave resonance (intake buzz) can 
occur. 
 
3-5 Fig 19 Sub-critical Operation 
 
< 1
Normal
Shock
 
 
c.  Super-critical Operation.  Super-critical operation occurs when the engine demands more 
air than the intake can deliver.  The suction created causes the normal shock to occur inside the 
intake, and at a higher Mach number as the diffuser now acts as a supersonic duct and 
accelerates the air ahead of the shock (Fig 20).  This condition is preferable to sub-critical 
operation since no drag is generated, although there may be some instability inside the intake.  
Note that A0 cannot exceed A1. 
 
3-5 Fig 20 Super-critical Operation 
 
Acceleration
A
Instability
A   =  A
0 = 1
0
1
A1
Complex Shock Pattern
 
Revised May 10   
Page 10 of 10 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
CHAPTER 6 - COMPRESSORS 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 2 
Requirements of a Compressor .............................................................................................................. 2 
CENTRIFUGAL COMPRESSORS.......................................................................................................... 3 
Introduction.............................................................................................................................................. 3 
Principles of Operation ............................................................................................................................ 4 
Impellers .................................................................................................................................................. 5 
Diffuser .................................................................................................................................................... 6 
AXIAL FLOW COMPRESSORS ............................................................................................................. 7 
Introduction.............................................................................................................................................. 7 
Construction ............................................................................................................................................ 7 
Principles of Operation ............................................................................................................................ 9 
COMPRESSOR STALL AND SURGE .................................................................................................. 10 
Introduction............................................................................................................................................ 10 
Compressor Rotor Blades ..................................................................................................................... 11 
Causes of Compressor Stall and Surge................................................................................................ 11 
Avoidance of Compressor Stall and Surge ........................................................................................... 12 
COMPARISON OF AXIAL FLOW AND CENTRIFUGAL FLOW ENGINES ......................................... 13 
Factors................................................................................................................................................... 13 
Materials ................................................................................................................................................ 14 
 
Table of Figures 
 
3-6 Fig 1 SFC and Pressure Ratio .......................................................................................................... 2 
3-6 Fig 2 Types of Impeller...................................................................................................................... 3 
3-6 Fig 3 Double-entry Centrifugal Compressor ..................................................................................... 4 
3-6 Fig 4 Pressure and Velocity Changes through a Centrifugal Compressor ....................................... 5 
3-6 Fig 5 Airflow through Impellers.......................................................................................................... 6 
3-6 Fig 6 Airflow at Entry to the Diffuser.................................................................................................. 7 
3-6 Fig 7 Single-spool Compressor......................................................................................................... 8 
3-6 Fig 8 Twin-spool Compressor ........................................................................................................... 8 
3-6 Fig 9 Triple-spool Compressor.......................................................................................................... 9 
3-6 Fig 10 Flow Through an Axial Compressor..................................................................................... 10 
3-6 Fig 11 Relative Airflow on Compressor Blades .............................................................................. 11 
3-6 Fig 12 Limits of Stable Airflow......................................................................................................... 12 
3-6 Fig 13 Axial Compressor Blade Construction ................................................................................. 15 
 
Revised May 10   
Page 1 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
Introduction 
 
1.  Two types of compressor, the centrifugal and the axial, are used in gas turbine engines to 
compress the ingested air prior to it being fed into the combustion system.  Both centrifugal and axial 
compressors are continuous flow machines which function by imparting kinetic energy to the air by 
means of a rotor, subsequently diffusing the velocity into static pressure rise.  In the centrifugal 
compressor, the airflow is radial, with the flow of air from the centre of the compressor outwards.  This 
type of compressor was used extensively in the early days of gas turbines, the technology being 
based upon piston engine superchargers.  In the axial compressor, the flow of air is maintained 
parallel to the compressor shaft.  Either type, or a combination of both, may be used in gas turbines 
and each has its advantages and disadvantages.  Axial/centrifugal compressor combinations are used 
extensively in turboshaft and turboprop engines, while axial flow compressors are used in turbofan 
and turbojet engines.  Centrifugal compressors are limited to the small gas turbine 'gas generators' for 
engine air starters and missile engines.  Centrifugal compressors generally need to operate at much 
higher rpm than axial compressors. 
 
2.  Compressor design is a balance of the aerodynamic considerations.  Some of the principle factors 
affecting the performance being the aerofoil sections, pitch angles, and the length/chord ratios of the 
blades.  Another important detail is the clearance between the blade tips and the compressor annulus. 
 
Requirements of a Compressor 
 
3.  The efficiency of a compressor is one of the factors directly influencing the specific fuel 
consumption (SFC) achieved by the engine.  For maximum efficiency to be realized a compressor 
must satisfy a number of requirements: 
 
a.  High Pressure Ratio.  The thermal efficiency and the work output of the constant pressure 
cycle are both proportional to the compressor pressure ratio.  In this respect, the centrifugal 
compressor has a maximum pressure ratio of about 4.5:1 for a single stage.  This pressure ratio 
can be raised to approximately 6:1 by using a two-stage, single-entry centrifugal compressor.  
The upper limit for axial compressors is more a matter of stability and complexity, with current 
values of approximately 10:1 for single-spool compressors, and in excess of 25:1 for multi-spool 
compressors.  Although higher pressure ratios give higher engine efficiency due to an improved 
SFC, as shown in Fig 1, a balance must be struck between efficiency and the power needed from 
the turbine to drive the compressor.  Sufficient power must remain to propel the aircraft, and the 
turbine has a finite limit to the power which it can generate. 
 
3-6 Fig 1 SFC and Pressure Ratio 
 
2.00
1.50
1.00
0.50
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
Pressure Ratio
 
 
Revised May 10   
Page 2 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
b.  High Mass Flow.  Jet engine air mass flows are becoming much larger and, apart from any 
ram-compression contributed by the intake, these must be matched by the swallowing capacity of 
the compressor.  Thus, for a large subsonic transport type the required airmass flow at altitude 
requires the use of high by-pass turbofan engines. 
 
c.  Stable Operation Under All Conditions.  Both centrifugal and axial compressors are liable 
to exhibit unstable characteristics under certain operating conditions.  The centrifugal type is 
less likely to stall and surge than the axial but it is not capable of the high pressure ratios now 
required.  In high pressure ratio axial compressors anti-stall/surge devices are often a design 
requirement to guard against unstable conditions.  These devices are discussed more fully in 
para 31 et seq. 
 
4.  Compressor design in most engines is a compromise between high performance over a narrow 
band of rpm, and moderate performance over a wide band of rpm.  Consequently, although it is 
possible for the compressor to be designed so that very high efficiency is obtained at the highest 
power, any deviation from the design conditions may cause significant changes in the aerodynamic 
flow leading to a loss of efficiency and unstable conditions within the engine.  Because flow varies with 
operating conditions, it is usual to compromise by designing for a lower efficiency giving greater 
flexibility, thus optimising performance over a wider range of rpm. 
 
CENTRIFUGAL COMPRESSORS 
 
Introduction 
 
5.  The rotating part of a centrifugal compressor, known as an impeller, can be either single or 
double-sided (Fig 2). 
 
3-6 Fig 2 Types of Impeller 
 
Double Entry
Single Entry
 
 
Although normally used singly to give a single compression stage, two impellers can be linked 
together in a two stage, single-sided arrangement.  The single stage compressor unit consists of three 
main components: the compressor casing, which embodies the filled air inlet guide vanes and outlet 
ports, the impeller and the diffuser (Fig 3). 
 
 
 
Revised May 10   
Page 3 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
3-6 Fig 3 Double-entry Centrifugal Compressor 
 
 
Compressor Air
Outlet Casing
Front Air
Intake Casing
Rear Air
Intake Casing
Impeller Shaft
Coupled Direct
Impeller
to Turbine
Intake Chutes
Swirl Vanes
Rotating Guide Vane
Diffuser
 
 
The main features of the single stage centrifugal compressor are: 
 
a.  For a given useful capacity and pressure ratio, it can be made comparatively small in size 
and weight. 
 
b.  Reasonable efficiency can be maintained over a substantial range of operating conditions. 
 
c. Very 
robust. 
 
d.  Simple and cheap to manufacture. 
 
e.  Tolerant to foreign object damage (FOD). 
 
Principles of Operation 
 
6.  The impeller is rotated at high speed by the turbine, and air entering the intake at atmospheric 
temperature and pressure passes through the fixed intake guide vanes, which direct the air smoothly 
into the centre of the impeller.  The impeller is designed to admit the air without excessive velocity.  
The air is then picked up by the rotating guide vanes of the impeller, and centrifugal force causes the 
air to flow outwards along the vanes to the impeller tip.  The air leaves the impeller tip approximately 
at right angles to its intake direction, and at an increased velocity.  On leaving the impeller vane 
passages, the air acquires a tangential velocity which represents about half the total energy acquired 
during its passage through the impeller.  The air then passes through the diffuser where the passages 
form divergent nozzles which convert most of the velocity energy into pressure energy.  Work is done 
by the compressor in compressing the air and since the process involves adiabatic (no heat transfer) 
heating, a rise in air temperature results. 
 
7.  It can be seen that the air mass flow and the pressure rise through the compressor depend on 
the rotational speed of the impeller and its diameter.  Impellers operate at tip speeds of up to 500 m/s 
to give high tangential air velocity at the impeller tip for conversion to pressure.  Intake air temperature 
also influences the pressure rise obtained in the compressor.  For a given amount of work done by the 
impeller, a greater pressure rise is obtained from cold than from warm air.  Fig 4 shows the changes in 
velocity and pressure through a centrifugal compressor. 
Revised May 10   
Page 4 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
3-6 Fig 4 Pressure and Velocity Changes through a Centrifugal Compressor 
 
Diffuser
Outlet
Impeller
PressureVelocity
Inlet
 
 
8.  Efficiency losses in the compressor are caused by friction, turbulence, and shock, and these are 
proportional to the rate of airflow through the system.  Consequently the actual pressure rise is lower 
than the ideal value of 4.5:1 and a constant pressure ratio for a given rpm, with varying inlet flow 
conditions, is not obtained.  Therefore: 
 
a.  The pressure obtained for a given impeller design is less than the ideal value and is dependent 
on the impeller rpm and variations of the mass airflow. 
 
b.  The temperature rise depends mainly on the actual work capacity of the impeller and on 
frictional losses. 
 
Another source of loss is caused by leakage of air between the impeller and its casing.  This is 
minimized by keeping their clearances as small as possible during manufacture. 
 
Impellers 
 
9.  Airflows through the two main types of impeller for centrifugal compressors, the single-entry and 
the double-entry are shown in Fig 5.  If a double-entry impeller is used, the airflow to the rear side is 
reversed in direction and a plenum chamber is required, which encircles the rear inlet region with an 
opening directed towards the oncoming airflow (Fig 5b).  The impeller consists of a forged or sintered 
disc with radially disposed vanes on one or both sides forming divergent passages.  At high tip 
speeds, the velocity of the air relative to the vane at entry approaches the speed of sound, and it is 
essential for maximum efficiency that there is the minimum shock wave formation at entry.  Therefore, 
on most compressors the pick-up portions of the blades are curved and blended into the radial 
portions at the tip.  There are consequently no secondary bending stresses in the vanes from the 
effects of rotation alone and the loads that arise from imparting angular motion to the air are 
negligible.  The vanes may be swept back to increase the pressure rise slightly, but radial vanes are 
more commonly employed because they are more easily manufactured, and are stable in their action.  
 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 5 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
3-6 Fig 5 Airflow through Impellers 
 
a Single-entry Impel er
b Double-entry Impel er
Guide Vanes
Diffuser
Combustion
Diffuser
Chamber
Intake Guard
Air Intake
Impeller
Single
Shroud
Air
Intake
Swirl Vanes
Impeller
Single Shroud
 
 
10.  The type of impeller employed is dictated by the engine design requirements.  On the one hand, 
the single-sided, single-entry impeller (like Fig 5a) lends itself to efficient ducting, and makes more use 
of the ram effect at high speeds than does the double-entry arrangement (Fig 5b).  Surging at high 
altitudes may also be less prevalent with a single-entry system.  On the other hand, an increase in 
mass flow can only be obtained by increasing the impeller diameter, with a consequent necessity for 
lower rotational speed so that a maximum tip speed of approximately 500 m/s is not exceeded.  This 
leads to an increase in the overall diameter of the engine for a given thrust.  A double-entry system 
can handle a higher mass flow with the penalties of relatively inefficient intake ducting, and a degree 
of preheating imparted to the air by virtue of its reversal on entry into the rear face of the impeller. 
 
11.  The centrifugal compressor is a highly stressed component.  Vibration arises mainly from the 
pressure concentration around the leading edge of the vanes.  As each vane  passes a diffuser tip it 
receives an impulse, the frequency of which is a product of the number of vanes and rpm.  If this 
frequency should coincide with the natural frequency of part of the compressor, resonance occurs and 
vibration develops, which could lead to structural failure.  The clearance between the impeller tip and the 
diffuser vanes are important factors in compressor design, as too small a clearance will set up 
aerodynamic buffeting impulses which could be fed back to the impeller thus creating an unsteady airflow 
and additional vibration.  Balancing is an important operation in compressor manufacture and any out-of-
balance forces must be eliminated to prevent the serious vibration that might otherwise develop at the 
high speeds of which the compressor operates.  The double-entry arrangement largely balances out the 
bending stresses in the impeller and requires minimal axial balancing. 
 
Diffuser 
 
12.  The object of the diffuser assembly is to convert energy of the air leaving the compressor to 
pressure energy before it passes into the combustion chambers.  The diffuser may be formed integral 
with the compressor casing or be bolted to it.  In each instance it consists of a number of vanes 
formed tangential to the impeller.  The vane passages are divergent to convert the velocity energy into 
pressure energy, and the inner edges of the vanes are in line with the direction of the resultant airflow 
from the impeller (Fig 6). 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 6 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
3-6 Fig 6 Airflow at Entry to the Diffuser 
 
Diffuser Vanes
Tip Clearance
IMPELLER
 
 
The passages between the vanes are so proportioned that the pressure increase is correct for entry to 
the combustion chambers.  The ducts require careful design since an excessive angle of divergence 
may lead to break-away of the boundary layer causing general turbulence and loss of pressure 
energy.  The outside diameter of the tangential portion of the diffuser varies considerably, depending 
on whether it completes the diffusing process or not.  In some engines, further diffusion takes place in 
the elbow leading to the combustion chambers.  The usual design of the diffuser passages is such 
that the area increases very gradually for the first 2-4 cm from the throat, the rate of increase being 
increased during the latter stages of expansion. 
 
AXIAL FLOW COMPRESSORS 
 
Introduction 
 
13.  The axial flow compressor converts kinetic energy into static pressure energy through the 
medium of rows of rotating blades (rotors) which impart kinetic energy to the air and alternate rows of 
stationary diffusing vanes (stators) which convert the kinetic energy to pressure energy. 
 
Construction 
 
14.  The axial flow compressor consists of an annular passage through which the air passes, and 
across which are arranged a series of small blades of aerofoil section, alternately rotating on a central 
shaft assembly or fixed to the outer case.  Each pair of rotor and stator rings is termed a stage, and a 
typical gas turbine engine may have between 10 and 15 stages on a single spool or divided between 
multiple spools.  Each rotating ring is mounted on either a separate disc, or on an axial drum attached 
to the turbine drive shaft.  Some of the rotating stages may be manufactured with integral blades and 
discs (BLISKS).  BLISKS are used in turboshaft and turbofan engines.  An additional row of stator 
blades may be fitted to single spool-engines to direct the incoming air onto the first row of rotor blades 
at the optimum angle.  These are the inlet guide vanes (IGVs), which may be at a fixed pitch but are 
more usually automatically adjusted to suit prevailing intake conditions.  The final set of stator blades 
situated in front of the combustion chamber are called the outlet guide vanes (OGVs), and these 
straighten the airflow into the combustion stage. 
 
15.  The cross-sectional area of the annulus is progressively reduced from the front to the rear of the 
compressor in order to maintain an almost constant axial velocity with increasing density.  
Revised May 10   
Page 7 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
Consequently, the rotors and stators vary in length according to the pressure stage, becoming 
progressively smaller towards the rear of the compressor. 
 
16.  As the pressure increases throughout the length of the compressor unit, each stage is working 
against an increasingly adverse pressure gradient.  Under such conditions, it becomes more difficult to 
ensure that each consecutive stage operates efficiently, and this limits the flexibility of the single-spool 
engine (Fig 7). 
 
3-6 Fig 7 Single-spool Compressor 
 
Main Shaft
Intake Casing
Stator Vane
Rotor Blade
Drive From Turbine
Accessory Drive
Combustion System
Mounting Flange  
 
A more flexible system is achieved by dividing the compressor into separate pressure sections 
operating independently and driven on coaxial shafts by separate turbines.  Such arrangements are 
termed multi-spool compressors and the construction and layout are shown in Figs 8 and 9. 
 
3-6 Fig 8 Twin-spool Compressor 
 
HP Shaft
Drive from Turbine
LP Compressor
HP Compressor
LP Shaft
Drive from Turbine
Combustion System
Mounting Flange
Accessory Drive
 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 8 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
3-6 Fig 9 Triple-spool Compressor 
 
IP Compressor
LP Compressor
HP Compressor
Combustion Case
Mounting Flange
IP Shaft
Drive from Turbine
LP Shaft
Drive from Turbine
HP Drive
from Turbine
 
 
17.  Multi-spool compressors may be used in both turbojets and turbofan engines.  In the turbofan 
engine the multi-spool layout enables the low-pressure compressor or fan to handle a large mass flow, a 
proportion of which is fed into the subsequent compressors, while the remainder is ducted to the rear of 
the engine.  The ratio of bypass to through-flow air may vary to suit the changing conditions of the 
engine.  Turbofan engines exhibit an improved SFC over normal turbojets. 
 
18.  In the quest for improved efficiency, engines with by-pass ratios greater than existing turbofans 
have been designed and are currently being developed.  These engines are termed prop-fans or ultra 
high by-pass (UHB) ratio engines (see Volume 3, Chapter 17). 
 
19.  The axial compressor provides a convenient supply of air at various pressures and temperatures 
which can be tapped off at the appropriate stages and used to provide engine intake and IGV anti-icing, 
cooling of high temperature components (Volume 3, Chapter 12) and, combined with the cooling, provide 
a system of pressure balancing to reduce the end-loads throughout the engine.  End-loads are caused by 
the rotor stages, consisting of numerous aerofoil sections, creating a forward thrust of several kilo-newtons 
on the front end bearings.  Similarly, the gas stream impinging on the turbine assembly imposes a 
rearwards load.  Although the loads can be reduced considerably by careful design of the turbine 
arrangement, this is only effective at a given power setting.  Departure from design power requires the 
addition of compressor bleed air to achieve adequate pressure balance. 
 
Principles of Operation 
 
20.  Air is continuously induced into the engine intake, and is encountered by the first stage rotor or LP 
fan.  If fitted, the IGVs direct the flow onto the first row of rotor blades.  The rotor and fan blades are rotated 
at high speed by the turbine, and impart kinetic energy to the airflow.  At the same time, the divergent 
passage between consecutive rotor blades diffuses the flow to give a pressure rise.  The airflow is then 
swept rearwards through a ring of stator blades, which converts the kinetic energy of the stream to 
pressure energy by diffusing arrangements of the blades.  The stator blades also direct the airflow at the 
correct angle onto the next stage rotor blades, where the sequence is repeated.  Thus, at each compressor 
Revised May 10   
Page 9 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
stage, the airflow velocity is increased by the rotor, and then converted to a pressure increase through the 
diffusing action of both rotor and stator.  The net effect is an approximately constant mean axial velocity with 
a small, but smooth, pressure increase at each stage (Fig 10).  As mentioned previously, the cross-sectional 
area of the compressor annulus is progressively reduced from front to rear of the compressor to maintain 
constant axial velocity with increasing pressure in accordance with the Equation of Continuity: 
 
M = AVρ = Constant 
 
   Where M = Airmass flow 
A = Annulus (decreasing) 
V = Axial velocity (constant) 
ρ = Airflow density (increasing) 
 
3-6 Fig 10 Flow Through an Axial Compressor 
 
Rotor Blade
Stator Vane
Pressure
Inlet
Outlet
Velocity
 
 
21.  The pressure ratio across each stage of the compressor is in order of 1:1.1 or 1.2.  This small 
pressure rise at each stage assists in reducing the possibility of blade stalling by reducing the rate of 
diffusion and blade deflection angles. 
 
22.  Because of the small pressure increase at each compressor stage, it follows that a number of 
stages are required to achieve the desired delivery pressure at the combustion system.  The limitations 
which tend to restrict the practical number of stages were discussed briefly in para 16 et seq. 
 
COMPRESSOR STALL AND SURGE 
 
Introduction 
 
23.  A compressor is designed to operate between certain critical limits of rpm, pressure ratio and mass 
flow, and, if operation is attempted outside these limits, the flow around the compressor blades breaks 
down to give violent turbulent flow.  When this occurs, the compressor will stall or surge.  The greater the 
number of stages in the compressor, the more complex the problem becomes because of the variety of 
interactions that are possible between stages.  The phenomenon of compressor stall and surge is a highly 
Revised May 10   
Page 10 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
complex one and beyond the scope of this chapter, therefore the following paragraphs are only intended 
as a brief introduction to the causes of stall and surge, and to explain how the onset of such is alleviated 
by careful compressor design and the incorporation of anti-stall/surge devices within the engine. 
 
Compressor Rotor Blades 
 
24.  Compressor rotor blades, which are smallaerofoils, stall in the same way as an aircraft wing by 
an increase in the angle of attack to the point where flow breakaway occurs on the upper surface.  
Since the pitch of the blades is fixed, this condition is brought about by a change in direction of the 
relative airflow (V1).  This is shown in Fig 11. 
 
3-6 Fig 11 Relative Airflow on Compressor Blades 
 
V
V 1
a
a
U
U
1
V
V1
1
Original Angle
New Angle of
of Attack
Attack increased
beyond Stalling Angle
 
 
25.  A reduction in the axial velocity Va to a value Va1 (Fig 11), while the rpm and hence blade speed U 
remains constant, increases the angle of attack.  If the fall in Va is sufficient, the blade stalling angle will be 
reached.  The fall in Va at constant rpm is associated with a reduction in mass flow from the stable value 
on the operating line and is due to a variety of causes which will be discussed shortly.  Generally, when 
the critical condition is approached, due to velocity gradients and local effects, a group of blades will be 
affected first rather than the complete blade row.  Flow breakaway on the upper surfaces will reduce the 
available air space between the blades.  Air will be deflected to adjacent blades causing an increase in 
angle of attack for those on one side and a decrease on the other.  Thus, the stall 'cell' moves around the 
blade row, the movement being about half rotor speed.  There may be several 'cells' which can coalesce 
and eventually stall the whole row, or they may die out.  The 'rotating' stall is only one example of the 
development of the unstable operation which can result from numerous situations. 
 
Causes of Compressor Stall and Surge 
 
26.  Compressor Stall at Low Rpm.  With a reduction in mass airflow at low rpm, the angle of attack 
of the first low pressure stages is greater than that of the high pressure stages, so that the low 
pressure stages are the first to stall, the succeeding stages not necessarily being affected.  Stalling of 
the initial compressor stages may be indicated by an audible rumbling noise and a rise in turbine gas 
temperature (TGT).  The stall of the first stage may affect the whole compressor, or confine itself to 
the one stage.  In the latter case, a further reduction in mass flow would cause a successive 
breakdown of the remaining stages. 
 
27.  Compressor  Acceleration  Stall.   On starting, or during rapid acceleration from low rpm, the 
sudden increase in combustion pressure caused by additional fuel can cause a momentary back 
Revised May 10   
Page 11 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
pressure which affects the compressor by reducing the mass airflow thus causing the same conditions 
as described above. 
 
28.  Compressor Stall at High Rpm.  At high compressor rpm, the angle of attack of all the stages is 
about the same, so that a sudden reduction in mass flow causes a simultaneous breakdown of flow 
through all the stages.  This type of stall is usually initiated by airflow interference at the intake during 
certain manoeuvres or gun firing.  The compressor may be unstalled by throttling fully back, but in 
some cases it may be necessary to stop the engine. 
 
29.  Compressor Surge.  In an axial compressor, surging indicates a complete instability of flow 
through the compressor.  Surging is a motion of airflow forwards and backwards through the 
compressor, which is accompanied by audible indications ranging from muffled rumblings to an 
abrupt explosion and vibration, depending on the degree of severity.  A rapid rise in TGT and 
fluctuating or falling of rpm are the instrument indications of this condition.  Compressor surge 
causes very severe vibrations and excessive temperatures in the engine, and should therefore be 
avoided or minimized. 
 
30.  Surge  Point.  The combinations of airflow and pressure ratio at which surge occurs is called the 
surge point and such a point can be derived for each combination of mass airflow and pressure for given 
value of rpm.  If these points are then plotted on a graph of pressure ratio against airflow, the line joining 
them is known as the surge line which defines the minimum value of stable airflow that can be obtained at 
various rpm (Fig 12).  The safety margin shown is designed into the engine.  In a good axial compressor, 
the operating line is as near to the surge line as possible to maximize the efficiency for each value of rpm, 
whilst being far enough away to give a reasonable safety margin for control of the airmass flow. 
 
3-6 Fig 12 Limits of Stable Airflow 
 
Surge  Line
Running Line
io
Unstable Area
at
Constant
 R
rpm Lines
ssure
re
100%
P
90%
80%
70%
Mass Flow
 
 
Avoidance of Compressor Stall and Surge 
 
31.  In the case of a high pressure ratio engine with an inadequate stable acceleration capability there 
is a need for stall/surge protection.  Anti-stall/surge devices can be added retrospectively, but are 
normally incorporated in the original design. 
 
32.  Variable Inlet Guide Vanes and/or Stators.  To suit off-design operation such as start-up and 
acceleration from idling, variable angle guide vanes, and sometimes variable stator blades, are fitted.  
The function of these is to match the air angles to the rotor speed and avoid the stalling condition.  
The blade mechanism is actuated by rpm and outside air temperature (OAT) signals.  The effect is to 
move the operating line further from the surge line (Fig 12), thus increasing the stall margin and 
acceleration capability.  The control system is set to move the blades in response to engine speed to 
avoid low rpm and acceleration difficulties.  From earlier comments on the need to operate near the 
Revised May 10   
Page 12 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
surge line for high efficiency and pressure ratio, it will be evident that there is a loss of blade efficiency 
when the angles are not the design values. 
 
33.  Blow-off or Bleed Valves.  Since the air mass flow, and hence the axial velocity, at the front of 
the compressor depends on the flow resistance, relief of the resistance will prevent high angles of 
attack during off-design operation.  Blow-off or bleed valves at an intermediate stage are activated by 
an rpm or OAT signal to relieve the back-pressure.  The effect will be to reduce the angle of attack at 
the front and relieve the choking tendency at the back.  Again, the effect is to move the operating line 
away from the surge line (see Fig 12).  When the valves are in operation there is not only a fall in 
compressor efficiency but also a spill of airflow, which means an increase in SFC. 
 
34.  Multi-spool  Engines.  The difficulty of matching the compressor rpm to the off-design flow 
conditions in high pressure ratio engines is relieved by rotating the front low pressure, intermediate, 
and high pressure sections at different speeds.  Multi-spool design enables the front stages to run at a 
lower rpm more suited to the low pressure air angles, and the higher pressure sections to run at 
higher rpms to avoid choking. 
 
35.  Variable Area Nozzle.  Engines having an afterburner are fitted with variable area nozzles.  Whilst 
afterburning is in operation, the nozzle control system varies the nozzle area to maintain a constant 
pressure drop across the turbines for a given engine rpm.  This avoids undue backpressure being felt by 
the compressor section and subsequent surge occurring.  On some engines, a limited nozzle variation is 
allowed in the non-afterburning range to increase dry nozzle area for taxiing and reduced nozzle area for 
emergency operation. 
 
COMPARISON OF AXIAL FLOW AND CENTRIFUGAL FLOW ENGINES 
 
Factors 
 
36.  Power.  For a given temperature of air entering the turbine, power output is a function of the quantity 
of air handled.  The axial flow engine can handle a greater mass of air per unit frontal area than the 
centrifugal type. 
 
37.  Weight.  Most axial flow engines have a better power/weight ratio, achieving a given thrust for a 
slightly lower structural weight. 
 
38.  Efficiency.  The centrifugal compressor may reach an efficiency of 75 to 90% up to pressure ratios 
of 4.5:1.  Above this ratio, efficiency falls rapidly.  The axial flow compressor may have an efficiency of 80 
to 90% over a wide range of compression ratios and is more economical in terms of fuel used per kN of 
thrust per hour. 
 
39.  Design.  The power of the centrifugal compressor engine can be increased by enlarging the 
diameter of the impeller, thus increasing the rotor stresses for a given rpm, and increasing the rotational 
speed of the rotor up to a maximum of 500 m/s.  This increases the diameter and frontal area of the 
fuselage or nacelle.  The power of the axial flow engine on the other hand can be increased by using 
more stages in the compressor without a marked increase in diameter.  The smaller frontal area of the 
axial flow engine leads to low drag which is an important fact in engines designed for high-speed aircraft. 
 
40.  Construction  and  Durability.  The centrifugal compressor is easier and cheaper to 
manufacture, and has better FOD resistance than the axial compressor. 
Revised May 10   
Page 13 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
Materials 
 
41.  Compressors rotate at high rpm, and the materials chosen must be capable of withstanding 
considerable stresses, both centrifugal and aerodynamic.  The aerodynamic stresses arise mainly from 
the buffeting imparted by the pulsating pressure concentration between the impeller tip and the leading 
edge of the diffuser. 
 
42.  The centrifugal impeller is cast and drop stamped in aluminium alloy, which is then milled to the 
required shape, heat treated, and polished to resist cracking and aid crack detection.  Production 
methods using powder metallurgy techniques and ceramic-based materials are also available.  The 
rotating intake guide vanes at the eye of the impeller are sometimes edged with steel to resist against 
erosion and FOD.  The diffuser for centrifugal compressors is usually cast in aluminium or magnesium 
alloy.  Because of the limited pressure ratio of the centrifugal compressor, the temperature rise across 
the impeller and through the diffuser is within the 200 ºC limit for aluminium alloy. 
 
43.  The stator and rotor blades of the axial compressor are made from variety of materials depending 
on the pressure, temperature, and centrifugal force encountered at the various stages.  Aluminium 
alloy can be used for the low-pressure stages, although titanium is often used for the first stage of the 
LP compressor, because of its superior strength and FOD resistance.  Steel, titanium, carbon fibre 
composites, and advanced ceramics may be used on the higher-pressure stages where the 
temperature due to compression exceeds 200 °C.  Indeed, ceramic blades have been tested 
successfully to 1300 °C.  Modern blades are usually manufactured hollow with, or without, a 
honeycomb core (Fig 13).  One method of manufacture uses rolled titanium side panels assembled in 
dies, hot twisted in a furnace and hot pressure formed to achieve the precise required configuration.  
The centre is milled to accommodate the honeycomb.  Both panels and the honeycomb are finally 
joined using automated furnaces for diffusion bonding.  In another method, the two machined and 
contoured halves of the blades are diffusion bonded under high heat and pressure.  The resulting 
homogeneous piece of defect-free material is then given its aerodynamic shape by superplastic 
forming.  In a vacuum furnace, the flat, bonded piece is placed over a special fixture which is shaped 
like the finished blade.  The blade is heated to a superplastic state and then, by the force of gravity, 
settles on the curved fixture.  This process gives the blade about 90% of its twist.  The final shape is 
created in a heat die where argon gas pressure is applied to the blade.  The drums or discs which 
support the rotor blades are often made from steel forgings.  However, powder metallurgy is 
sometimes used.  As with the centrifugal compressor, the compressor casing for axial compressors is 
usually manufactured from aluminium or magnesium alloys. 
Revised May 10   
Page 14 of 15 

AP3456 - 3-6 - Compressors 
3-6 Fig 13 Axial Compressor Blade Construction 
 
 
Honeycomb Core
Convex Skin
Concave Skin
 
Revised May 10   
Page 15 of 15 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
CHAPTER 7- COMBUSTION SYSTEMS 
 
Contents 
Page 
 
Introduction 

COMBUSTION CHAMBERS....................................................................................................................2 
Combustion System Requirements 

Flow Through Typical Combustion Chamber 

Combustion System Layout 

Combustion Chamber Materials and Defects 

BURNERS ................................................................................................................................................9 
Introduction 

Atomizers 

Vaporizers 
12 
Matching of Burner to Combustion Chamber 
12 
POLLUTION CONTROL ........................................................................................................................13 
Introduction 
13 
Sources of Pollution 
13 
Pollution Reduction 
13 
IGNITION................................................................................................................................................13 
Ignition Systems 
13 
DC Trembler-operated Ignition Unit 
14 
Transistorized Ignition Unit 
14 
AC Ignition Unit 
15 
Igniter Plug 
15 
 
Table of Figures 
 
3-7 Fig 1 Combustion Loop ..................................................................................................................... 3 
3-7 Fig 2 Limits of Flammability............................................................................................................... 3 
3-7 Fig 3 Apportioning of Airflow ............................................................................................................. 4 
3-7 Fig 4 Typical Combustion Chamber.................................................................................................. 5 
3-7 Fig 5 Flame Stabilization and General Airflow Patterns ................................................................... 5 
3-7 Fig 6 Cross-section of Combustion Chamber Layouts ..................................................................... 6 
3-7 Fig 7 Multiple Combustion Chambers............................................................................................... 6 
3-7 Fig 8 Tubo-annular Combustion Chamber........................................................................................ 7 
3-7 Fig 9 Annular Combustion Chamber................................................................................................. 7 
3-7 Fig 10 Advantages and Disadvantages of an Annular Combustion Chamber ................................. 8 
3-7 Fig 11 Reverse Flow Combustion System........................................................................................ 8 
3-7 Fig 12 Flame Tube Cooling Methods................................................................................................ 9 
3-7 Fig 13 Basic Spray Pattern ............................................................................................................. 10 
3-7 Fig 14 Duplex Burner and Pressurizing Valve ................................................................................ 11 
3-7 Fig 15 Spray Nozzle........................................................................................................................ 11 
3-7 Fig 16 A Vaporizer Combustion Chamber ...................................................................................... 12 
3-7 Fig 17 DC Trembler-operated Ignition Unit..................................................................................... 14 
3-7 Fig 18 Transistorized Ignition Unit .................................................................................................. 15 
3-7 Fig 19 AC Ignition Unit .................................................................................................................... 15 
3-7 Fig 20 Igniter Plug ........................................................................................................................... 16 
 
Revised May 10   
Page 1 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
Introduction 
 
1.  The  combustion  system  is  required  to  release  the  chemical  energy  of  the  fuel  in  the  smallest 
possible space, and with the minimum of pressure loss.  At the outlet from the combustion system, the 
gases  should  have  a  reasonably  uniform  velocity  and  temperature  distribution,  within  the  peak 
temperature  limit  imposed  by  the  turbine  blade  material.    The  system  should  give  efficient,  stable 
operation over a wide range of altitudes and flight speeds, and it must be possible to relight in flight 
after shutting down an engine.  It must be reliable and have a life at least as long as the overhaul life 
of  the  complete  engine.    With  the  introduction  of  'on  condition  maintenance'  (see  Volume  3, 
Chapter 20), and modular engine design, the combustion chamber can be monitored throughout its 
operational life and replaced as necessary. 
 
COMBUSTION CHAMBERS 
 
Combustion System Requirements 
 
2.  High Rate of Heat Release To achieve total combustion in as small a space as possible, the 
rate of heat release must be as high as possible, and a number of factors influence its value: 
 
a.  A high combustion chamber pressure will raise the rate of heat release. 
 
b.  When fuel is sprayed into the chamber it does not ignite instantaneously, but a delay occurs 
while the combustible mixture of fuel and air is being formed and its temperature raised to self-
ignition point.  This delay period must be minimized. 
 
c.  The walls of the chamber tend to quench or chill the flame by lowering the temperature in their 
region to below that required for combustion.  Thus, there is an area in the system which is wasted 
from the combustion viewpoint and this is known as the 'dead space'; it must be kept to a minimum.  
This may well conflict with the desirable feature of keeping the chamber walls cool to increase their life. 
 
3.  High  Combustion  Efficiency.    Combustion  efficiency  is  the  percentage  of  chemical  energy 
available in the fuel which is released as heat energy during combustion.  Complete combustion will 
convert  all  carbon  present  in  the  various  constituents  of  the  fuel  to  carbon  dioxide.    Incomplete 
combustion will result in carbon and carbon monoxide remaining in the exhaust gas.  A high rate of 
heat release and gradual admission of air during combustion give good combustion efficiency and a 
figure of nearly 100% is achieved at full throttle, low altitude and high forward speed.  The efficiency 
falls off with increase in altitude and decrease in rpm and ram pressure. 
 
4.  Flame Stabilization.  Flame instability will lead to flame out and, in its worst case, will lead to cyclic 
stresses and temperatures which will shorten component lives.  Fig 1 and Fig 2 show that the region over 
which stable combustion can occur is fairly limited, and thus the combustion chamber must be designed 
so  that  the  conditions  at  the  burning  region  fall  within  these  limits.    The  problem  is  aggravated  by  the 
varying conditions under which the chamber must work during the normal operation of the engine.  The 
velocity of propagation of a flame through a mixture of hydrocarbon fuel and air is comparatively low, the 
flame speed will vary with mixture strength and with temperature and pressure, but in most cases it will be 
about 2 m/s to 4 m/s.  As the airflow through the combustion system is likely to be almost 10 times this figure, 
a sheltered region of recirculating low velocity air must be provided to hold the flame in one place. 
 
 
 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 2 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
3-7 Fig 1 Combustion Loop 
 
200/1
150/1
atio
100/1
Stable Region
ir / Fuel R
A
50/1
0 0
0.22
0.45
0.68
0.81
1.13
Air Mass Flow  (kg/s)
 
 
 
3-7 Fig 2 Limits of Flammability 
 
101.35
Combustion Possible
34.5
4:1
25:1
Air / Fuel Ratio
 
 
5.  Even Distribution of Turbine Entry Temperatures.  The maximum permissible temperature for 
gases  leaving  the  combustion  system  is  set  by  the  temperature  limitations  of  the  turbine.    These 
limitations are imposed by the stress and creep characteristics of the individual turbine blades, as they 
vary  along  the  length  of  the  blade.    Therefore,  to  ensure  maximum  efficiency,  the  maximum  gas 
temperature on entry to the turbine must also vary.  A poor temperature distribution with hot spots can 
have serious effects on the mechanical conditions of the turbine stator and rotor blades and therefore 
shorten the life of the turbine. 
 
6.  Minimum  Pressure  Loss.    As  the  gas  turbine  operates  on  a  constant  pressure  cycle,  any 
change  in  total  pressure  during  the  combustion  process  will  result  in  a  drop  in  thermal  efficiency.  
There are two sources of loss: 
 
a.  Hot  Loss.    When  heat  is  added  to  a  constant-area,  frictionless  gas  stream,  a  drop  in 
stagnation  pressure  will  occur.    As  this  process  is  non-isentropic,  there  will  be  a  loss  in  total 
pressure.  This loss is often referred to as the 'fundamental loss due to heat addition', and it is a 
function  of  combustion  system  inlet  Mach  number  and  the  temperature  ratio  across  the 
combustion system.  Generally, the pressure  loss due to heat addition is low compared to the 
losses due to friction and mixing.  These losses are called the cold losses. 
 
Revised May 10   
Page 3 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
b.  Cold  Loss.    Pressure  losses  occur  through  turbulence  required  for  flame  stabilization  and 
rapid burning.  Pressure loss will occur on entry through the various cooling holes, by stagnation on 
baffles, and through skin friction.  Cold losses, therefore, are dependent on the gas velocity on inlet 
to  the  combustion  system.    A  diffuser  is  located  between  the  compressor  and  the  combustion 
system to convert kinetic energy into pressure energy.  Not only does this reduce the gas velocity, 
but it also raises the gas static temperature; increase in gas temperature reduces the Mach number 
of  the  gas  (for  a  given  velocity)  and  reduces  the  temperature  ratio  (for  a  given  turbine  entry 
temperature (TET)).  The overall effect therefore, is for the hot, as well as the cold, losses to be 
decreased with increased diffusion. 
 
7.  Minimum Carbon Formation.  Carbon formation is caused by over-rich mixture strengths in the 
combustion  zone  of  the  chamber,  in  conditions  of  low  turbulence  (i.e.  inefficient  atomization  and 
mixing).  Carbon formation is of two main types: the first is a hard coke deposit which builds up in the 
combustion chamber, and the second is dry soot.  Coke deposit will cause blocking of the combustion 
chamber,  and  disruption  of  the  turbine  assembly  as  pieces  of  carbon  become  detached  and  pass 
through the blades.  The sooty carbon is ejected as smoky exhaust.  Whilst it represents a negligible 
loss  in  combustion  efficiency,  it  gives  rise  to  visible  pollution  of  the  atmosphere,  which  is  not  only 
socially unacceptable but, in the case of military aircraft, a means of visible detection. 
 
8.  Reliability.    Although  it  has  no  moving  parts  to  wear  out,  a  combustion  system  must  withstand 
considerable thermal and vibrational stresses.  These are caused by: 
 
a.  Unsteady combustion which causes vibration in the chamber walls. 
 
b.  Pressure and temperature differentials across the walls of the combustion chamber. 
 
c.  Change in momentum of the gas flow through the chamber. 
 
The effects of thermal stress can be reduced by suitable choice of materials, but reducing vibration is 
more a matter of trial and error during engine development.  Failure to eliminate vibration will result in 
fatigue cracking and reduction in the useful life of the combustion system. 
 
Flow Through Typical Combustion Chamber 
 
9.  Fig  3  shows  the  apportioning  of  the  airflow  within  the  combustion  chamber.    A  small  amount 
(20%)  of  air  enters  the  snout  and  flows  through  either  the  swirl  vanes  (12%)  to  mix  directly  with 
atomized  fuel  from  the  burner  nozzle,  or  the  flare  (8%)  which  stabilizes  the  flame  by  creating  a 
turbulent, slow moving zone of air called the 'combustion' or 'primary zone'. 
 
3-7 Fig 3 Apportioning of Airflow 
 
40%
20%
20%
Cooling
8%
80%
Dilution
20%
12%
Primary Zone
Dilution Zone
 
 
A further 20% of the air is introduced into the primary zone which mixes with the flame to form the main 
area of burning.  Fig 4 shows the location of the main components of a typical combustion chamber. 
 
 
Revised May 10   
Page 4 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
3-7 Fig 4 Typical Combustion Chamber 
 
Swirl
Secondary Flame
Air Casing
Dilution
Perforated Vanes
Air Holes
Tube
Air Holes
Flare
Snout
Fuel Spray
Primary
Interconnector
Corrugated
Sealing Ring
Nozzle
Zone
Joint
 
 
10.  The rear half, or dilution zone, of the combustion system is used for the introduction of the remaining 
60%  of  the  air.  This air not only increases the burning efficiency, but also cools the burnt gases to a 
temperature which is acceptable to the turbine blades.  In practice, these zones overlap, with air being 
admitted gradually and continuously over practically the whole length of the flame tube (Fig 5). 
 
3-7 Fig 5 Flame Stabilization and General Airflow Patterns 
 
 
 
 
Combustion System Layout 
 
11.  Three types of layout are used for combustion systems (see Fig 6). 
 
a.  Multiple chamber. 
 
b.  Tubo-annular or cannular chamber. 
 
c.  Annular chamber. 
Revised May 10   
Page 5 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
3-7 Fig 6 Cross-section of Combustion Chamber Layouts 
  a  Multiple Chamber Layout
b  Tubo-annular (Cannular) Layout
c  Annular Chamber Layout
Casing
Casing
Casing
Shaft
Shaft
Shaft
Combustion
Flame
Flame
Liner
Tube
Tube
 
 
12.  Multiple  Chamber.    The  multiple  chamber  layout  (Fig  7)  consists  of  a  number  of  individual 
chambers,  disposed  round  the  engine,  between  the  compressor  and  turbine  sections.    Within  each 
chamber is a flame tube.  These were used extensively in earlier gas turbines but have largely been 
superseded by the tubo-annular and annular layouts.  The chambers are fed by individual ducts from the 
compressor, and are interconnected to equalize the delivery pressure to the turbine and also to avoid the 
need for separate ignition systems in each chamber. 
 
3-7 Fig 7 Multiple Combustion Chambers 
 
Main Fuel
Compressor Outlet
Manifold
Engine Fireseal
Elbow Flange Joint
Combustion
Chamber
Primary
Air Casing
Air Scoop
Drain Tube
Primary Fuel
Manifold
Interconnector
 
 
13.  Tubo-annular  Chamber.    The  tubo-annular  arrangement  (Fig  8)  was  the  logical 
development of the multiple chamber.  In this design, rather than have separate casings for the 
flame  tubes,  an  annular  casing  containing  all  the  flame  tubes  is  disposed  radially  round  the 
engine  between  the  compressor  and  turbine  section.    This  arrangement  maintains  the  close 
control  of  airflow  in  the  combustion  zone,  but  it  also  has  advantages  in  weight  and  ease  of 
construction. 
 
Revised May 10   
Page 6 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
3-7 Fig 8 Tubo-annular Combustion Chamber 
 
Turbine
Outer Air Dilution Air
Mounting
Casing
Holes
Flange
Inner Air
Casing
Nozzle
Guide
Vanes
Flame Tube
Swirl Vanes
Interconnector
Primary Air
Igniter Plug
Scoop
Diffuser Case
 
 
14.  Annular  Chamber.    An  annular  combustion  chamber  (Fig  9)  uses  the  whole  of  the  annulus 
between  the  compressor  and  turbine  for  combustion,  and  has  distinct  advantages  over  the  other 
two  types.    For  the  same  power  output,  the  annular  chamber  length  is  75%  of  a  tubo-annular 
chamber  of  similar  diameter.    Therefore,  the  flame  tube  wall  area  is  considerably  less,  and  the 
amount of cooling air required to prevent burning of the flame tube wall is reduced by approximately 
15%.    Combustion  efficiency  is  therefore  increased  and  air  pollution  reduced.  Annular combustion 
systems are fitted to the majority of gas turbines. 
 
3-7 Fig 9 Annular Combustion Chamber 
 
Combustion
Flame Tube
Outer Casing
Turbine
Nozzle Guide
Vanes
HP Compressor
Outlet Guide Vanes
Combustion
Inner Casing
Fuel Spray Nozzle
Fuel Manifold
Compressor Casing
Dilution
Turbine Casing
Mounting Flange
Air Holes
Mounting Flange  
 
Revised May 10   
Page 7 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
15.  Comparison Between Combustion Chamber Layouts The advantages and disadvantages of 
annular combustion chambers over multiple and tubo-annular chambers are given in Table 1. 
 
3-7 Fig 10 Advantages and Disadvantages of an Annular Combustion Chamber 
 
Advantages Disadvantages 
Good utilization of area. 
Difficult to develop. 
Structural member of engine. 
More difficult to replace. 
No transition pieces or interconnections. 
Poor control of gas flow and burning. 
Few losses. 
Uneven stress when heated. 
Complete gas flows make design more difficult and 
Simple to manufacture. 
reduces validity of research data. 
Even gas distribution. 
 
Easy starting. 
 
Short. 
 
Light. 
 
 
16.  Reverse Flow Combustion Chamber.  Because of the length of a combustion chamber, some 
early gas turbines featured a reverse flow combustion chamber that enabled designers to keep the 
shaft  between  the  compressor  and  turbine  short.    A  typical  example  of  this  was  the  Rolls  Royce 
Welland.  Development in gas turbine technology led to a reduction in the length of the combustion 
chamber from about 0.75 m to 0.25 m and advances in material technology has enabled the use of 
longer shafts.  Thus, reversed flow combustion chamber designs have ceased to offer any advantages 
for turbojet and bypass engines.  However, reverse flow combustion chambers are used extensively in 
turbo-shaft  helicopter  engines  and  small  gas  turbines,  where  overall  reduction  in  length  is  more 
important  than  reduction  in  engine  cross-sectional  area.    A  reverse  flow  combustion  chamber  is 
illustrated in Fig 10. 
 
3-7 Fig 11 Reverse Flow Combustion System 
 
Compressor 
Cooling Air Holes
Burner
Delivery
Gas Discharge
 
 
Combustion Chamber Materials and Defects 
 
17.  Materials.  The flame tube of the combustion chamber must be capable of withstanding the high 
burning temperature involved, and must also be resistant to thermal shock.  The latter is caused by high 
temperature differentials during rapid transient changes of combustion temperature.  Carbon formation 
can also cause stresses by creating local hot spots.  The flame tube must also be resistant to fatigue 
caused by vibration.  The materials used in this demanding task are from the Nimonic series of alloys.  
Flame tube walls are cooled with air acting as a thermal barrier, and various methods are employed to 
achieve this (Fig 11).  One, called transpiration cooling, allows air to enter a network of passages within 
the  flame  tube  wall  before  exiting  to  form  an  insulating  film  of  air.    This  method  reduces  the  airflow 
required for cooling by up to 50%.  The combustion casing is subjected to a lower temperature, being 
Revised May 10   
Page 8 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
insulated from the flame tube by the moving layer of cooling air (see Fig 5).  It does, however, have to 
withstand the full pressure of the compressor delivery (typically in excess of 2,000 kPa), and steel alloys 
are generally used. 
 
3-7 Fig 12 Flame Tube Cooling Methods 
 
a  Corrugated Strip Cooling
b  Splash Cooling Strip
Flame Tube
Corrugated Strip
Film of
Film of
Cooling Air
Cooling Air
c  Machined Cooling Ring
d  Transpiration Cooling
Laminated Flame
Tube Wal
Flame Tube
Cooling Air In
Film of
Cooling Air
Film of
Internal
Cooling Air Out
Cooling
 
 
18.  Defects.    Combustion  systems  are  liable  to  deteriorate  because  of  the  high  stresses  and 
temperatures to which they are subjected.  The deterioration takes the form of cracking and buckling 
which distorts the flame pattern.  Burning of the outer case can follow, and rupture may then occur.  In 
addition, it is possible for parts of the flame tube to break away and block off some of the nozzle guide 
vanes.  This will lead to uneven loading of the turbines. 
 
BURNERS 
 
Introduction 
 
19.  The purpose of any burner is to introduce fuel into the combustion chamber in a state in which it will 
burn  efficiently.  In  most  engines,  the  burner  must  be  able  to  do  this  over  a  wide  range  of  operating 
conditions, e.g. from maximum power at take-off to idling at high altitude. There are two basic burner types: 
 
a.  Atomizers 
 
b.  Vaporizers 
 
Atomizers 
 
20.  The principle used in the atomizer is to create a highly turbulent flow at the exit of the nozzle so 
that  the  spray  disintegrates  into  minute  droplets  of  approximately  20  microns  to  200  microns  in 
diameter.    Atomized  fuel  droplets  present  a  large  surface  area  to  the  medium  into  which  they  are 
injected  (e.g.  a  volume  of  liquid,  having  the  surface  area  equivalent  to  that  of  a  postage  stamp, 
presents an area equivalent to that of a large newspaper sheet when properly atomized).  The high 
turbulence is obtained by creating a large pressure difference (up to 2,100 kPa) across the orifice. 
 
Revised May 10   
Page 9 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
21.  The gas turbine atomizer provides a continuous supply of fuel (Fig 12).  The fuel at high pressure 
passes  through  tangential  grooves  or  holes  into  a  concentric  conical  and  cylindrical  swirl  chamber 
ahead of the short outlet orifice.  As the fuel spins around, its angular velocity increases as the radius 
of swirl decreases, thus converting all the fluid pressure energy into kinetic energy.  The fluid, in its 
passage through the swirl chamber to the orifice, has both axial and tangential velocity components 
and it therefore emerges from the orifice as a hollow cone-shaped spray. 
 
3-7 Fig 13 Basic Spray Pattern 
 
Swirl 
Conical
Tangential
Chamber
Swirl Ports
Spray
Axial
Final
Orifice
Whirl
Resultant
Air Core
 
 
 
22.  The penetration of the spray into the combustion chamber is of great importance and depends on 
the following: 
 
a.  Discharge velocity. 
 
b.  Properties of the surrounding medium. 
 
c.  Atomizer design. 
 
d.  Fuel properties. 
 
e.  Degree of spray dispersion. 
 
f.  Degree of spray atomization. 
 
23.  Duplex Burner.  The Duplex burner has a primary and main fuel manifold and two independent 
orifices, one much smaller than the other.  The smaller orifice operates at the lower flows, and the 
larger  orifice  at  higher  flows  as  burner  pressure  increases  (Fig  13).    As  fuel  flow  and  pressure 
increase, the pressurizing valve moves to progressively admit fuel to the main manifold and thus to 
the main orifice, thus giving a flow through both orifices.  In this way, the duplex burner is able to give 
effective atomization over a wide flow range.  It also provides efficient atomization at the lower flows 
required at high altitude. 
Revised May 10   
Page 10 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
3-7 Fig 14 Duplex Burner and Pressurizing Valve 
 
Fuel Inlet
from Throttle
Engine Shut-off Cock
Pressurizing Valve Opens
as Pressure Increases
Air Flow to Prevent Formation
of Carbon over Orifice
Main Orifice
Primary
Orifice
Filter
Primary
Main 
Compressor
Fuel
Fuel
Delivery
 
 
24.  Spray Nozzle.  The spray nozzle or air spray atomizer (Fig 14) mixes a proportion of the primary 
combustion air with the injected fuel.  By aerating the spray, the local fuel-rich concentrations produced by 
other types of burner are avoided, thus giving a reduction in both carbon formation and exhaust smoke.  
An additional advantage of the air spray atomizer is that the low pressures required for atomization of the 
fuel permit the use of a simpler high-pressure pump. 
 
3-7 Fig 15 Spray Nozzle 
 
Fuel Inlet
Feed Arm
Strainer
Swirl Slot
Air Inlet Port
Deflector 
 
Revised May 10   
Page 11 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
Vaporizers 
 
25.  In  the  vaporizer,  fuel  is  sprayed  from  feed  tubes  into  vaporizing  tubes  which  are  part  of  the 
combustion chamber.  The tubes are heated by combustion and the fuel is therefore vaporized before 
passing into the flame tube.  Primary air is fed into the vaporizer and mixes with fuel as it passes down 
the tube.  Air is also fed through holes in the flame tube entry section which provide 'fans' of air to 
sweep the flame rearwards.  In order to start an engine employing a vaporizing system, it is necessary 
to incorporate a set of spray nozzles with the igniter plugs, to initiate the combustion process.  Fig 15 
shows a typical vaporizing system. 
 
3-7 Fig 16 A Vaporizer Combustion Chamber 
 
Dilution Air Holes
Flame Tube
Turbine
Nozzle
Guide Vanes
Fuel
Feed Tube
Vaporizing
Secondary
Tube
Air Holes
 
 
26.  Advantages of Vaporizers.  The advantages of vaporizers are as follows: 
 
a.  The vaporizer is effective over a wider operating range than the atomizer.  Combustion can 
be controlled more easily, and is usually a more complete process, producing less smoke. 
 
b.  The system does not depend on fuel pressure as does the atomizer, and so lower pressures 
can be used (typically around 3,000 kPa against 13,000 kPa). 
 
c.  Because the vaporizers are located behind the flame, the flame can be stabilized at the front 
of  the  combustion  chamber.    The  combustion  zone  is  therefore  shorter,  allowing  a  shorter 
combustion section to be used. 
 
Matching of Burner to Combustion Chamber 
 
27.  Annular combustion chambers pose the problem of achieving even combustion throughout the 
system.  With atomizers of the duplex type, it would be almost impossible to shape the flame to give 
an even combustion front to the turbine (necessary to reducing the risk of vibration) and, at the same 
time, prevent interaction between burners.  The initial answer was to use vaporizers which gave an 
almost annular flame.  However, development has shown that the spray nozzle can also be matched 
to an annular chamber. 
 
28.  With tubo-annular combustion chambers, the geometry of the flame tube is ideal for the use of 
the  atomizing  burner.    The  flame  can  be  controlled  much  more  easily  by  recirculating  air,  and  it  is 
more efficient to have a cone of flame for each chamber rather than a sheet of flame. 
 
Revised May 10   
Page 12 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
POLLUTION CONTROL 
 
Introduction 
 
29.  Pollution of the atmosphere by gas turbine engines falls into two categories: visible (ie smoke) and 
invisible (i.e. oxides of nitrogen, unburnt hydrocarbons, oxides of sulphur and carbon monoxide).  The 
combination of the traditional types of duplex burner with increasing compression ratios has led to visible 
smoke during take-off and climb.  The increasing awareness, both in scientific and public circles, of the 
effect of atmospheric pollution has forced engine manufacturers to develop 'green clean' engines. 
 
Sources of Pollution 
 
30.  Pollution is caused by the combustion process within the engine, although combustion technology 
improvements have played, and will continue to play, the major role in reducing emissions.  The need to 
reduce emissions (CO2 and water vapour as well as NO) without diminishing safety and reliability causes 
several design conflicts.  For example, although an increase in engine pressure ratio leads to a reduction 
in fuel consumption, and therefore reduced CO2 and H2O, it also leads to increased NO production.  To 
obtain low NO, combustion must be restricted to lean conditions and low temperatures. 
 
Pollution Reduction 
 
31.  Significant NO abatement requires the reduction of peak flame temperature within the combustor.  
To achieve flame temperature reductions, while still maintaining acceptable combustor performance 
and  operation  at  low  engine  power  conditions,  there  is  a  need  to  use  combustion process staging.  
Combustors with leaner primary combustion zone fuel/air premixing should reduce NO emissions by 
up to 90%.  These concepts are known as Lean Premixed/Prevaporized (LPP) or Rich Burn, Quick 
Quench, Lean Burn (RQL). 
 
32.  Because the sulphur content in aviation kerosine is kept very low to reduce chemical attack on 
the turbine blading, oxides of sulphur do not normally present a serious pollution problem.  However, 
the quantity of unburnt hydrocarbons and carbon monoxide in the engine exhaust do pose a problem.  
They are, to a large extent, dependent on the combustion efficiency of the engine.  The most serious 
pollution problem, therefore, occurs only at idle when combustion efficiency is well below 100%.  At 
take-off and climb, the combustion system is operating near to 100% efficiency. 
 
IGNITION 
 
Ignition Systems 
 
33.  High-energy  ignition  units  are  used  in  most  engines.    Each  engine  has  two  separate  igniters, 
usually positioned in opposite sides of the flame tube.  The ignition units are designed to deliver a high 
voltage, high current discharge at the igniter plug from a low voltage AC or DC supply. 
 
34.  In some conditions of flight, e.g. icing, take-off in heavy rain or gun firing, it may be desirable to have 
continuous operation of the ignition unit to avoid the possibility of flame out.  In order to prolong the life of 
the ignition unit, some installations allow for a dual-level output, with a low level for continuous operation, 
and  a  high  level  for  start-up  and  relight  conditions.    In  older  installations,  an  alternative  method  is  to 
supply one igniter plug with a low level output, and the other with a high level output.  The operation of 
the main types of ignition unit and the igniter plug are discussed below. 
 
Revised May 10   
Page 13 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
DC Trembler-operated Ignition Unit 
 
35.  An  induction  coil,  operated  by  the  trembler  mechanism  from  the  aircraft  24-volt  DC  supply, 
repeatedly  charges  a  reservoir  capacitor  through  a  high  voltage  rectifier  (Fig  16).    The  rectifier 
prevents  a  discharge  back  into  the  coil  winding  while  the  capacitor  builds  up  to  a  value  of 
approximately  2  kV,  at  which  stage  the  sealed  discharge  gap  breaks  down.    The  capacitor  then 
discharges  through  the  sealed  discharge  gap,  choke,  and  the  engine  igniter  plug,  which  are  all 
connected in series.  The capacitor is then recharged, and the cycle is repeated at a frequency of not 
less than one discharge per second.  The discharge can be heard as a cracking or loud clicking noise. 
 
3-7 Fig 17 DC Trembler-operated Ignition Unit 
 
Trembler Mechanism
Induction Coil
HT Connection
Reservoir Capacitor
To Igniter Plug
Choke
Safety
Resistors
Discharge
Gap
Discharge
Resistors
Rectifier
Housing
Reservoir
Capacitor
Rectifier
Secondary
Trembler
Induction
Mechanism
Coil
Primary
Choke
Primary
Capacitor
Safety Resistors
Glass sealed
Discharge Gap
LT Connection
DC Supply
HT Connection
to Igniter Plug
LT Connection
NOTE: COLOURS USED FOR CLARITY ONLY
 
 
36.  Discharge resistors are connected across the reservoir capacitor to ensure that the stored 
energy is dissipated within one minute of the unit being switched off.  The safety resistors across 
the  output  circuits  prevent  the  voltage  building  up  if  the  unit  should  be  accidentally  operated 
while the igniter plug lead is disconnected.  The choke controls the duration of the discharge to 
give the best ignition conditions. 
 
Transistorized Ignition Unit 
 
37.  The transistorized ignition unit is basically similar to the trembler-operated unit described above.  
In the transistorized unit however, the trembler mechanism is replaced by a transistor chopper circuit 
(Fig 17).  As this unit has no moving parts, it has a longer operating life than the trembler unit.  There 
are also advantages of size and weight reduction compared to the latter unit. 
 
 
 
Revised May 10   
Page 14 of 16 


AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
3-7 Fig 18 Transistorized Ignition Unit 
 
Capacitor
HT Connection
Choke
Discharge Gap
Choke
Capacitor
Transistor
Generator
Discharge
Gap
Rectifier
HT Connection
Diode
to Igniter Plug
LT Connection
NOTE: COLOURS USED FOR CLARITY ONLY
LT Connection DC Supply
 
 
AC Ignition Unit 
 
38.  The AC ignition unit (Fig 18) transforms and rectifies the low voltage AC aircraft supply, which is then 
used  to  charge  the  reservoir  capacitor.    Subsequent  operation  is  identical  to  the  trembler  and 
transistorized units. 
 
3-7 Fig 19 AC Ignition Unit 
 
HT Connection
to Igniter Plug
Reservoir Capacitor
Spark Rate
Resistors
Discharge
Safety
Resistors
Discharge Gap
Gap
Discharge
Resistors
Reservoir
Spark Rate
Resistor
Secondary
Transformer
Primary
Suppressor
HT Connection
to Igniter Plug
Suppressor
Discharge
Spark Rate
Resistors
LT Connection
Resistor
LT Connection
AC Supply
 
 
Igniter Plug 
 
39.  The igniter plug (Fig 19) is a discharge plug of a type having no air gap.  The electrode end of the 
plug  is  integral  with  the  central  electrode,  insulator,  and  the  earthed  outer  metal  casing.    The 
discharge is initiated by a small electrical leakage across the surface of the insulator from the central 
electrode to earth, which provides a low resistance path for the capacitor discharge.  In practice, it is 
found that a heavily carbonized igniter plug gives a better spark than a clean plug by causing a greater 
initial leakage. 
 
Revised May 10   
Page 15 of 16 

AP3456 - 3-7 - Combustion Systems 
3-7 Fig 20 Igniter Plug 
 
Tungsten Tip
Tungsten Al oy
Silicon Carbide
Semi-conductor Pel et
Steel Body
Nickel-Iron
 Electrode
Ceramic
 Insulator
Glass Seal
Contact 
Button
 
 
40.  The  igniter  plug  is  positioned  so  that  the  electrodes  protrude  into  the  primary  zone  of  the 
combustion  chamber,  but  just  outside  the  high  temperature  area.    Once  the  mixture  is  ignited,  the 
flame is self-sustaining within the limits of the air/fuel ratio working range. 
Revised May 10   
Page 16 of 16 

AP3456 -3-8- Turbines 
CHAPTER 8 - TURBINES 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
Energy Transfer from Gas Flow to Turbine............................................................................................. 2 
Turbine Operating Conditions ................................................................................................................. 3 
NGV and Turbine Blade Design Considerations..................................................................................... 3 
Blade Manufacture .................................................................................................................................. 4 
Blade Installation ..................................................................................................................................... 6 
Turbine Discs........................................................................................................................................... 7 
Turbine Installations ................................................................................................................................ 7 
Turbine and Disc Cooling ........................................................................................................................ 9 
Turbine Faults........................................................................................................................................ 11 
 
Table of Figures 
 
3-8 Fig 1 Impulse and Reaction Blading ................................................................................................. 2 
3-8 Fig 2 Power Transmission Values on Multi-spool Engine................................................................. 3 
3-8 Fig 3 Typical Nozzle Guide Vane Installation ................................................................................... 4 
3-8 Fig 4 Turbine Blade Structures ......................................................................................................... 5 
3-8 Fig 5 Blade Attachment Methods...................................................................................................... 6 
3-8 Fig 6 Three-stage Single Spool Turbine ........................................................................................... 7 
3-8 Fig 7 Multi-stage Turbine with Triple Shaft Arrangement.................................................................. 8 
3-8 Fig 8 Direct Coupled Turboshaft ....................................................................................................... 8 
3-8 Fig 9 Typical Free-power Turbine ..................................................................................................... 8 
3-8 Fig 10 Disc Cooling and Air Seals..................................................................................................... 9 
3-8 Fig 11 General Arrangement of Turbine and Disc Cooling............................................................. 10 
3-8 Fig 12 Convection Cooled NGV Blade Installation ......................................................................... 10 
3-8 Fig 13 Turbine Blade Cooling Developments ................................................................................. 11 
 
Introduction 
 
1.  The  high  temperature,  high  pressure  gases  leaving  the  combustion  system  contain  a  large 
amount  of  energy,  most  of  which  needs  to  be  extracted  as  efficiently  as  possible  to  drive  the 
compressor and engine driven accessories.  The remainder is available for output, either by driving a 
power turbine or by forming a propelling jet. 
 
2.  The extraction of this energy is done by the turbine which, like the axial flow compressor, consists 
of stages of fixed blades, known as turbine stator blades or more usually nozzle guide vanes (NGV), 
and rotor blades.  Each turbine 'stage' contains one set of NGVs followed by one set of rotor blades. 
 
3.  The turbine differs from the compressor, however, in that by expanding the gas flow it is moving it in 
the direction of decreasing pressure, ie the gas’s direction of natural flow, so the tendency to incur losses 
is much reduced.  This fundamental difference between compressor and turbine is useful to the engine 
designer, as it allows the use of a turbine with few stages to drive a multi-stage compressor spool. 
 
 
 
Revised May 10   
Page 1 of 11 

AP3456 -3-8- Turbines 
Energy Transfer from Gas Flow to Turbine 
 
4.  Reaction and Impulse Turbines.  Turbine stages may be designed as predominantly impulse or 
predominantly reaction with a considerable change in contour from blade root to tip. 
 
a.  Impulse.  In a turbine stage where the blading is of the impulse type, a pressure drop occurs 
only  in  the  convergent  NGV  passages,  together  with  a  corresponding  velocity  increase.    The 
resultant stream of high velocity gas is directed at the rotor blades (Fig 1a) where the passages 
are constant in area and therefore there is no further pressure drop.  However, although its scalar 
element remains constant, the direction of the air velocity is changed, producing an impulse on 
the turbine which causes it to rotate.  This is the oldest system and can be likened to the water 
wheel.  It is used for starter turbines and APUs, but not in its purest form, in gas turbine engines. 
 
3-8 Fig 1 Impulse and Reaction Blading 
Fig 1a  Impulse Blading 
 
Nozzle
Rotor
Guide Vanes
Buckets
P V A
1 1 1
P  = P 
2
3

V  = V 
Gas Flow
2
2
3
V 2
A  = A 
2
3
A 2
P 3
V 3

P  > P 
3
1
2
V  < V 
1
2
A  > A 
1
2
Direction 
of Motion
 
 
b.  Reaction.  Exactly the opposite series of events takes place in a reaction turbine.  The entire 
pressure  drop  takes  place  between  the  rotor  blades  which  have  convergent  passages  in  the 
direction of flow - the NGVs do no more than alter or guide the flow for the rotors (Fig 1b).  The 
turbine is driven round by the reaction force resulting from the acceleration of the gas through the 
converging blade passage; both the direction and the magnitude of the gas velocity are changed.  
Again, in practice, pure reaction blading is not used in gas turbine engines, as it is inefficient. 
 
Fig 1b  Reaction Blading 
 
Nozzle
Guide Vanes
Rotor Buckets
P V A
1 1 1
P  > P 

2
3
2
V  < V 

2
3

Gas Flow
2
3
A  > A 

2
3
2
V 3
A 3
P  = P 
1
2
V  = V 
1
2
Direction 
A  = A 
1
2
of Motion
 
 
Revised May 10   
Page 2 of 11 

AP3456 -3-8- Turbines 
c.  Practical Aircraft Engine Blading.  In an aircraft turbojet, a compromise between impulse 
and reaction blading is used, where the blade root is largely impulse blading and the blade tip 
mainly reaction blading, with a smooth transition along the length of the blade. 
 
Turbine Operating Conditions 
 
5.  Owing to the emphasis on low weight and small diameter, the turbine in a gas turbine engine is 
subjected to severe operating conditions: 
 
a.  The  operating  temperatures  experienced  are  extremely  high,  as  the  specific  work  output 
from the turbine is dependent on turbine entry temperature (TET).  TETs of the order of 1640 K 
(1367 °C) are not uncommon and engines under development have TETs of 1850 K.  In addition 
to the high entry temperatures, the turbine must also accept a fairly high stage temperature drop 
(approximately 200 K) without a serious drop in efficiency. 
 
b.  As well as experiencing high thermal stresses, the turbine must be capable of withstanding 
the large hoop and centrifugal stresses generated by the high rotational speeds.  Tip speeds of 
around 400 m/s and associated gas velocities of 600 m/s are normal. 
 
c.  The  power  absorbed  by  the  turbine  to  drive  the  compressor  can  be  very  high.    Fig  2 
illustrates typical power transmission values of a multi-spool engine. 
 
3-8 Fig 2 Power Transmission Values on Multi-spool Engine 
 
LP Compressor
LP Turbine
HP Compressor
HP Turbine
1640 KW
8800 KW
 
 
NGV and Turbine Blade Design Considerations 
 
6.  Nozzle  Guide  Vanes.    NGVs  are  of  aerofoil  shape  and  form  a  convergent  passage  between 
adjacent blades to convert the pressure energy of the gas flow to kinetic energy.  The gas flow must be 
turned  through  a  relatively  large  angle  of  deflection  from  the  axial  direction  and,  at  the  same  time, 
undergo  expansion  from  low  velocities  to  sonic  or  near  supersonic  speeds.    NGVs  operate  ‘choked’ 
under design conditions in order to effect the maximum energy conversion.  NGVs must withstand higher 
gas temperatures than those which the turbine blades experience, and they are normally hollow, so that 
they can be cooled by passing HP air through them.  In addition, NGVs are subjected to temperature and 
stress fluctuations caused by either uneven flow distribution from the compressor, or by flame pulsating 
within the combustion chamber.  NGVs are normally manufactured with shrouds fitted to both the top 
and bottom of the vane (see Fig 3).  These shrouds form a smooth passage for the gas flow, avoid tip 
leakages, and permit a thinner vane wall section by providing increased rigidity.  The vanes are often 
welded  together  in  sets  providing  limited  radial  movement.    The  outer  shroud-locating  ring  generally 
forms part of the engine casing and is usually extended to protect the turbine blades. 
 
 
Revised May 10   
Page 3 of 11 

AP3456 -3-8- Turbines 
3-8 Fig 3 Typical Nozzle Guide Vane Installation 
 
 
 
 
7.  Turbine Blading.  The type of blading used in the rotor, along with the number and arrangement 
of turbine stages required, depends upon several factors: 
 
a.  Speed of gas delivered by the combustion system. 
 
b.  Rotor rpm. 
 
c.  Turbine size and weight. 
 
d.  Turbine entry temperature. 
 
e.  Outlet temperature, pressure and velocity. 
 
f.  Power output. 
 
Turbine  blades  have  to  extract  sufficient  work  from  the  gas  flow  to  drive  the  compressor  in  as  few 
stages as possible.  In addition, if the engine is multi-spool, the situation is more complex with each 
turbine section driving its corresponding compressor i.e. HP, IP or LP.  The HP turbine driving the HP 
compressor spool can be single stage, as it receives gases of high energy, but by the time the gases 
reach the IP or LP sections more blade area is needed if a proper work balance is to be maintained.  
To accomplish this, a multi-stage turbine may be necessary, with increasingly larger blades. 
 
Blade Manufacture 
 
8.  Turbine blade materials have to meet some exacting requirements, such as: 
 
a.  High fatigue strength. 
 
b.  Good creep resistance qualities. 
 
c.  Resistance to thermal shock. 
 
d.  Resistance to corrosion. 
 
e.  Economic to manufacture. 
 
9.  Although turbine blades can be made in a number of ways, they are now almost exclusively cast.  
Cast blades are produced by the 'lost wax' or investment process.  Unlike forged blades, the blades so 
cast  receive  no  work  hardening  after casting  and  the  blades  have  excellent  surface  finish requiring 
only superficial grinding before final heat treatment.  This method is widely used for the manufacture of 
turbine blades, particularly those that require cooling holes. 
 
Revised May 10   
Page 4 of 11 



AP3456 -3-8- Turbines 
10.  Turbine Blade Grain Structure.  The grain structure of the turbine blade is vitally important as 
the grain boundaries are a weakness at high temperature, particularly those that lie perpendicular to 
the applied stress (see Fig 4a). 
 
3-8 Fig 4 Turbine Blade Structures 
Fig 4a  Conventional Cast Blade Grain Structure 
 
Good Mechanical
Properties in 
All Directions
Equi-axed
Crystal Structure
 
 
By  manipulating  the  grain  structure  to  reduce  the  number  of  grain  boundaries  and  directions, 
significant  increases  in  creep  resistance  and  thermal  fatigue  life  can  be  achieved.    Two  methods 
currently used are: 
 
a.  Directionally  Solidified.    In  directionally  solidified  blades,  the  transverse  boundaries  are 
eliminated by inducing the casting to solidify from one end only.  This is achieved by pouring the 
molten metal into a heated mould which is cooled from one end.  In this way, the grains can be 
made  to  run  the  length  of  the  blade  (see  Fig  4b).    The  combination  of  no  transverse  grain 
boundary and this preferred orientation results in approximately a two-fold improvement in creep 
life and a six-fold increase in thermal fatigue life over conventionally cast material. 
 
Fig 4b  Directionally Solidified Turbine Blade Structure 
 
Improved Mechanical
Properties in 
Longitudinal Axis
Columnar
Crystal
Structure
 
 
b.  Single  Crystal    The  single  crystal  blade  is  a  further  development  where  all  the  grain 
boundaries are eliminated.  This is achieved by a similar process to directional solidification, but 
the mould is designed so that all but one of the grains are choked off before they reach the blade 
(see Fig 4c).  If the blade contains no grain boundaries, there is no need to include in the alloy, 
elements that are traditionally included to strengthen these boundaries.  When these elements 
are  excluded  from  the  blade  alloy  the  melting  point  is  raised  appreciably,  which  allows  high 
Revised May 10   
Page 5 of 11 


AP3456 -3-8- Turbines 
temperature  heat  treatments  to  be  applied  to  single  crystal  alloys  which  cannot  be  used  with 
conventionally cast or directionally solidified material.  Creep life can be improved six-fold whilst 
thermal fatigue life is increased ten-fold. 
 
Fig 4c Single Crystal Turbine Blade Structure 
 
Excel ent Mechanical Properties
in Longitudinal Axis and Improved
Heat Resistance
 
 
Blade Installation 
 
11.  Blades in the majority of gas turbines are attached to the disc by means of the fir-tree root (Fig 5a). 
 
3-8 Fig 5 Blade Attachment Methods 
Fig 5a  Turbine Blade Attachment - Fir-Tree 
t
Roo  
 
Fir-tree Root
(with locking plate)
 
 
hi
T s  type  of  fixing  holds  the  blade  loosely  when  the  turbine  is  stationary,  and  provides  a  firm  fitting  by 
centrifugal  loading  when  the  turbine  is  rotating.    A  later  method  of  securing  the  blades  to  the  disc,  by 
bonding, produces a single unit called a BLISK (BLade and dISK) (see Fig 5b). 
 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 6 of 11 

AP3456 -3-8- Turbines 
Fig 5b  Section Through BLISK 
 
Cast Blade Ring
Diffusion Bond
Powder Disc
 
 
Turbine Discs 
 
12.  Although the temperatures are lower than those to which the blades are subjected, the centrifugal 
stresses in the disc are considerably higher.  Any hoop section must be capable of sustaining not only 
the centrifugal loading imposed by the blades, and the mass of disc material at the circumference, but 
also the thermal stresses caused by the temperature gradient across the disc.  The stress imposed by 
the  blades  alone  may  be  as  much  as  30  MN  per  blade,  equivalent  to  a  mass  increase  of 
approximately 3000 kg. 
 
13.  To equalise the hoop stresses at each hoop section, the disc is usually wide at the root tapering 
towards  the  tip.    The  disc  rim  is  generally  widened  to  carry  the  blade  root  fixings,  and  often  the 
labyrinth section of the disc outer air seal.  Powder metallurgy discs are being introduced which are 
lighter  and  stronger  than  conventionally  forged  discs  and  some  small  turbines  have  been  made  by 
precision casting of complete discs and blades in one piece. 
 
urbine 
T
Installations 
 
14.  Turbine installations vary depending on the type and number of separate compressors or power 
shafts that need to be driven.  The different configurations are listed as follows: 
 
a.  Single-spool Turbine.  With this arrangement, the turbine is connected by a single shaft to 
the  compressor.    The  number  of  turbine  stages  depends  on  the  power  required  to  drive  the 
compressor (Fig 6). 
 
 
3-8 Fig 6 Three-stage Single Spool Turbine 
 
Compressor
Shaft Drive
Turbine
 
 
Revised May 10   
Page 7 of 11 

AP3456 -3-8- Turbines 
b.  Multi-spool Turbines.  Engines with more than one compressor spool require a separate 
turbine for each of the spools.  Fig 7 shows the turbine arrangement for such an engine, which in 
this instance is three spool. 
 
3-8 Fig 7 Multi-stage Turbine with Triple Shaft Arrangement 
 
LP Compressor
IP Shaft Drive
IP Compressor
LP Shaft Drive
HP Shaft Drive
HP Compressor
HP Turbine
IP Turbine
LP Turbine
 
 
c.  Direct Coupled Turboshaft.  This configuration is similar to that described in 14a with the 
addition of an extension shaft attached to the front of the compressor to drive a propeller (Fig 8).  
As  the  majority  of  the  energy  of  the  gas  stream  is  extracted  to  drive  the  compressor  and 
propeller, a multi-stage turbine is fitted.  (See also Volume 3, Chapter 16, Para 8). 
 
3-8 Fig 8 Direct Coupled Turboshaft 
 
Compressor
Propeller
Shaft Drive
Turbine
Gearbox
 
 
d.  Free  Turbine.    This  arrangement  is  another  turboshaft  engine  with  a  separate  or  'free' 
turbine driving the propeller or rotor (Fig 9). 
 
3-8 Fig 9 Typical Free-power Turbine 
 
Compressor
Propeller
HP Shaft Drive
HP Turbine
Gearbox
LP Turbine
LP Shaft Drive
 
 
Revised May 10   
Page 8 of 11 

AP3456 -3-8- Turbines 
Turbine and Disc Cooling 
 
15.  In  addition  to  being  designed  with  the  correct  contour  to  produce  the  desired  energy  transfer, 
turbine blades, vanes, and the discs must also withstand high temperatures.  The gas turbine is a high 
temperature  machine  and  increased  operating  temperatures  give  an  increased  specific  output  from 
the engine, i.e. higher thrust for the same engine size and weight. 
 
16.  At turbine entry temperatures (TET) suitable for adequate thrust, all materials suitable for blading and 
discs are affected by stress and creep.  Creep is the continuous extension of a component under loads, 
even though the load is less than that which would cause fracture.  The degree of creep is dependent on 
the  temperature,  where  the  higher  the  temperature  the  greater  the  amount  of  creep.    Thus,  the  guide 
vanes, the blades, and their discs must be cooled to permit them to withstand these high TETs. 
 
17.  Disc  Cooling.    The  turbine  disc  is  heated  by  the  effect  of  radiation  and  conduction  from  the 
turbine blades, and hot gas leakages past the seals.  HP air from the compressor is used to cool the 
front face of the turbine disc and also used to pressurize the labyrinth seal situated between the NGV 
shroud ring and the disc, to prevent the ingress of hot gases (see Fig 10). 
 
3-8 Fig 10 Disc Cooling and Air Seals 
 
LP Air
Nozzle Guide
Overboard
Vanes
Turbine Blades
Pre-swirl
Nozzles
HP Cooling
Brush
Air Dispelled
Seal
Into Gas Stream
HP Cooling Air
Interstage
Hydraulic
Labyrinth
Seal
Seal
Ring
LP Cooling
Seal
Air Turbine
Shaft Turbine
Turbine
Turbine
Disc
Disc
Disc
LP Air
HP Air
 
 
If a number of discs have to be cooled, the seals are arranged to provide a cascade.  The cooling 
airflow will also pressurize the space around the shaft and prevent high temperature gas access.  The 
rear face of the turbine disc is protected by the exhaust cone and additional cooling air is sometimes 
bled over the rear face of the disc through the rear-fairing supports (Fig 11). 
 
 
 
Revised May 10   
Page 9 of 11 

AP3456 -3-8- Turbines 
3-8 Fig 11 General Arrangement of Turbine and Disc Cooling 
 
LP Compressor
By-pass Duct
HP Turbine
LP Turbine
Bearing
HP Compressor
Location Bearings
AIR INLET
LP Compressor
HP Compressor
HP Turbine
LP Turbine
Front Bearing
Front Bearing
Bearing
LP Compressor
AIR OUTLET
Air Transfer Ports
Rear Bearing
LP Air
HP Intermediate Air
HP Air
 
 
18.  Turbine  Blade  and  Vane  Cooling.    Blades  and  vanes  are  cooled  with  air  tapped  from  the 
compressor which is at a suitable temperature and pressure for cooling.  The amount of air required is 
only a small percentage of the total compressor output and is taken into account during the design 
stage.  Air-cooling of blades is currently carried out in one of two ways: by convection or film cooling. 
 
a.  Convection  Cooling.    Convection  cooling  is  achieved  by  passing  cooling  air  through 
longitudinal holes or hollow blade sections.  Examples of this method are shown in Fig 12. 
 
3-8 Fig 12 Convection Cooled NGV Blade Installation 
 
Cooling Air Dispel ed 
Nozzle Guide Vane
Into Gas Flow
Turbine Blade
HP Cooling Air Inlet
 
 
b.  Film Cooled Blades.  Film cooling of the blade successfully overcomes the effective limits 
of cooling by convection by passing a film of cold air over the surface, thus protecting it from the 
hot gas flow.  However, it is expensive to develop and produce, so designers have concentrated 
Revised May 10   
Page 10 of 11 

AP3456 -3-8- Turbines 
their efforts at providing cooling to the portions of the blade which have the greatest need - the 
leading and trailing edges.  Fig 13 shows the development of high-pressure turbine blade cooling. 
 
3-8 Fig 13 Turbine Blade Cooling Developments 
 
LP Cooling Air
HP Cooling Air
Single Pass,
Single Pass,
Quintuple Pass,
Internal Cooling
Multi-feed
Multi-feed
(1960's)
Internal Cooling
Internal Cooling
With Film Cooling
With Extensive
(1970's)
Film Cooling
 
 
Turbine Faults 
 
19.  Loss  of  Tip  Clearance.    The  service  life  of  a  gas  turbine  engine  is  generally  limited  by  the 
condition of high temperature components.  The designed tip clearance between the turbine blades 
and  the  shroud  ring  can  decrease  because  of  blade  creep  and  bearing  wear.    This  clearance  was 
originally  checked  periodically  but,  with  'on  condition'  maintenance,  it  is  only  checked  on  an 
opportunity basis during engine repair. 
 
20.  Buckling, Cracking and Distortion.  Hot spots from misaligned, damaged combustion systems 
or faulty blade cooling may give rise to blade troubles, particularly distortion and cracking of the NGV 
trailing edges.  If cracks are not rapidly seen, pieces of the material may break away and either cause 
further damage to the turbine, or impose eccentric dynamic loading on the assembly.  The turbine can 
be  visually  inspected  using  boroscope  equipment,  and  several  engine  types  incorporate  suitable 
inspection ports for this purpose. 
 
21.  Foreign Object Damage (FOD).  Occasionally, damage can result from foreign objects, although 
compressor damage will occur as well.  Turbofan engines are not so prone to FOD on turbines as, 
after passing through the LP compressor, most of the debris is centrifuged into the bypass duct.  The 
majority of FOD damage to the turbine comes from the failure of the combustion liner, or by carbon 
breaking  away  and  passing  through  the  turbine.    Small  scratches  and  chips are  allowed,  but  these 
limits are very small because of the extreme operating conditions of the turbine. 
 
22.  Turbine  Blade  Containment.    Should  a  turbine  blade  become  detached  from  the  disc  during 
engine  operation,  the  destructive  force  is  so  great  that  secondary  damage  caused  by  the  blade  can 
result in the loss of the aircraft.  Various methods of containment are employed such as increasing the 
strength  of  the  turbine  casing  and  having  reinforced  bands  placed  around  the  aircraft  engine  bay 
protecting the vital parts of the aircraft structure, such as fuel tanks and control runs. 
Revised May 10   
Page 11 of 11 

AP3456 - 3-9 - Exhaust Systems 
CHAPTER 9 - EXHAUST SYSTEMS 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
The Exhaust Unit..................................................................................................................................... 3 
The Jet Pipe ............................................................................................................................................ 3 
The Propelling Nozzle ............................................................................................................................. 3 
Variable Geometry Nozzles..................................................................................................................... 4 
 
Table of Figures 
 
3-9 Fig 1 Basic Exhaust System ............................................................................................................. 1 
3-9 Fig 2 Exhaust System Components.................................................................................................. 2 
3-9 Fig 3 Convergent-divergent Nozzle .................................................................................................. 4 
3-9 Fig 4 A VG Exhaust Nozzle............................................................................................................... 5 
3-9 Fig 5 VG Convergent-divergent Nozzle ............................................................................................ 5 
3-9 Fig 6 Con-di Nozzle Operation (Fixed Link)...................................................................................... 5 
3-9 Fig 7 Thrust Vectoring Nozzle........................................................................................................... 6 
 
Introduction 
 
1.  After  leaving  the  turbine,  the  exhaust  gases  pass  into  the  exhaust  system  then  exit  through  a 
propelling  nozzle,  converting  the  energy  in  the  gas  stream  into  velocity  to  produce  thrust.    On 
turboprop  and  turboshaft  engines,  the  majority  of  the  energy  in  the  gas  stream  has  already  been 
extracted by the turbine, so little thrust is produced at the propelling nozzle. 
 
2.  In the simple turbojet, the exhaust system consists of three main components: 
 
a.  Exhaust unit. 
 
b.  Jet pipe. 
 
c.  Propelling nozzle. 
 
Fig  1  shows  the  arrangement  of  these  components  for  a  simple  turbojet  exhaust  system.    For  an 
engine fitted with afterburning, a variable area propelling nozzle will be required in place of the fixed 
propelling nozzle (see para 7). 
 
3-9 Fig 1 Basic Exhaust System 
 
Exhaust Cone
Jet Pipe
Convergent (Propelling) Nozzle
Turbine Rear
Stage
Turbine Rear
Support Struts
 
 
Revised May 10   
Page 1 of 6 

AP3456 - 3-9 - Exhaust Systems 
Bypass engines may have the hot and cold streams combined using a mixer unit (Fig 2a), exhausted 
through separate coaxial nozzles (Fig 2b), or through an integrated nozzle (Fig 2c).  The first method 
is adopted on low bypass ratio engines, whilst the last two are employed on high bypass engines. 
 
3-9 Fig 2 Exhaust System Components 
 
a  Bypass Air Mixer Unit 
 
By-pass Duct
Turbine Rear
Support Struts
Mixer Chutes
By-pass Air 
mixing with
Exhaust Gas Stream
By-pass Air
Exhaust Gases
Splitter
Jet Pipe Mounting Flange
Exhaust Unit
Fairing
Inner Cone
 
 
b  Cold Air and Hot Gas Exhaust System 
 
External mixing of Gas Streams
Cold By-pass (Fan) Airflow
Hot Exhaust Gases
 
 
c  Integrated Nozzle 
 
Common or Integrated
Partial internal mixing of Gas Streams
Exhaust Nozzle
 
Revised May 10   
Page 2 of 6 

AP3456 - 3-9 - Exhaust Systems 
 
An exhaust system may also include one or more of the following: 
 
d.  Thrust reversal. 
 
e.  Convergent-divergent nozzle. 
 
f.  Nozzle vectoring. 
 
g.  Noise suppression. 
 
The Exhaust Unit 
 
3.  The  exhaust  gases  leave  the  turbine  at  very  high  speed,  and  then  slow  down  considerably  on 
entering the larger cross-section of the jet pipe.  The exhaust unit, owing to its conical shape, creates a 
divergent duct which decelerates the gas flow thus reducing pressure losses.  Its other purpose is to 
protect the rear face of the turbine disc from over heating.  The cone is held in place by struts attached to 
the exhaust unit walls, which also act as straightener vanes to remove any swirl present in the gas flow. 
 
The Jet Pipe 
 
4.  The jet pipe is used to convey the exhaust gases from the exhaust unit to the propelling nozzle, 
its length being dependent to some extent on aircraft design.  Rear fuselage, or podded, engines have 
short jet pipes that often form an integral part of the engine.  Where the engines are mounted in the 
middle of the fuselage, the  jet pipe may be quite long, although more commonly the jet pipe is kept 
short by using a longer intake duct. 
 
5.  Jet Pipe Construction.  The jet pipe is  manufactured from heat resisting  alloys to  enable it to 
withstand  high  gas  temperatures (up to 2200 K  (1927 ºC)), whilst at the same time being as light as 
possible.  The complete jet pipe is usually of double  wall construction with an annular space between 
the inner and outer wall; the hot gases leaving the  propelling nozzle induce a flow of air through the 
annular passage  which  cools  and  insulates them.  Bypass  air  is often used for cooling, but despite 
these  precautions,  the  jet  pipe  still  needs  to  be  insulated  from  the  surrounding  aircraft  structure  by 
means of an insulation 'blanket'. 
 
The Propelling Nozzle 
 
6.  The  simple  propelling  nozzle  can  be  a  fixed  convergent  or  convergent-divergent  duct,  through 
which the pressure energy in the jet pipe is converted into kinetic energy.  This increases the velocity 
of the gases, producing thrust.  The method of operation of the two types of nozzle is as follows: 
 
a.  The Fixed Convergent Nozzle During normal operation, the nozzle will almost always be 
choked, ie the jet velocity at the nozzle exit will have reached a maximum flow rate dependent on 
the  local  speed  of  sound.    The  jet  can  only  be  accelerated  further  in  a  convergent  nozzle  by 
increasing the local speed of sound by raising the gas temperature, ie afterburning.  The exhaust 
gases are usually well above atmospheric pressure on exit from the nozzle which is undesirable 
because gas energy is exhausted from the nozzle without acting on it - a phenomenon known as 
under-expansion.  The energy dissipated in this manner is potential thrust that has been lost. 
 
b.  The  Convergent-divergent  Nozzle.    By  adding  a  divergent  section  to  the  convergent 
nozzle, it is possible to accelerate the exhaust gases beyond the speed of sound, thus expanding 
the  gases  down  to  atmospheric  pressure,  avoiding  under-expansion  losses.    Such  an 
arrangement is known as a convergent-divergent, or con-di nozzle (Fig 3). However, the con-di 
Revised May 10   
Page 3 of 6 

AP3456 - 3-9 - Exhaust Systems 
nozzle will only operate correctly at its designed pressure ratio, which in turn is dependent upon 
the  exit  area  to  throat  area  ratio.    Although  offering  a  thrust  advantage    over  the    simple 
convergent nozzle, operation outside the design speed will cause severe over-expansion losses 
to occur in the divergent section - where the exit pressure is lower than atmospheric pressure - 
thus causing shock waves to form inside the divergent duct.  For any vehicle required to operate 
over  a    wide  range  of  speeds,  a  variable  geometry  con-di  nozzle  arrangement  is  therefore 
desirable,  but for a fixed velocity vehicle, eg ramjet or rocket powered missile, a con-di nozzle of 
fixed area ratio is universally adopted. 
 
3-9 Fig 3 Convergent-divergent Nozzle 
 
Throat Area
Exit Area
Pe
Supersonic
Exhaust 
Velocity
Pa
 
 
Variable Geometry Nozzles 
 
7.  The  need  for  variable  geometry  (VG)  was  briefly  mentioned  in  the  previous  paragraph  in 
connection  with  operation  over  a  range  of  speeds.    Variable  geometry  is  required  with  purely 
convergent nozzles for the following reasons: 
 
a.  Afterburner Operation.  When afterburning is used the expansion of  gases in the jet pipe 
will  cause  a  rise  in  static  pressure,  upsetting  the  turbine    pressure    ratio,  thus  causing  a 
slowing down, and possible surge, of the compressor.  To prevent this happening, a VG nozzle 
is fitted which is opened as the afterburner is lit.  Reheat fuel flow and nozzle position are then 
linked by a control system which maintains a constant turbine pressure ratio. 
 
b.  Noise Reduction If the final nozzle area is reduced, turbine pressure ratio will be reduced 
and the LP compressor speed will fall.  On high by-pass ratio engines, where much of the engine 
noise  is  associated  with  the  LP  fan,  this  technique  is  used  to  achieve  noise  reduction  on  the 
approach. 
 
c.  Taxiing.  On some aircraft, even with the engines at idle, the thrust produced  requires the 
pilot continually to apply the brakes to reduce taxi speed.  To reduce brake wear, the nozzle can 
be opened to a maximum value to reduce the thrust produced by the engine for taxiing. 
 
d.  Surge  Control.    Varying  the  nozzle  area  allows  the  compressor  pressure  ratio  to  be 
controlled to avoid surge (see Volume 3, Chapter 6) when afterburning is used. 
 
8.  The  VG  Convergent  Nozzle  for  Afterburning.    Convergent  nozzles    for  engines  fitted  with 
afterburners operate as an adjustable diaphragm which allows full area variation without leakage or 
loss of circularity.  In Fig 4 the nozzle consists of 20 master flaps with cam roller tracks and 20 sealing 
flaps.    The  nozzle  is  positioned  by  the  fore  and  aft  movement  of  an  actuating  sleeve  operated  by 
rams; 20 nozzle operating rollers are bracketed to the inside of the actuating sleeve.  The rams may 
be actuated by engine oil, aircraft fuel, or by compressor bleed air. 
Revised May 10   
Page 4 of 6 

AP3456 - 3-9 - Exhaust Systems 
 
3-9 Fig 4 A VG Exhaust Nozzle 
 
Nozzle
Operating
Rams
Afterburner
Jet Pipe
Actuating Sleeve
Interlocking Flaps  
9.  The  VG  Convergent-divergent  Nozzle.    A  VG  con-di  nozzle  consists  of  two  variable  nozzles, 
primary and secondary (Fig 5), the construction and operation of which is similar to that described in para 
8. 
 
3-9 Fig 5 VG Convergent-divergent Nozzle 
 
Secondary
Nozzle
Exhaust
Velocity
Primary
Nozzle
 
 
The  nozzle  can  use  a  single  actuating  system  where  only  the  primary  nozzle  is  controlled,  the 
secondary nozzle being altered by a fixed linkage system (see Fig 6), or fully independent control of 
both primary and secondary nozzles.  The latter system requires a far more complex control system 
but can deliver good nozzle performance over a wide range of operating conditions. 
 
3-9 Fig 6 Con-di Nozzle Operation (Fixed Link) 
 
Actuation
Nozzle Secondary
Open
Ring
Cavity
Nozzle Link
Position
Actuator
Outer
Fairing
Closed
Tailpipe
Rollers
Position
Tailpipe
Primary
Liner
Nozzle
Secondary
Cam
Primary
Nozzle
Nozzle
 
Revised May 10   
Page 5 of 6 

AP3456 - 3-9 - Exhaust Systems 
 
10.  Thrust Vectoring Nozzle.  With the VG nozzles previously described, the thrust line has been 
maintained  through  the  centre-line  of  the  engine.    With  thrust  vectoring,  a  further  operation  of  the 
nozzle system may be included which will allow the thrust line to be altered to a pitch angle of up to 
20º from the centre-line in any direction.  Thrust vectoring will enhance the performance of the aircraft, 
allowing STOL operation, high AOA, and improved manoeuvrability. 
 
3-9 Fig 7 Thrust Vectoring Nozzle 
 
Zero (0)
Vector
20 Degrees
Vector
 
 
11.  Nozzle  Control.    On  many  aircraft,  only  the  primary  (convergent)  nozzle  position  is  closely 
controlled,  even  when  a  con-di  nozzle  is  fitted.    Such  control  is  associated  with  the  afterburning 
system, and is discussed in detail in Volume 3, Chapter 10. Where secondary nozzle position needs 
to  be  closely  controlled,  then  the  control  system  must  vary  nozzle  position  either  with  flight  Mach 
number according to a pre-programmed relationship, or under manual control by the pilot.  Control of 
the thrust vectoring nozzle will require the integration of the flight and engine control systems. 
Revised May 10   
Page 6 of 6 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
CHAPTER 10 - THRUST AUGMENTATION 
 
Contents  
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
Afterburning ............................................................................................................................................. 2 
Principles of Afterburning ........................................................................................................................ 2 
Afterburner Components ......................................................................................................................... 5 
Afterburner Ignition Systems ................................................................................................................... 7 
Afterburner Control.................................................................................................................................. 8 
Choice of Ignition and Control Systems ................................................................................................ 10 
Water Injection....................................................................................................................................... 11 
 
Table of Figures 
 
3-10 Fig 1 Static Thrust Increase and Temperature Ratio...................................................................... 3 
3-10 Fig 2 Effects of Altitude and Forward Speed on Augmented Thrust .............................................. 3 
3-10 Fig 3 Typical Performance Characteristic Curves for an Afterburning Engine ............................... 4 
3-10 Fig 4 SFC Variations with Altitude and Mach Number.................................................................... 4 
3-10 Fig 5 Jet Pipe and Propelling Nozzle .............................................................................................. 6 
3-10 Fig 6 Diffuser and Jet Pipe.............................................................................................................. 6 
3-10 Fig 7 Variable Nozzle Actuating Mechanism .................................................................................. 7 
3-10 Fig 8 Afterburner Ignition System.................................................................................................... 8 
3-10 Fig 9 Simplified Nozzle Led Afterburner System (Electronic Control) ............................................ 9 
3-10 Fig 10 Simplified Fuel Flow Led Afterburner System (Mechanical).............................................. 10 
3-10 Fig 11 Turbofan Thrust Restoration by Water Injection................................................................ 11 
3-10 Fig 12 A Typical Combustion Chamber Water Injection System.................................................. 12 
 
Tables 
 
Table 1 Comparison Between Possible High Thrust Sources ................................................................ 2 
Table 2 Comparison between Afterburning Turbojet and Turbofan Engines.......................................... 5 
 
Introduction 

 
1.  There are occasions when the maximum thrust from a basic gas turbine engine is inadequate, and 
some  method  of  increasing  the  available  thrust  is  required  without  resorting  to  a  larger  engine  with  its 
associated penalties of increased frontal area, weight and fuel consumption. 
 
2.  There are two recognized methods of augmenting thrust 
 
a.  Afterburning  (or  reheat)  to  boost  the  thrust  at  various  altitudes  thus  increasing  aircraft 
performance.    This  is  limited  to  short  periods  only,  such  as  combat  or  take-off,  due  to  the 
increased fuel consumption. 
 
b.  Water  or  water/methanol  injection  to  restore,  or  even  boost,  the  thrust  from  a  gas  turbine 
operating from hot or high altitude airfields.  This method is now normal y limited to turboprop 
powered transport aircraft. 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 1 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
Afterburning 
 
3.  Afterburning or reheat is the common method of augmenting the thrust from a gas turbine engine.  
Within the engine the combustion chamber temperature rise is limited by the temperature limitations of the 
turbine blade material.  This limits the fuel-air ratio of the gas generator (ie the 'core' of the engine) to about 
1:5 and only 30% of the air is burned.  Afterburning, by mixing and burning fuel with this surplus air after 
the turbine, will accelerate the gases again and provide an increase to the basic thrust. 
 
4.  Comparison  with  Non-afterburning  System.    Afterburning  is  the  most  direct  method  of 
increasing thrust, but increases the fuel flow substantially and therefore is normally used only for short 
periods.  If more thrust is required for longer periods, a larger engine may be needed, but considered 
solely for take-off, climb or combat, afterburning is a better proposition since a larger engine would 
operate for the majority of its life in a low thrust, throttled condition, giving high SFC with drag and 
weight penalties.  Comparisons are made between adopting a large engine with no afterburning and a 
small engine with an afterburner facility in Table 1. 
 
Table 1 Comparison Between Possible High Thrust Sources 
 
Condition 
Large Engine(No Reheat) 
Small Engine(Reheat Facility) 
Take-off, climb, combat. 
Low  SFC,  increased  airflow  and 
momentum drag. 
Reheat on, high SFC, same airflow. 
Normal cruise. 
Throttled, high SFC, low 
Reheat off, low SFC, high 
thrust/weight ratio, large frontal area.  thrust/weight ratio, small frontal area. 
 
Principles of Afterburning 
 
5.  Thrust Production.  As stated in Volume 3, Chapter 9, when the engine is operating under its 
design condition the propelling nozzle is choked, therefore to increase thrust the gas flow temperature 
needs  to  be  increased.    Typical y,  the  gas  temperature  without  afterburning  (dry)  may  be  923  K, 
whilst that for afterburning (wet) may be 1810 K.  Taking the thrust levels at sea level static (SLS) 
for both wet and dry engine conditions, the thrust increase can be expressed by the following: 
 
Sea
(wet)
 thrust 
static
 
level
 
V (wet)
je

Sea
(dry)
 thrust 
static
 
level
 
V (dry)
je
 
T (wet)
je
 T (dry)
je
 
 
 
 
 
 
 
 
Where Vje = Exit gas velocity 
 
 
 
 
 
 
 
 
    Tje = Exit gas Temperature 
 
As Vje is proportional to the square root of Tje the thrust increase ratio can be expressed in terms of 
the temperature increase ratio.  Thus: 
 
T (wet)
je
1810

T (dry)
923
je

 
96
.
1
 4
.
1
 
Thus, a 96% increase in temperature gives a 40% increase in static thrust.  Fig 1 shows the thrust 
increase with temperature ratio. 
Revised May 10   
Page 2 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
3-10 Fig 1 Static Thrust Increase and Temperature Ratio 
 
80
60
crease
40
Thrust In

0 1.0 1.4 1.8 2.2 2.6 3.0
Temperature Ratio
 
 
Augmented thrust varies in a similar way to dry thrust with increasing altitude and increasing forward 
speed (Fig 2). 
 
6.  Variation  of  Nozzle  Area.    If  it  is  assumed  that  an  engine  is  operated  initially  without  the 
afterburner, then at ful  throttle conditions the nozzle will be choked.  Fig 3 shows typical thrust/rpm 
and compressor characteristic curves for the engine.  When afterburning is applied, the augmented 
thrust  will  occur  at  100%  rpm;  therefore,  on  the  compressor  characteristics,  the  augmented  thrust 
should also lie on the 100% rpm line.  In Fig 3b, position 'X' represents the operating point for 100% 
rpm operation without afterburning.  When afterburning is applied without increasing the nozzle area, 
the pressure ratio across the compressor will increase, and the mass flow rate will decrease along the 
constant rpm line to produce operating point 'Y', which is in the surge region.  This is unacceptable 
and,  for  optimum  conditions,  the  increased  pressure  ratio  (caused  by  the  gas  volume  increase)  is 
prevented by opening the nozzle to maintain a constant total pressure in the jet pipe.  Under these 
conditions, the operating point for reheat operation will remain at point 'X'.  In practice, the nozzle is 
operated to maintain a constant, pre-set pressure ratio across the turbine. 
 
3-10 Fig 2 Effects of Altitude and Forward Speed on Augmented Thrust 
 
b  Effect of Speed
200
100% rpm
with Reheat
190
a  Effect of Altitude
180
220
Reheat On
170
Aircraft Speed
200
600 kt
160
ax
180
ax
150
100% rpm Dry
160
Altitude - 12,000 ft
140
140
97% rpm
130
120
95% rpm
Reheat Of
100
120
ea Level Static M 80
 of Sea Level Static M 110
90% rpm
 of S
Tropopause
60
100
40
90
20
Thrust - %
 Thrust - %
80
10
20
30
40
50
60
70
Altitude (1,000 ft)
60
150
300
450
600
750
900
TAS (kt)
 
Revised May 10   
Page 3 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
3-10 Fig 3 Typical Performance Characteristic Curves for an Afterburning Engine 
 
a
b
Max
Stal Line
Y
atio
Operating
Line
X
Thrust
Pressure R
100% rpm
95%
90%
Idle
100%
rpm
Air Mass Flow
 
 
As  nozzle  exit  temperature  rises  during  afterburning,  so  also  must  the  nozzle  exit  area  increase  to 
maintain a nozzle pressure such that the turbine pressure ratio is constant.  A further consideration for 
multi-spool  bypass  engines  incorporating  afterburning  is  the  backpressure  felt  by  the  LP  fan  or 
compressor  down  the  bypass  duct.    This  can  cause  the  compressor  or  fan  speed  to  change 
independently of the core engine and can be recovered to its max dry level by adjusting the fuel flow 
to the afterburner whilst maintaining a set nozzle area. 
 
7.  Specific  Fuel  Consumption.    Afterburning  increases  SFC  because  the  temperature  rise 
increases the velocity of the jet efflux (Vj), reducing propulsive efficiency (see Volume 3, Chapter 4).  
Assuming a SFC without afterburning of 158 kg/hr/kN at sea level and a speed of Mach 0.9 as shown 
in Fig 4, then with 50% afterburning, under the same conditions of flight, the SFC rises to approx 280 
kg/hr/kN.  With an increase in height to 35000 ft, this latter figure falls to about 234 kg/hr/kN due to the 
reduced intake temperature.  However, if the effect of afterburning on SFC in relation to the improved 
performance achieved is considered, then clearly the additional fuel consumed may be excessive, e.g. 
during climb to interception.  From Fig 4 it can also be seen that afterburning performance improves 
as  flight  Mach  No  increases  (at  either  altitude),  i.e.  the  ratio  of  augmented  SFC  to  normal  SFC 
decreases.  At high Mach No (M2.5 plus), afterburning becomes a reasonably efficient system. 
 
3-10 Fig 4 SFC Variations with Altitude and Mach Number 
 
356
Reheat
305
Sea Level
tion 254
35,000 ft
nsump
 Co 203
Sea Level
cific Fuel 152
Spe
35,000 ft
Normal
107
50
0
0.5
1.0
1.5
2.0
Mach Number
 
 
Revised May 10   
Page 4 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
8.  Turbofan Afterburning.  Afterburning of a turbofan can be accomplished by: 
 
a.  Gas  Generator  Afterburning.    Gas  generator  afterburning  is  where  only  the  hot  gas 
generator stream is reheated. 
 
b.  Mixed  Stream  Afterburning.    Mixed  stream  afterburning  is  where  both  streams  are 
reheated in a common afterburner after mixing.  In this case, an additional constraint is placed on 
the engine cycle, since the pressure of the two streams during mixing should be about equal to 
avoid mixing pressure losses. 
 
c.  Hot and Cold Stream Afterburning.  Hot and cold stream afterburning is where the two 
streams  are  reheated  separately  then  mixed.    In  this  method,  the  fuel  flow  is  scheduled 
separately  to  the  two  gas  streams,  however,  there  is  interconnection  between  the  flame 
stabilizers in the two streams to assist combustion in the cold by-pass air. 
 
The turbofan with afterburning offers significant advantages over the turbojet.  In addition to improved 
cruise SFC, which makes the turbofan acceptable for subsonic applications, the turbofan also offers 
impressive  augmentation  ratios,  up  to  80%,  with  afterburning.    This  performance  is  attractive  for 
supersonic  applications,  or  for  aircraft  which  combine  subsonic  cruise  speed  with  very  high-speed 
combat characteristics.  The high augmentation ratios are achieved because the afterburner receives 
pure air as well as the products of combustion from the main burner.  This means that more oxygen is 
available,  thus  more  fuel  can  be  added  in  the  afterburner  of  a  turbofan  than  in  a  turbojet  before 
stoichiometric mixture ratios are attained (this is when the correct balance between the amount of fuel 
provided and the amount of oxygen supplied is reached).  Table 2 compares the performance of a 
turbojet with afterburning with that of a turbofan with afterburning. 
 
Table 2 Comparison between Afterburning Turbojet and Turbofan Engines 
 
Performance Characteristics 
Turbojet 
Turbofan 
Maximum dry weight of engine 
1379 kg 
1497 kg 
Maximum dry weight of afterburner jet pipe 
408 kg 
290 kg 
Maximum thrust, dry (SLS ISA) 
55 kN (5606 kg) 
55 kN (5606 kg) 
SFC dry, at maximum thrust 
86 kg/hr/kN 
64 kg/hr/kN 
Maximum thrust, wet (SLS ISA) 
72 kN (7339 kg) 
93 kN (9123 kg) 
SFC wet, at maximum thrust 
203 kg/hr/kN 
193 kg/hr/kN 
Power to weight ratio (after burning) 
4.1:1 
5.1:1 
By-pass ratio 
nil 
0.7:1 
 
Afterburner Components 
 
9.  Jet  Pipe  and  Propelling  Nozzle.    Fig  5  presents  a  cutaway  drawing  of  a  typical  jet  pipe  and 
propelling  nozzle.    The  afterburner  meets  the  basic  requirements  of  the  normal  combustion  chamber.  
First, the air discharging from the turbine must be slowed down to a low velocity so that combustion can be 
stabilized. 
 
 
Revised May 10   
Page 5 of 12 


AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
3-10 Fig 5 Jet Pipe and Propelling Nozzle 
 
 
 
To  decrease  the  air  velocity  adequately,  a  diffuser  section  is  placed  between  the  turbine  and  burner 
section (Fig 6). 
 
3-10 Fig 6 Diffuser and Jet Pipe 
 
By-pass Air Flow
Diffuser
Cooling Flow
Nozzle Operating Sleeve
Fuel
Reburnt
Gases
Flame
Afterburner
Holders
Jet Pipe
Variable Propel ing Nozzle  
 
10.  Burner System.  The burner system consists of circular fuel manifolds supported by struts inside 
the jet pipe.  Fuel is supplied to the manifold by feed pipes in the support struts, sprayed from holes in 
the  downstream  edge  of  the  manifolds  into  the  flame  area,  and  ignited  by  the  afterburner  ignition 
system.    To  maintain  a  flame  after  ignition,  the  afterburner  requires  the  equivalent  of  the  primary 
combustion zone in the normal burner.  This is accomplished by a series of flame holders which, in the 
example shown in Fig 6, are 'V' shaped vapour gutters mounted concentrically about the longitudinal 
axis of the burner.  Radially mounted mixing chutes may also be used, but the principle of design is 
the same for any type, namely to produce a stable combustion zone, at the same time producing as 
little drag as possible on the gas flow past the holders.  These requirements, however, are in direct 
conflict with each other, consequently, attention must be given to both items, especially to minimize 
flame holder drag since this produces a gas pressure loss with consequent loss in thrust.  The internal 
Revised May 10   
Page 6 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
drag penalty is also important when the engine is operated with the afterburner off, with thrust and 
SFC penalized from 2.5% to 5% by the pressure losses in the afterburner. 
 
11.  Construction.    The  afterburner  jet  pipe  is  made  from  heat  resisting  nickel  alloy  and  requires 
more insulation than the normal jet pipe to prevent the heat of combustion being transferred to the 
aircraft structure.  The jet pipe may be of double skin construction with the outer skin carrying the flight 
loads and the inner skin the thermal stresses.  Provision is also made for expansion and contraction 
and to prevent gas leaks at the jet pipe joints.  The inner skin or heatshield comprises a number of 
bands linked by cooling corrugations to form a single skin, the rear of which is formed by a series of 
overlapping tiles riveted to the surrounding skin to form a double section.  This arrangement provides 
improved cooling over the hotter region at the rear of the burning section.  This method of cooling is 
further improved in bypass engines as relatively cool bypass air is used.  Insulation blankets are also 
wrapped around the outer shell to provide additional protection to heat transfer.  A heatshield of similar 
material to the jet pipe can be fitted to the inner wall to improve cooling at the rear of the burner section 
by allowing a further airflow boundary between the combustion flame and the jet pipe wall (Fig 5).  This 
shield also prevents combustion instability from creating excessive noise and vibration (howl). 
 
12.  Variable Nozzle.  The final requirement of an afterburner is its need for a variable exit nozzle and 
a fully variable area nozzle is used although, on earlier systems, a simpler two-position nozzle was 
sometimes employed.  The variable area nozzle shown in Fig 5 consists of eight master flaps with 
cam-type  roller  tracks  and  eight  sealing  flaps  (Fig  7).    The  nozzle  is  positioned  by  fore  and  aft 
movement of an actuating ring operated by four nozzle operating rams.  Eight nozzle operating rollers 
are bracketed to the inside of the actuating ring When the actuating ring is moved rearwards by the 
operating rams, the nozzle is opened to the large area position by the gas loading on the nozzle flaps 
and the small rollers acting on the underside of the master flap cam tracks.  Forward movement of the 
actuating ring closes the nozzle to the small area position. 
 
3-10 Fig 7 Variable Nozzle Actuating Mechanism 
 
Roller Bearing
Section Through Master Flap
 
 
Afterburner Ignition Systems 
 
13.  The three most common types of reheat ignition system are shown in Fig 8 and are: 
 
a.  Spark Ignition.  This type of ignition functions in a similar way to normal combustion chamber 
igniters.    Light  up  is  initiated  by  a  pilot  fuel  supply,  and  an  igniter  plug.    A  tapping  from  the  main 
afterburner flow supplies fuel for the pilot burner.  The burner sprays fuel into a region of low velocity 
inside a cone forming part of the afterburner assembly.  The igniter plug is of the spark gap type and 
projects into the cone adjacent to the pilot burner.  When afterburning is selected, the ignition system 
is energized via a time switch.  This switch will cut out the ignition system after a predetermined time. 
 
b.  Hot-shot Ignition.  The hot-shot ignition system is operated by one or two fuel injectors, one 
spraying fuel into the combustion chamber, whilst a second, if fitted, sprays fuel into the exhaust unit.  
The streak of flame initiated in the combustion chamber increases in volume progressively as it flows 
into the afterburner where it ignites the fuel/air mixture.  The turbine blades are not overheated by the 
hot streak because of its relatively low energy content, and, since a portion of the fuel vapourizes in 
the fuel stream, some cooling is provided; furthermore, the hot streak is operated only briefly. 
 
Revised May 10   
Page 7 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
c.  Catalytic Ignition.  The catalytic igniter consists of a Platinum/Rhodium element fitted into a 
housing secured to the burner.  The housing contains a venturi tube, the mouth of which is open 
to  the  main  gas  stream  from  the  turbines.    Fuel  is  fed  into  the  throat  and  a  fuel/air  mixture  is 
sprayed on to the element of the igniter.  Chemical reaction lowers the flash point of the mixture 
sufficiently for spontaneous ignition to take place. 
 
3-10 Fig 8 Afterburner Ignition System 
 
Catalytic Ignition
Spark Ignition
Fuel Feed
Ignition
Fuel Feed
Unit
Igniter
Burner
Igniter
Hot-shot Ignition
Fuel Feed
Hot-shot
Unit
Combustion Chamber
 
 
Afterburner Control 
 
14.  The fuel flow and propelling nozzle area must be coordinated for satisfactory operation of the 
afterburner.  These functions can be related either by making the fuel flow dependent on the nozzle 
area, or vice versa. 
 
15.  Pilot Control of Nozzle Area.  Coordination is achieved physically by placing the nozzle area 
under the control of the pilot and subordinating fuel flow control to a pressure sensitive device which 
responds  to  variations  in  exhaust  gas  pressure  or,  in  the  case  of  electronic  engine  control,  a 
predetermined  fuel  flow/nozzle  area  relationship.    Thus,  when  the  nozzle  area  is  increased, 
afterburner fuel flow increases proportionately and vice versa.  The fuel flow, whether in a mechanical 
or electronic system, is adjusted to maintain a constant pressure ratio across the turbine ensuring that 
the  engine  is  unaffected  by  afterburning  regardless  of  nozzle  area  or  fuel  flow.    Nozzle  control  is 
effected through the pilot’s throttle lever as a continuation of throttle movement beyond the maximum 
rpm position.  Thus, the afterburning operation is an extension of the principle that thrust increases as 
the throttle is moved forward.  As large fuel flows are required for afterburning, an additional fuel pump 
is  necessary.    This  pump  may  be  of  the  centrifugal  flow  or  the  gear  type  and  is  energized 
automatically when afterburning is selected.  The system is fully automatic and incorporates fail-safe 
features  to  provide  for  afterburning  malfunction.    An  example  of  this  type  of  system  is  shown 
diagrammatically in Fig 9. 
Revised May 10   
Page 8 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
 
3-10 Fig 9 Simplified Nozzle Led Afterburner System (Electronic Control) 
 
Afterburner Fuel
Control Unit
Pilot’s
Nozzle Area/Fuel Flow
Nozzle Area
Lever
Relationship
Feed Back
Transducer
Nozzle Area
Control
Turbine Pressure
Ratio Transducer
Engine and Environment Control Input
HP Compressor
Turbine Exit
ie Intake Temperature; Intake Pressure;
Pressure
Pressure
HP Compressor Speed,  etc
 
 
16.  Pilot  Control  of  Fuel  Flow.    With  this  type  of  system,  the  pressure  ratio  control  unit  (PRCU) 
monitors the pressure drop across the turbine by sensing the HP compressor/turbine exit pressure ratio.  
When the pilot initiates afterburning, the sudden rise in jet pipe pressure alters the pressure ratio.  This 
change is sensed by the PRCU which in turn signals the afterburner control system to increase the nozzle 
area.  As the nozzle area increases, the pressure ratio returns to its normal value, and the PRCU signals 
the control system to halt the nozzle movement and maintain this new area.  When afterburning is reduced 
or cancelled, the nozzle area is decreased to maintain the pressure ratio.  A schematic diagram of this 
system is shown in Fig 10. 
Revised May 10   
Page 9 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
 
3-10 Fig 10 Simplified Fuel Flow Led Afterburner System (Mechanical) 
 
 
 
17.  Control Variations.  Although afterburning is usually operated with the core engine running at its 
max  dry  condition,  there  are  engines  which  are  designed  to  operate  afterburning  outside  of  these 
conditions.    One  system  is  termed  'part  throttle  afterburning'.    This  allows  afterburning  to  be  used 
below the max dry condition and is usually invoked to increase thrust over a wider range of throttle 
settings  when  twin-engine  aircraft  suffer  a  single  engine  failure.    Another  system  is  when  the  core 
engine  can  be  increased  above  its  normal  max  dry  setting  to  increase  overal   thrust  during 
afterburning.    This  system  can  be  termed  'combat'  and  allows  the  core  engine  temperature  to  be 
increased for short periods of time. 
 
Choice of Ignition and Control Systems 
 
18.  The  choice  between  the  three  afterburner  ignition  systems  rests  to  some  degree  on  the  relative 
importance of fast ignition against reliability.  Spark and hot-shot methods require control systems that 
inevitably are less reliable than the catalyst method which has no control system other than a fuel feed to 
the catalyst.  The catalyst method, however, is considerably slower than the hot shot or spark ignition 
method and its effectiveness depends on the mass flow through the igniter. 
 
19.  The choice between the nozzle area controlling the fuel flow or vice versa, depends on response 
time  and  the  assessed  relative  importance  of  a  temporary  loss  in  thrust  that  is  inevitable  when 
selecting afterburning with the fuel flow following nozzle area, however, with electronic control this has 
been overcome.  The alternative sequence is where a rise in gas pressure in the jet pipe occurs when 
the afterburner has lit but the nozzle area has not yet had time to increase.  A rise in pressure in the 
jet pipe can have an undesirable influence not only on the turbine but also, in the case of a by-pass 
engine, on the LP compressor as well. 
Revised May 10   
Page 10 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
Water Injection 
 
20.  As the thrust from a gas turbine depends on the mass flow of air passing through it, a reduction in 
the density of the air will produce a corresponding drop in the available thrust.  As density decreases 
with increasing altitude and with increasing temperature, the thrust available for take-off will decrease 
at hot, or high, airfields.  Thrust under these conditions can be restored, or even boosted by as much 
as 30%, for take-off by the use of water injection to increase density of the airflow (Fig 11). 
 
3-10 Fig 11 Turbofan Thrust Restoration by Water Injection 
 
110
Thrust Control ed
by Power Limiter
With Water Injection
100
Without Water Injection
90
 Static Thrust
ax
 M
% 80
70-30
-10
10
30
50
Air Temperature ( C)
 
 
 
Methanol is sometimes mixed with the water to act as antifreeze where it also provides an additional source 
of fuel.  On axial flow turbofans, the water/methanol mixture is usually injected directly into the combustion 
chamber (Fig 12).  The mass flow through the turbine is thus increased relative to the compressor, giving a 
smaller turbine pressure and temperature drop, an increase in jet pipe pressure, and therefore, an increase 
in thrust.  The burning of the methanol restores the reduced turbine entry temperature. 
 
Revised May 10   
Page 11 of 12 

AP3456 - 3-10 - Thrust Augmentation 
 3-10 Fig 12 A Typical Combustion Chamber Water Injection System 
 
 
WATER FLOW
Water
SENSING UNIT
Drain
Shut-off Valve
Valve
H.P
Air Inlet Restrictor
Compressor
Air
Air-cooling
Oil Tank
Water Flow
Non-Return
Vent
Valve
Microswitches
Drain
Non-return and
Water Sensing Valve
FROM WATER
TANK
To Fuel Flow
Regulator
Vent
Exhaust
Bearing
Restrictor
Cooling
Metering
Water
TURBINE PUMP
Piston
Flow
Drain
System Drain
Fuel Spray
Valve
Valve
Nozzle
LP Water
HP Water
Cooling Water
HP Air
Oil
Water Jets
 
Revised May 10   
Page 12 of 12 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
CHAPTER 11 - ENGINE CONTROL AND FUEL SYSTEMS 
 
Contents 
Page 
 
ENGINE CONTROL SYSTEM REQUIREMENTS .................................................................................. 2 
Introduction.............................................................................................................................................. 2 
General Requirements ............................................................................................................................ 3 
HYDRO-MECHANICAL AND CASC MECHANICAL FUEL CONTROL ................................................. 4 
System Layout and Control Principle ...................................................................................................... 4 
The High Pressure Pump ........................................................................................................................ 4 
Hydro-mechanical Control Units.............................................................................................................. 5 
Engine Protection Devices .................................................................................................................... 10 
Complete System Diagrams.................................................................................................................. 11 
CASC Mechanical Fuel System ............................................................................................................ 13 
ELECTRONIC FUEL CONTROL .......................................................................................................... 15 
Introduction............................................................................................................................................ 15 
System Layout and Control Principle .................................................................................................... 16 
Engine Control....................................................................................................................................... 18 
 
Table of Figures 
 
3-11 Fig 1 Variation of Thrust with RPM ................................................................................................. 2 
3-11 Fig 2 Ideal Thrust/Throttle Angle Relationship................................................................................ 2 
3-11 Fig 3 Engine HP Fuel System ......................................................................................................... 4 
3-11 Fig 4 Camplate Angle Control ......................................................................................................... 5 
3-11 Fig 5 Gear Type Pump.................................................................................................................... 5 
3-11 Fig 6 Half-ball Valve Operation ....................................................................................................... 6 
3-11 Fig 7 Kinetic Valve Operation.......................................................................................................... 6 
3-11 Fig 8 Simple Flow Control ............................................................................................................... 7 
3-11 Fig 9 Proportional Flow Control Unit ............................................................................................... 8 
3-11 Fig 10 Flow Type Acceleration Control Unit.................................................................................... 9 
3-11 Fig 11 Air Switch ............................................................................................................................. 9 
3-11 Fig 12 Dashpot Throttle................................................................................................................. 10 
3-11 Fig 13 Top Temperature Limiter.................................................................................................... 10 
3-11 Fig 14 Power Limiter ..................................................................................................................... 11 
3-11 Fig 15 Overspeed Governor.......................................................................................................... 11 
3-11 Fig 16 Pressure Control System ................................................................................................... 12 
3-11 Fig 17 Proportional Flow Control System...................................................................................... 13 
3-11 Fig 18 Combined Acceleration and Speed Control System.......................................................... 14 
3-11 Fig 19 Simplified Layout of Electronic Engine Control System..................................................... 15 
3-11 Fig 20 Variable Metering Orifice and Pressure Drop Control Unit ................................................ 16 
3-11 Fig 21 Opening and Closing Sequence of Fuel Shut-off Cock ..................................................... 17 
3-11 Fig 22 Fuel Flow Regulator ........................................................................................................... 18 
3-11 Fig 23 Engine Throttle Control ...................................................................................................... 19 
3-11 Fig 24 Acceleration Control........................................................................................................... 19 
3-11 Fig 25 Emergency Compressor Overspeed Control..................................................................... 20 
3-11 Fig 26 Schematic Diagram of EECU............................................................................................. 20 
 
Revised May 10   
Page 1 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
Table 
 
Table 1 Key to Abbreviations and Symbols........................................................................................... 21 
 
ENGINE CONTROL SYSTEM REQUIREMENTS 
 
Introduction 
 
1.  The thrust of a gas turbine engine is controlled by varying the fuel flow by means of a throttle control 
lever.  In practice, it is difficult to measure thrust directly and so a related parameter called the 'Controlled 
Variable' is used to represent it.  The controlled variable normally used is engine percentage rpm, and the 
relationship between thrust and engine rpm is shown in Fig 1. 
 
3-11 Fig 1 Variation of Thrust with RPM 
 
t
Thrus
rpm
 
 
In practice, this relationship allows the design of an ideal linear variation of throttle angle with thrust, so that 
50% throttle gives 50% thrust (Fig 2). 
 
3-11 Fig 2 Ideal Thrust/Throttle Angle Relationship 
 
st
ru
Th
Throttle Angle
 
 
In order to achieve and maintain the required thrust over a wide range of operating conditions, without 
exceeding engine operating limitations, an automatic fuel control system is used.  A key to abbreviations is 
given in Table 1 at the end of the Chapter. 
 
Revised May 10   
Page 2 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
General Requirements 
 
2.  The  pilot  requires  a  system  which  will  maintain  the  engine  rpm  constant  at  a  selected  value 
irrespective of aircraft altitude, attitude, or speed.  He must be able to change the selected rpm at will, 
and  during  changes  the  engine  must  accelerate  or  decelerate  without  exceeding  its  operating 
limitations.  In summary, the system must: 
 
a.  Give overriding rpm control to the pilot. 
 
b.  Automatically  meter  fuel  to  keep  rpm  constant  at  selected  value  irrespective  of  ambient 
conditions. 
 
c.  Protect against surge, overtemperature and rich extinction during acceleration. 
 
d.  Protect against weak extinction during deceleration. 
 
e.  Protect against mechanical overloading eg overspeeding, overpressure. 
 
f.  Increase  the  idle  rpm  with  altitude  to  maintain  combustion  chamber  pressure  and  prevent 
flame out. 
 
g.  Provide easy starting. 
 
3.  Choice of Control System.  Fuel control systems fall into two main groupings: 
 
a.  Open Loop Control in which fuel flow is scheduled to give a constant rpm for a given throttle 
position.  There is no feedback, apart from the pilot watching his rpm gauge, and such systems 
are therefore subject to drift with changing forward speed and altitude.  Most hydro-mechanical 
fuel systems fall into this category. 
 
b.  Closed  Loop  Control  in  which  the  control  variable  is  measured,  compared  with  a  desired 
value as set by the pilot and any error used to adjust the fuel flow.  The combined acceleration 
and speed control (CASC) and electronic fuel systems are examples of closed loop control. 
Revised May 10   
Page 3 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
HYDRO-MECHANICAL AND CASC MECHANICAL FUEL CONTROL 
 
System Layout and Control Principle 
 
4.  The fuel supply is divided into 2 systems: 
 
a.  Low Pressure (LP) System.  A LP system is provided to supply fuel from the tanks to the 
high-pressure pump at a suitable pressure, temperature, and rate of flow.  The LP pump prevents 
vapour locking and cavitation of the fuel and a heater prevents ice crystals forming.  A fuel filter is 
always used in the system and, in some instances, the fuel is passed through a cooler to cool the 
engine oil.  The LP system is described in more detail in Volume 4, Chapter 10. 
 
b.  High Pressure (HP) System.  The engine mounted high-pressure fuel system consists of 
two main parts: the HP fuel pump and the fuel control unit (FCU) (Fig 3).  The HP pump takes fuel 
from  the  LP  aircraft  fuel  system  and  raises  its  pressure  sufficiently  to  ensure  efficient  burner 
operation.  The FCU includes the throttle valve (a variable area orifice by which the pilot sets his 
required thrust level), and the major automatic controlling devices (barometric and acceleration 
controls along with the engine protection devices). 
 
3-11 Fig 3 Engine HP Fuel System 
 
Input
from
Pilot
Low
High
Fuel
Pressure
Pressure
Throttle
Control
To
Fuel
Pump
Valve
Unit
Burners
 
 
5.  Barometric Control.  The function of the barometric control is to alter fuel flow automatically as the 
airflow changes due to altitude and forward speed, by sensing variations in the intake total air pressure and 
thus maintaining constant rpm at any fixed throttle setting. 
 
6.  Acceleration Control.  If the pilot slams open his throttle, fuel flow will increase rapidly.  Because 
of the high inertia of the rotating spool, there will be no immediate increase in engine speed or airflow, 
and a back pressure will be created causing the compressor to surge.  The acceleration control unit 
(ACU) controls the fuel flow providing surge-free acceleration. 
 
7.  Protection Devices.  Automatic safety devices are built into the FCU to protect the engine; these 
are discussed in para 15. 
 
8.  Control Principle.  The hydro-mechanical control system uses the fuel itself as a hydraulic fluid 
to operate the various controlling devices, whilst the combined acceleration and speed control system 
uses mechanical rather than hydro-mechanical control methods. 
 
The High Pressure Pump 
 
9.  The  HP  fuel  pump  receives  fuel  at  about  350  kPa  from  the  aircraft  fuel  system  and  raises  its 
pressure to a level at which efficient burner operation is possible.  Engines that use atomizers require 
higher fuel pressure than those employing vaporizers.  There are two types of HP fuel pump in general 
use on gas turbines: the piston-type variable stroke Lucas pump, and the gear-type pump. 
Revised May 10   
Page 4 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
10.  The Lucas Pump.  The Ifield variable-stroke pump, originally designed as a hydraulic pump, is 
generally known as the Lucas pump and although it has been fitted on gas turbines since early days, it 
is  still  in  widespread  use.    Although  a  heavy,  rather  complex  unit  it  is  capable  of  very  high  output 
pressures (up to 14 MPa), and the output flow can be varied by altering the pump stroke.  The pump 
has a gearbox driven rotor which has seven cylinders, each containing a piston which is spring-loaded 
outwards against a non-rotating camplate.  The camplate angle relative to the rotor axis can be altered 
by varying the servo piston (see Fig 4) which in turn is controlled by the engine fuel control unit (FCU).  
Variation of this angle regulates the 'stroke' of the pistons as the rotor is turned, and a pumping action 
takes place as the pistons rotate around the angled camplate; pistons that are extending draw in fuel, 
and those being compressed deliver fuel. 
 
3-11 Fig 4 Camplate Angle Control 
 
Camplate
Fuel
Outlet
Piston
Fuel
Inlet
Rotor
Driveshaft
Piston
Position Input from
Fuel Control Unit
 
 
11.  The Gear Pump.  The gear-type pump, lighter and simpler than the Lucas pump, is used on the 
majority of modern engines.  Its output is considerably less than that of a piston-type pump, and so it 
is best used with vaporizer or spray nozzle types of burner.  The fuel passes through the pump in the 
spaces between the teeth and the pump casing, the subsequent pressure rise being due to restrictions 
in  the  delivery  side  of  the  pump.    The  pump’s  output  is  always  greater  than  engine  demand  with 
excess fuel flow being spilled back to the inlet side of the pump (Fig 5). 
 
3-11 Fig 5 Gear Type Pump 
 
HP
Servo
LP  
 
Hydro-mechanical Control Units 
 
12.  In hydro-mechanically operated flow control units, the method of control is usually to use servo 
fuel as a hydraulic fluid to vary fuel flow (eg by varying Lucas pump camplate angle).  The pressure of 
the servo fuel is varied by controlling the rate of flow out of an orifice at the end of the servo line; the 
Revised May 10   
Page 5 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
higher the outflow, the lower will be servo pressure, and vice versa.  There are two common types of 
variable orifice: the half-ball valve and the kinetic valve. 
 
a.  The Half-ball Valve.  In this arrangement, a half-ball on the end of a pivot arm is suspended 
above  the  fixed  outlet  orifice  (Fig  6).    Up  and  down  movement  of  the  valve  varies  servo  fuel 
outflow and thus servo pressure and pump output. 
 
3-11 Fig 6 Half-ball Valve Operation 
 
 
 
b.  The Kinetic Valve.  A line containing pump output fuel is so placed as to discharge on to the 
face of the servo outflow orifice, and the kinetic energy so produced restricts servo fuel bleed.  A 
blade can be moved upwards to interrupt the high-pressure flow; this reduces the impact onto the 
servo  orifice,  thus  causing  a  greater  outflow  and  a  reduction  in  servo  pressure  (Fig  7).    The 
kinetic valve is less prone to dirt blockage than the half-ball type, although it is more complex. 
 
3-11 Fig 7 Kinetic Valve Operation 
 
a  Valve Open
Blade
Pump output 
decreasing
Condition 1.
With the kinetic valve in the open
position, the blade separates the opposing flows from
pump delivery and the servo cylinder.  As there is no
opposition to the servo flow, the volume of servo fluid
reduces and the piston moves against the spring 
under the influence of pump delivery pressure.  The 
movement of the piston reduces the pump stroke 
and, therefore, its output.
b  Valve Closed
Pump output 
increasing
Condition 2.
With the valve fully closed, the 
kinetic energy of the pump delivery fuel prevents 
leakage from the servo chamber.  Servo fuel 
pressure therefore increases and, with the 
assistance of the spring, overcomes the pump 
delivery pressure, thus moving the piston to increase 
the pump stroke and output.
c  Valve Intermediate
Pump output 
constant
Condition 3.
Under steady running conditions, the 
valve assumes an intermediate position such that the 
servo fuel and spring pressures exactly balance the 
pump delivery pressure.
HP fuel
Servo
 
Revised May 10   
Page 6 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
13.  Barometric Controls.  The function of barometric control is to alter fuel flow to the burners with 
changes  in  intake  total  pressure  (P1)  and  pilot’s  throttle  movement.    Two  types,  using  the  half-ball 
valve method of controlling servo fuel pressure, are described below. 
 
a.  Simple Flow Control.  The simple flow control unit (Fig 8) comprises a half-bal  valve acting 
on servo fuel bleed, the position of which is determined by the action of an evacuated capsule 
subjected  to  P1  air  pressure  and  a  piston  subjected  to  the  same  pressure  drop  as  the  throttle 
valve.    Fuel  from  the  pump  passes  at  pump  pressure  PP  through  the  throttle,  where  it 
experiences a pressure drop to burner pressure (PB).  The response to P1 and throttle variations 
can now be examined. 
 
3-11 Fig 8 Simple Flow Control 
 
Vacuum
Pl
Half Bal
Valve
Fulcrum
Bur
P ner
Servo Bleed
Pum
P
p
Throt le
Valve
To Burners
Bur
P ner
Pu
P mp
From Pump  
 
 
(1)  P1  Variations.    If  the  aircraft  climbs,  P1  will  fall,  causing  the  capsule  to  expand  and 
raise the half-ball valve against the spring force.  Servo pressure will fall, camplate angle will 
reduce, and fuel pump output will reduce.  The reduced flow will cause a reduced throttle 
pressure drop. 
 
(2)  Throttle Variations.  If the pilot opens the throttle, the throttle orifice area increases, 
throttle pressure drop reduces causing the piston to move down, allowing the spring to lower 
the  half-ball  valve  against  the  capsule  force,  thus  increasing  servo  pressure  and  pump 
output.    The  increased  fuel  flow  restores  the  throttle  pressure  drop  to  its  original  value, 
returning the half-ball valve to its sensitive position. 
 
Simple flow control keeps the throttle pressure drop constant at a given P1, regardless of throttle 
position.  At very high altitude the system becomes insensitive and is not used on large engines, 
however, it has proved a reliable and fairly accurate control unit. 
 
b.  Proportional Flow Control The Proportional Flow Control Unit (Fig 9) was designed for 
use on large engines with a wide range of fuel flows by operating the controlling elements on a 
proportion of the main flow.  The proportion varies over the flow range, so that at low flows a high 
proportion  is  used  for  control,  and  at  high  flows,  a  smaller  proportion.    Fuel  passes  into  the 
controlling (or secondary) line through a fixed orifice to the LP side of the pump.  Secondary flow 
is controlled by a diaphragm-operated proportioning valve, which maintains equal pressure drops 
across the throttle valve and secondary orifice.  Servo pressure is controlled by a half-ball valve 
operated by P1 and by secondary pressure. 
Revised May 10   
Page 7 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
3-11 Fig 9 Proportional Flow Control Unit 
 
Pump
Throttle Valve
LP
P
Pu
P mp
Bu
P rner
To Burners
Secondary 
Proportioning
Vacuum
Orifice
Valve
Pl
Servo Flow
Fixed 
Orifice
Sensing 
Unit
 
 
(1)  Throttle  Variations.    If  the  throttle  is  opened,  its  pressure  drop  is  reduced,  and  the 
proportioning  valve  closes  until  the  pressures  across  the  diaphragm  are  equalized.    Thus 
secondary flow and pressure are reduced, the piston drops, the half-ball valve closes and 
pump stroke increases.  The increased fuel flow increases secondary pressure until the half-
ball  valve  resumes  its  sensitive  position,  but  the  proportioning  valve  remains  more  closed 
than previously, taking a smaller proportion of the increased flow. 
 
(2)  P1 Variations An increase in P1 will cause the capsule to contract, thus altering the 
position  of  the  half-ball  valve  and  increasing  fuel  flow.    This  tends  to  cause  rapid  rises  in 
secondary  pressure  with  resultant  instability;  damping  is  provided  by  the  sensing  valve, 
which opens to increase the outflow to LP, thus reducing secondary pressure.  The valve is 
contoured  to  operate  only  over  a  small  range  of  pressure  drops,  so  that  during  throttle 
movements it acts as a fixed orifice. 
 
14.  Acceleration Control Units.  The function of the Acceleration Control Unit (ACU) is to provide 
surge-free acceleration during rapid throttle openings.  There are two main types of hydro-mechanical 
ACU currently used. 
 
a.  The Flow Type ACU.  With the flow type ACU (Fig 10), the fuel passes through an orifice 
containing  a  contoured  plunger;  the  pressure  drop  across  the  orifice  is  also  sensed  across  a 
diaphragm  which  is  attached  to  a  half-ball  valve  acting  on  pump  servo  bleed.    An  evacuated 
capsule,  subjected  to  LP  compressor  outlet  pressure  (P2),  operates  a  half-ball  valve  acting  on 
plunger servo bleed fuel, which controls plunger position. 
Revised May 10   
Page 8 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
3-11 Fig 10 Flow Type Acceleration Control Unit 
 
To Burners
P2
B
P
Plunger
Vacuum
Servo
Bleed
P
From
Pump
Pump
PP PB
Pump
Servo
Plunger
PS
To Low Pressure Diaphragm
Plunger Servo
 
 
(1)  Operation.  When the throttle is slammed open, the pump moves towards maximum 
stroke and fuel flow increases.  The increased flow through the ACU orifice increases the 
pressure  drop  across  it,  and  the  diaphragm  moves  to  the  right,  raising  the  half-ball  valve, 
reducing pump servo pressure and so restricting pump stroke.  The engine now speeds up in 
response  to  the  limited  overfuelling,  and  P2  rises,  compressing  the  capsule.    The  plunger 
servo-ball valve rises, plunger servo pressure drops, and the plunger falls until arrested by 
the  increased  spring  force.    The  orifice  size  increases,  pressure  drop  reduces,  and  the 
diaphragm  moves  to  the  left,  closing  the  half-ball  valve  and  increasing  fuel  flow  in  direct 
proportion to the increase in P2. 
 
(2)  The  Air  Switch.    In  order  to  keep  the  acceleration  line  close  to  the  surge  line,  it  is 
necessary to control on 'split P2' initially and then on full P2 at higher engine speeds.  This is 
achieved  by  the  air  switch  (or  P1/P2  switch)  shown  in  Fig  11.    At  low  speeds,  P2  passes 
through  a  plate  valve  to  P1,  and  the  control  capsule  is  operated  by  reduced,  or  split  P2 
pressure.  As engine speed builds up, P2 increases until it becomes large enough to close the 
plate valve, and control is then on full P2. 
 
3-11 Fig 11 Air Switch 
 
2
P Inlet
Split 2
P Chamber
1
P Spil
Plunger
Servo
Bleed
Differential
Evacuated
Bellows
Control
Capsule
Plate Valve
Evacuated
Capsule
 
 
b.  The Dashpot Throttle.  The dashpot throttle consists of a sliding servo controlled throttle 
valve  whose  position  is  determined  by  a  control  valve  attached  to  the  pilot’s  lever  (Fig  12).  
Revised May 10   
Page 9 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
During initial acceleration the control valve moves to restrict the flow of throttle servo fuel to low 
pressure; throttle servo pressure rises and so the throttle piston moves to the left, uncovering a 
larger throttle sleeve area and so reducing throttle pressure drop.  This is sensed by the simple 
flow control barometric unit, which increases the pump stroke, and overfuelling is controlled below 
the surge line by the designed rates of movement in the dashpot.  During final acceleration, the 
control  valve  uncovers  an  annulus  which  allows  a  further  flow  of  HP  fuel  to  throttle  servo, 
therefore increasing throttle valve movement, and subsequently increasing the acceleration rate. 
 
3-11 Fig 12 Dashpot Throttle 
 
Throttle Lever Throttle Valve Control Valve
Annulus
a  Closed Position
c  Final Acceleration
FUEL PRESSURES
Pump Delivery
Low Pressure
Throttle Outlet
Throttle Servo
Throttle Control
b  Initial Acceleration
 
 
Engine Protection Devices 

 
15.  There  are  three  types  of  protection  device  used  in  the  hydro-mechanical  fuel  system  -  top 
temperature limiter, power limiter, and overspeed governor.  These ensure that engine limitations are 
not exceeded, and therefore prevent damage. 
 
a.  Top Temperature Limiter (Fig 13).  Turbine gas temperature (TGT) may be measured by 
thermocouples or pyrometers.  When maximum temperature is reached, these pass a signal to 
an amplifier which in turn signals the fuel system to reduce the pump output. 
 
3-11 Fig 13 Top Temperature Limiter 
 
Thermocouples
LP
Solenoid
Amplifier
Servo
 
 
Revised May 10   
Page 10 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
b.  Power Limiter (Fig 14).  A power limiter is fitted to some engines to prevent overstressing 
due to excessive compressor outlet pressure during high-speed, low altitude running.  The limiter 
takes the form of a half-ball valve which is opened against a spring force when LP compressor 
outlet pressure (P2) reaches its maximum value.  The half-ball valve bleeds off air pressure to the 
ACU control capsule, thus causing the ACU to reduce pump output. 
 
3-11 Fig 14 Power Limiter 
 
Compressor
Intake
Delivery
Pressure
Pressure (P )
1
P
2
ACU Capsule
Split
from Air Switch
2
P
 
 
c.  Overspeed  Governor  (Fig  15).    The  engine  is  protected  against  overspeeding  by  a 
governor  which,  in  hydro-mechanical  systems,  is  usually  fitted  on  the  fuel  pump  and  acts  by 
bleeding off pump servo fuel when the governed speed is reached.  On multi-spool engines, the 
pump is driven from the HP shaft and the LP shaft may be protected by an electro-mechanical 
device, again acting through the hydro-mechanical control system. 
 
3-11 Fig 15 Overspeed Governor 
 
 
 
Complete System Diagrams 
 
16.  Figs 16 and 17 show schematic diagrams of two common types of fuel system.  Fig 16 illustrates 
a  pressure  control  fuel  system  where  acceleration  control  is  exercised  through  a  dashpot  throttle, 
whilst  Fig  17  shows  a  proportional  flow  system.    It  can  readily  be  seen  that  the  pressure  control 
system is far simpler than the proportional type. 
Revised May 10   
Page 11 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
3-11 Fig 16 Pressure Control System 
 
Servo Control Diaphragm
Servo
Spill Valve
Evacuated Capsule
LP
HP Shaft Governor
(hydro-mechanical)
Spil  Valve
LP
Rotating
Spill Valve
Spill Valve
FLOW
CONTROL
Pressure
Solenoid
Drop Control
Diaphragm
From
Amplifier
FUEL PUMP
LP SPEED LIMITER AND
GAS TEMPERATURE CONTROL
Throttle Valve
Ported Sleeve
Main Fuel
Servo Spring Control Valve
Spray Nozzle
Back Pressure
Throttle Lever
LP
Valve
Shut
DASHPOT THROTTLE
Start
Start Fuel
Open
Spray Nozzle
LP fuel
Servo pressure
HP
Shut-off valve
LP
Pump delivery (HP fuel)
Governor pressure
FUEL CONTROL UNIT
Throttle control pressure
Temperature trim signal
Throttle servo pressure
Air intake pressure
Throttle outlet pressure
 
Revised May 10   
Page 12 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
3-11 Fig 17 Proportional Flow Control System 
 
DISTRIBUTION PRESSURES
LP fuel
Hydro-Mechanical
Pump delivery (HP fuel)
Governor
Throttle inlet
Throttle outlet
Primary fuel
Main fuel
CONTROLLING FUEL PRESSURES
FUEL PUMP
Proportional
flow
ACU servo
Servo Piston
Servo  control
Governor
CONTROLLING AIR PRESSURES
Proportioning Valve
Sensing Valve
Proportioning
Reduced compressor
Air intake 
Altitude
Valve Unit
delivery
Sensing Unit
Compressor
delivery
Air switch
Idling Speed
Gas Temperature
Governor
Thermocouples
TEMPERATURE
CONTROL
SIGNAL AMPLIFIER
Restrictors
Pressure 
Drop
LP Shaft
Control
Speed Signal
Solenoid
FUEL SPRAY
Minimum Flow Valve
NOZZLES
Idling Valve
Throttle Valve and SOC
Distribution
Weights
Fuel Metering
Plunger
Throttle and Pressurizing
Power
Valve Unit
Limiter
Air Switch
Acceleration Control Unit
 
 
CASC Mechanical Fuel System 
 
17.  A fully mechanical fuel control system, known as a Combined Acceleration and Speed Control 
(CASC) was developed to overcome problems with earlier hydro-mechanical systems by eliminating 
small orifices prone to dirt blockage.  Fig 18 shows a simplified form of the main components within a 
CASC system. 
 
 
 
Revised May 10   
Page 13 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
3-11 Fig 18 Combined Acceleration and Speed Control System 
  
 
18.  Description.  The principle fuel-metering device is a variable metering orifice (VMO) which consists 
of a triangular hole cut in a rotating hollow sleeve.  The sleeve also slides under the control of a capsule 
stack  subjected  to  split  HP  compressor  delivery  pressure  (P3)  varying  the  effective  area  of  the  VMO 
through which the main fuel flow passes.  A non-rotating outer sleeve fits over the VMO and slides back 
and forth under the control of the speed governor.  Downstream of the VMO, the fuel passes through the 
pressure drop governor variable orifice, whose position is determined by the pressure drop across the 
VMO  and  engine  speed,  then  through  the  LP  shaft  governor  to  the  burners.    Fuel  pump  output  is 
controlled by variations in burner pressure, which is used as pump servo pressure. 
 
19.  Operation
 
a.  Throttle  Movement.    When  the  pilot  opens  his  throttle,  a  spring  is  compressed  which 
causes  the  outer  sleeve  to  slide  against  the  speed  control  governor  force.    The  VMO  area  is 
increased, the pressure drop across it is reduced, and so the pressure drop across the pressure 
drop  control  valve  also  reduces.    The  pressure  drop  control  orifice  area  increases,  burner 
pressure increases and so pump stroke increases.  The increase in engine speed then increases 
the  governor  forces,  which  arrest  the  movement  of  the  outer  VMO  and  pressure  drop  control 
sleeves. 
 
b.  Acceleration  Control.    If  the  pilot  opens  his  throttle  rapidly,  the  outer  VMO  sleeve  is 
restricted  by  a  fixed  acceleration  stop  which  prevents  excessive  overfuelling.    As  the  engine 
responds  to  the  limited  overfuelling,  the  capsule  stack  contracts,  pulling  down  the  inner  VMO 
sleeve, increasing VMO area, and thus increasing fuel flow. 
 
c.  Barometric  Control.    Barometric  control  is  effected  by  means  of  the  capsule  stack  that 
controls acceleration.  Changes in air mass flow will affect split P3 and so move the VMO sleeve, 
automatically trimming fuel flow to maintain constant engine speed at constant throttle setting. 
 
d.  Governors.  HP shaft speed is controlled by the speed governor in the fuel flow regulator, 
which reduces VMO size by moving the outer sleeve if maximum HP speed is reached.  The LP 
shaft  governor  operates  by  overcoming  a  spring  force  once  maximum  LP  rpm  is  reached;  this 
Revised May 10   
Page 14 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
increases the pressure drop across the governor-controlled orifice and so reduces pump servo 
pressure, thus reducing fuel flow. 
e.  Temperature  Control.    If  maximum  turbine  entry  temperature  is  reached,  an  electro-
mechanical  device  repositions  a  fulcrum  in  the  throttle  linkage.    This  has  the  same  effect  as 
closing the throttle manually. 
 
ELECTRONIC FUEL CONTROL 
 
Introduction 
 
20.  Electronic  fuel  control  is  increasingly  used  for  engine  management,  allowing  the  engine  to 
achieve its maximum potential under all operating conditions, with fewer design and weight penalties 
on  the  overall  aircraft  structure.    With  electronic  control,  all  throttle  movements  are  transmitted  by 
electrical cable (fly-by-wire), although some single-engine aircraft may additionally have a mechanical 
control system as back-up.  Engines with electronic fuel control still require an HP fuel system which 
actually  regulates  the  fuel  flow  to  the  burners,  but  the  entire  process  is  controlled  by  an  Electronic 
Engine Control Unit (EECU), which is basically an analogue or digital computer situated between the 
throttle control and the engine (Fig 19). 
 
3-11 Fig 19 Simplified Layout of Electronic Engine Control System 
 
Pressure
L
N
H
N T1 TBT
Relief
Valve
Gun Firing
Lane 1
Engine
PS
Control
Pa
Lane 2
Unit

P I
Lane 1
Acceleration
Control
2
P
Lane 2
Overboard
Throt
Variable
Fuel T
Main
Metering
Pump
Orifice
Pressure
From
Shut
Raising
Dump
Filter
-of
Valve
Cock
Valve
To
Vaporizers
Check
H
N
Valve
Pressure
Recirculation
Drop
To Starter
Valve
Unit
Jets
Control
H
N
Emergency
Emergency
L
N
Information
Spil
Lectric
Valve
Pressure
H
N
Control
Mechanical
See Table 1 for Key
 
 
21.  State-of-the-art  hydro-mechanical  controls  are  very  reliable,  and  failures  are  rarely 
catastrophic.  On the other hand, electronic controls either work or do not work, and impending 
failure cannot be detected by physical inspection.  Any catastrophic failure tendency of electronic 
control systems can be ameliorated by improved hardware, software, quality control, built-in test 
equipment  (BITE)  checks,  and  reversion  to  an  alternate  back-up  system.    The  addition  of  an 
Revised May 10   
Page 15 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
alternate back-up system (or lane) allows the system to continue critical and vital functions in the 
presence of faults. 
 
System Layout and Control Principle 
 
22.  Description.    An  electronic  fuel  control  system  may  consist  of  three  main  parts:  an  engine-
mounted  HP  pump  (see  para  9)  and  fuel  flow  regulator  (FFR)  with  an  engine  or  airframe-mounted 
EECU.  The system described is based on the Tornado engine.  The HP fuel pump performs the same 
task as on the previous fuel systems but being of the gear type, is designed to provide a greater flow 
rate for a given rpm than required, with the excess diverted back to the inlet side of the pump.  The 
fuel flow regulator comprises a fuel metering unit, shut-off cock, pressure raising valve and emergency 
fuel spill valve.  All control functions such as acceleration, altitude and flight conditions are carried out 
by the EECU. 
 
23.  Fuel  Metering  Control.  Fuel  metering  control  is  carried  out  by  the  variable  metering  orifice 
(VMO) and the pressure drop unit (PDU).  The VMO (Fig 20) consists of a piston, kinetic valve, and 
two opposing bellows.  The piston is subjected to HP pump pressure on one side and servo pressure 
on the other.  The kinetic valve is attached to the piston by a spring whose tension varies with the 
position  of  the  piston.    Two  opposing  bellows,  subjected  to  compressor  delivery  pressures,  are 
connected to the kinetic valve in order to control acceleration rates.  The Pressure Drop Relief Valve 
(PDR)  varies  the  amount  of  HP  fuel  passed  back  to  the  LP  side  of  the  pump  depending  on  the 
pressure drop across the VMO piston. 
 
3-11 Fig 20 Variable Metering Orifice and Pressure Drop Control Unit 
 
Main Pump
Damping
Inlet Pressure
Bellows
KP
HP Pump Pressure
2
Relief Valve
Capsules
Kinetic
Valve
VMO
HP 
From Filter
P
Pump
2 I
To Burners
Servo
HP Pressure
Pressure
Piston
Variable
Pressure
Metering
VMO Downstream
Drop Control
HP Fuel
Orifice
Pressure
To Main
Pump Inlet
Modified Downstream
Pressure
 
 
Revised May 10   
Page 16 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
24.  Shut-off Cock.  The shut-off cock consists of a shuttle valve, the position of which is determined 
by the control of two solenoid valves that vary the fuel pressure at the two ends of the valve.  The 
sequence of operation is shown in Fig 21. 
 
3-11 Fig 21 Opening and Closing Sequence of Fuel Shut-off Cock 
  To Main Closing
Pump Inlet
Solenoid
From Main
Pump
To Burners
To Burners
From Main
Pump
From 
From 
Pressure
Pressure
Raising 
Raising 
Shut-off Cock
Valve
Valve
From
From
To Main
Variable
Variable
Pump
Metering
Metering
Orifice
Orifice
Solenoid
Opening
To Starter Jets
To Starter Jets
Purging
Flow
De-energized
During Starting Cycle
During Starting Cycle
Steady Running
Shut-down
Below 25% NH
Above 25% NH
 
 
25.  Pressure Raising Valve.  This is a valve situated downstream of the VMO and is placed there to 
maintain a minimum pressure to the burners under low flow conditions.  Fig 22 shows the full FFR 
system. 
Revised May 10   
Page 17 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
3-11 Fig 22 Fuel Flow Regulator 
 
Acceleration
Controller
Closing
Solenoid
Valve
Elliot Flowmeter
Shut-off
To Atmosphere
Cock
Pressure Raising Valve
Emergency
Dump
Emergency
Spill Valve
Valve
LPC
Opening
Solenoid
Valve
Check
Valve
To Main Pump Inlet
To Main Pump Inlet
 
 
26.  Electronic Engine Control Unit (EECU).  The EECU is an analogue or digital computer situated 
between the throttle and FFR.  It continually monitors throttle movement and various engine and flight 
parameters,  and  signals  a  programmed  response  to  the  FFR  to  increase  or  reduce  fuel  flow 
accordingly.  As it may receive conflicting information, the control unit uses a 'Lowest Fuel Wins' filter 
circuit before sending a signal to the FFR.  The lowest fuel wins circuit receives all the control and 
limitation  signals  that  govern  the  engine  performance,  its  task  being  to  compare  all  the  information 
concerning the flight conditions of the engine and allow only those demands that do not exceed its 
performance  limitations.    Thus,  a  demand  for  more  fuel  will  be  countermanded  if  the  increase  will 
exceed engine limitations - hence the term 'lowest fuel wins'. 
 
27.  Control Principle.  The main interface between the FFR and the EECU is an acceleration control 
unit.  This unit, which is a solenoid operated control valve, controls the compressor delivery pressure 
in the VMO bellows and thus the pressure drop across the piston.  Signals to the solenoid are split into 
two or more separate lanes to enable a certain amount of redundancy to be tolerated by the system.  
The  system  described  relies  on  a  'low  volts  high  fuel  flow'  response  which  will  cause  uncontrolled 
acceleration of the engine should there be a power failure.  On some systems, there is no mechanical 
back-up to limit engine over-speed, so complete power failure will result in severe engine damage. 
 
Engine Control 
 
28. Operation. 
 
a.  Throttle Movement.  The pilot’s throttle lever is connected to a demand unit which produces 
an electrical signal inversely proportional to the lever angle.  This signal is conditioned by the EECU 
and fed to an error unit (EU), which also receives a signal from the engine speed generator.  The 
Revised May 10   
Page 18 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
EU  compares  the  two  signals  and  if  a  difference  exists,  sends  a  signal  to  the  FFR  acceleration 
control solenoid via the 'Lowest Fuel Wins' circuit (Fig 23). 
 
3-11 Fig 23 Engine Throttle Control 
 
Governor
Shaper
EU
'Lowest
Fuel
Wins'
LPC Coil
Pulse Probe
Circuit
N
Frequency (f) to
H
DC Converter
 
 
b.  Acceleration  Control.    The  rate  of  acceleration  is controlled  by  limiting  movement  of  the 
VMO  so  that  fuel  flow  is  a  function  of  the  compressor  pressure  ratio.    The  kinetic  valve  is 
operated by two bellows (Fig 24), one open to HP compressor inlet pressure P2I, and the other to 
a modified compressor outlet pressure KP2.  KP2 is affected by two fixed restrictors and a variable 
restrictor, the size of which is controlled by a plate valve.  The plate valve is attached to a beam 
whose position is varied by the acceleration control solenoid.  When an acceleration demand is 
sensed, the beam and the plate valve reduce the air bleed from the variable restrictor.  This in 
turn  causes  a  pressure  rise  in  the  KP2  bellows  which  deflects  the  kinetic  valve  upwards 
increasing  the  fuel  spill  from  the  servo  side  of  the  piston,  thus  increasing  the  pressure  drop 
across the piston (see Fig 20).  The rate of acceleration is further limited by a function called NH 
dot.    This  parameter  compares  the  free  stream  total  pressure  (Po)  and  varies  the  rate  of 
acceleration  accordingly.    There  is  a  separate  EECU  control  function,  called  –NH  dot,  which 
controls the rate of deceleration. 
 
3-11 Fig 24 Acceleration Control 
 
Deceleration Stop
Acceleration Stop
Lane 1
Plate Valve
Lane 2
Fixed Restrictors
Acceleration
2
P p
Control
2
KP =   Artificial Value
Solenoid
   of  2P   from EECU
2
P
2
KP
Kinetic Valve
Venturi
Control Beam
2
P I
 
 
c.  Environmental Control.  Changes in atmospheric pressure, temperature and Mach number, 
are accounted for by the EECU and the output sent to the VMO via the lowest fuel wins circuit. 
 
d.  Control Limits.  Turbine Blade Temperature (TBT) limit is again controlled by the EECU, 
however, compressor speed limits, on this example, are controlled by a separate control system 
which  signals  a  separate  coil  on  the  FFR  to  bleed  fuel  flow  from  the  burner  feed  back  to  LP 
should the compressor speeds exceed their pre-determined limit (Fig 25). 
 
Revised May 10   
Page 19 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
3-11 Fig 25 Emergency Compressor Overspeed Control 
 
N
f-dc
EU1
H
Converter
NH
Datum
Highest
Emergency
% RPM
Lectric Pressure
Control Driver
NL
Wins
Datum
Emergency
LPC Coil
NL
f-dc
Converter
EU2
 
 
29.  Complete Electronic Engine Control System.  Fig 26 shows an example of a complete EECU 
system.  The operation of some of the circuits have been described in the preceding paragraphs.  It will 
be seen that from a multitude of input signals to the EECU there is only one output signal to the FFR.  
This  type  of  arrangement  allows  a  relatively  simple  engine  HP  fuel  system  whilst  at  the  same  time 
enabling  a  comprehensive  and  flexible  control  system.    As  there  is  no  direct  link  between  the  pilot’s 
lever,  and  since  all  signals  are  fed  into  the  EECU,  if  the  pilot’s  demands  exceed  the  performance 
limitations  as  programmed  into  the  EECU,  the  EECU  will  override  or  modify  the  input.    The  EECU 
example in Fig 26 also controls the operation of the compressor bleed valves thus controlling all aspects 
of engine performance - this type is termed a Full Authority Digital Engine Control (FADEC).  Another 
system,  the  Full  Authority  Fuel  Control  (FAFC),  controls  the  engine  fuel  system  only;  existing  engine 
control functions manage compressor airflow control. 
 
3-11 Fig 26 Schematic Diagram of EECU 
 
Rating
Datum Selector
Switch
TBT
Temperature
1
T
Low
EU 1
Function
0
P
Generator
Combat
Min. Idle
Governor
Highest
Datum
Highest
PS (Dynamic)
Shaper
Fuel Wins
EU 2
Fuel Wins
Pa (Ambient)
Idle Function
Generator
1
T
N   Dot Datum
EU 3
N
H
H
f-dc Converter
0
P
  H
N   Dot Datum
EU 4
LPC Coil
1
L
EU 5
f-dc Converter
IP
N
L
L
Blow-off Valve
EU 6
f-dc Converter
Coil
N
IP  Blow-off
H
Valve Driver
X-Drive
HP 6 Blow-of  
Valve Driver
Gun Firing
0
P
HP 6
N Dot
LPC
 N Dot
H
H
Blow-off Valve
Ignition
Auto Ignition
Coil
Circuit
N
Logic Circuit
P
See Table 1 for Key
H
0
 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 20 of 21 

AP3456 -3-11 - Engine Control and Fuel Systems 
Table 1 Key to Abbreviations and Symbols 
 
P0 
Free Stream Total Pressure 
NH 
HP Compressor RPM 
P1 
Intake Total Pressure 
NL 
LP Compressor RPM 
P2 
LP Compressor Output Pressure (HP 
NH dot 
Acceleration Control Parameter 
Compressor Input Pressure) 
P2I 
HP Compressor Input Pressure 
–NH dot  Deceleration Control Parameter 
KP2 
Artificial value of P2 for acceleration 
T1 
Exhaust Gas Temperature 
control 
Split P2  Reduced LP Compressor Output 
ACU 
Acceleration Control Unit 
Pressure 
P3 
HP Compressor Output Pressure 
CASC 
Combined Acceleration and Speed 
Control 
Pa 
Ambient Pressure 
EECU 
Electronic Engine Control Unit 
PB 
Burner Pressure 
EU 
Error Unit 
PP 
Pump Pressure 
FCU 
Fuel Control Unit 
PS 
Servo Pressure 
FFR 
Fuel Flow Regulator 
P-S 
Dynamic Pressure (D+S)–S) 
LPC 
Lectric Pressure Control 
 
Revised May 10   
Page 21 of 21 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
CHAPTER 12 - COOLING AND LUBRICATION 
 
Contents 
Page 
 
ENGINE COOLING AND SEALING........................................................................................................ 2 
Introduction.............................................................................................................................................. 2 
Internal Cooling ....................................................................................................................................... 2 
External Cooling ...................................................................................................................................... 3 
Internal Sealing........................................................................................................................................ 4 
LUBRICATION ........................................................................................................................................ 6 
Introduction.............................................................................................................................................. 6 
Lubrication Theory................................................................................................................................... 6 
Turbine Engine Lubrication ..................................................................................................................... 7 
Bearings .................................................................................................................................................. 7 
Lubrication System.................................................................................................................................. 9 
Pressure Relief Valve Recirculatory System........................................................................................... 9 
Full Flow Lubrication System ................................................................................................................ 10 
Oil System Components........................................................................................................................ 11 
Expendable System............................................................................................................................... 15 
Bearing Lubrication................................................................................................................................ 15 
 
Table of Figures 
 
3-12 Fig 1 Generator Cooling System..................................................................................................... 3 
3-12 Fig 2 Typical Cooling and Ventilation System................................................................................. 3 
3-12 Fig 3 Turbofan Cooling and Ventilation........................................................................................... 4 
3-12 Fig 4 Air and Oil Seals .................................................................................................................... 5 
3-12 Fig 5 Lubrication of a Simple Bearing ............................................................................................. 6 
3-12 Fig 6 Squeeze Film Bearing............................................................................................................ 8 
3-12 Fig 7 Three-shaft Turbofan Bearing Arrangement .......................................................................... 8 
3-12 Fig 8 Twin-spool Turboprop Bearing Arrangement......................................................................... 9 
3-12 Fig 9 Recirculatory Turboprop Lubrication System....................................................................... 10 
3-12 Fig 10 Full Flow Recirculatory Oil System .................................................................................... 10 
3-12 Fig 11 Oil Tank.............................................................................................................................. 11 
3-12 Fig 12 Oil Pump Unit ..................................................................................................................... 12 
3-12 Fig 13 Fuel-cooled Oil Cooler ....................................................................................................... 12 
3-12 Fig 14 Oil Filters ............................................................................................................................ 13 
3-12 Fig 15 Centrifugal Breather........................................................................................................... 14 
3-12 Fig 16 Magnetic Chip Detector and Housing Bearing Lubrication................................................ 14 
 
Revised May 10   
Page 1 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
ENGINE COOLING AND SEALING 
 
Introduction 
 
1.  The  internal  operating  temperatures  of  a  gas  turbine  are  very  high  so  that,  if  no  cooling  was 
provided,  excessive  heat  would  be  transmitted  to  engine  components  and,  in  some  instances,  to 
external accessories.  Cooling of internal components is by the use of air taken from the compressor 
and the use of lubricating oil.  When air is used, it is directed to flow around the components and, as it 
is under pressure, it is also used to provide internal oil seals and pressurization for the engine bearing 
housing and drive shafts.  External heat shields are used to prevent excessive heat being transmitted 
to external accessories. 
 
Internal Cooling 
 
2.  Various methods are used to cool components and, in some cases, the same system may be 
required to cool more than one component. 
 
3.  Combustion Chamber Components The combustion chamber entry wall and the flame tube 
are cooled by imposing a layer of air between the parts to be cooled and the hot gases.  The outer 
wall of the combustion chamber is cooled by taking a proportion of the cooler compressor delivery air 
and  ducting  it  between  the  outer  wall  and  flame  tube.    The  flame  tube  itself  is  protected  from  the 
burning  gases  by  compressor  delivery  air  being  progressively  admitted  through  a  series  of  annular 
slots  throughout  the  length  of  the  tube.    Further  reference  to  combustion  chamber  cooling  can  be 
found in Volume 3, Chapter 7. 
 
4.  Turbine  Assembly.    The  turbine  entry  temperature  (TET)  is  the  limiting  factor  on  gas  turbine 
output.  With more advanced cooling techniques of the turbine components, allowing higher TETs to 
be accepted, a greater power output is achieved.  The methods of cooling turbine components are 
covered in Volume 3, Chapter 8. 
 
5.  Main Shaft and Main Bearings.  Main shafts are cooled by LP compressor air or by-pass air fed 
through the bearing housing and into the hollow shaft.  Main bearings are cooled by lubricating oil.  
Fig 11 in Volume 3, Chapter 8 clearly shows the general cooling air flows. 
 
6.  Accessories, Accessory Drives and Reduction Gears.  Excess heat due to friction in gears is 
normally  conducted  away  by  the  lubricating  oil.    However,  some  of  the  engine-mounted  accessories 
(notably  the  electrical  generator)  produce  considerable  heat  and  usually  require  their  own  cooling 
systems.  Atmospheric air, ducted through intake louvres, is often used for this purpose, or air may be 
tapped from the compressor.  In the case of an accessory being cooled by atmospheric air, provision 
must  be  made  for  cooling  during  ground  running.    An  induced  airflow  can  be  provided  either  by 
connecting  an  external  rig  to  the  component,  or  by  designing  the  engine  system  to  eject  compressor 
delivery air through nozzles situated in the cooling air outlet duct of the accessory.  This high velocity air 
exhausting through the nozzles creates a low-pressure area at the outlet duct, therefore, inducing a flow 
into the intake louvres and through the cooling system.  Fig 1 shows a typical generator cooling system. 
 
Revised May 10   
Page 2 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
3-12 Fig 1 Generator Cooling System 
 
Pressure
Control Valve
Air Tapping
From Compressor
Generator
From
Intake
Louvres
Ejector
Outlet Duct
 
 
7.  Lubricating Oil.  In older types of engine, particularly those using a total loss system of oil feed 
to  the  rear  main  bearing,  it  was  found  unnecessary  to  incorporate  an  oil  cooler.    Modern  engines, 
however, require the use of an oil cooler to cope with the higher peak temperature employed and the 
use of the full flow oil supply to the rear bearing.  The problem is also aggravated by the increasing 
number of accessory drive gears used on modern engines. 
 
External Cooling 
 
8.  The engine bay and pod can usually be cooled sufficiently by atmospheric air which is ducted 
around the engine and then vented back to the atmosphere.  Convection cooling of the engine bay 
during ground running can be achieved by using an internal cooling outlet vent as an ejector system 
as described in para 6.  A typical cooling system for an engine pod installation is shown in Fig 2. 
 
3-12 Fig 2 Typical Cooling and Ventilation System 
 
Zone 1
Fireproof Bulkhead
Zone 2  
 
9.  The  cooling  airflow  also  serves  to  purge  the  engine  bay  or  pod  of  flammable  vapours  which 
otherwise accumulate there.  The airflow must, however, be kept to a minimum commensurate with 
the quantity of fire extinguishant.  Too high an airflow will remove the extinguishant before it has had 
time to be effective. 
 
Revised May 10   
Page 3 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
10.  Fire-proof  bulkheads  (Fig  2)  are  built  into  engine  compartments  to  divide  them  into  various 
temperature zones.  The 'cool' zone houses the fuel, oil, hydraulic and electrical components, together 
with as much of their associated systems as is possible.  The zones can be maintained at different 
pressures to prevent the spread of any fire from the 'hot' zone. 
 
11.  A  high  by-pass  ratio  turbofan  engine  requires  a  more  complicated  cooling  system.    In  the 
example  shown  in  Fig  3,  cooling  air  is  taken  from  both  the  intake  duct  (light  blue)  and  the  fan 
(dark blue) to provide multi-zone cooling. 
 
3-12 Fig 3 Turbofan Cooling and Ventilation 
 
 
 
Internal Sealing 
 
12.  Cooling air is used to provide internal sealing of the lubrication system.  The air, under pressure, 
is  directed  inwards  towards  the  bearings  or  oil  supply,  thus  preventing  the  escape  of  oil  from  the 
bearing surface.  Various types of oil and air seals are used; thread and continuous groove type also 
known as labyrinth seals, are most commonly found, with others such as ring, hydraulic and carbon 
seals  used  for  particular  situations.    The  latest  type  of  seal  to  be  used  is  the  brush  seal  which 
comprises a static ring of wire bristles bearing against a hard ceramic coating on the rotating shaft.  
Fig  4  illustrates  the  various  methods  of  sealing.    As  the  oil  seal  reduces  the  working  clearances 
between  rotating  and  static  members,  it  is  essential  that  the  rotating  items  run  true  and  that  the 
clearance is maintained throughout the operating range of temperatures. 
Revised May 10   
Page 4 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
3-12 Fig 4 Air and Oil Seals 
 
a  Fluid and Abradable Lined Labrinth Seal
b  Continuous Groove Interstage (Labyrinth) 
Air Seal
Abradable Lining
Rotating Annulus of Oil
c  Thread-type (Labyrinth) Oil Seal
d  Ring-type Oil Seal
e  Intershaft Hydraulic Seal
f  Carbon Seal
Spring
Carbon
g S  
eal Brush 
Sealing Air
Oil
Rotating Assemblies
Ceramic Coating
 
Revised May 10   
Page 5 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
LUBRICATION 
 
Introduction 
 
13.  There is always friction when two surfaces are in contact and moving, for even apparently smooth 
surfaces  have  small  undulations,  minute  projections  and  depressions,  and  actually  touch  at  only  a 
comparatively few points.  Motion makes the small projections catch on each other and, even at low 
speeds  when  the  surface  as  a  whole  is  cool,  intense  local  heat  may  develop  leading  to  localized 
welding,  and  subsequent  damage  as  the  two  surfaces  are  torn  apart.    At  higher  speeds,  and  over 
longer periods, intense heat may develop and cause expansion and subsequent deformation of the 
entire surface; in extreme cases, large areas may be melted by the heat, causing the metal surfaces 
to weld together. 
 
Lubrication Theory 
 
14.  There are two basic phases of lubrication; Hydrodynamic (or film) lubrication where the surfaces 
concerned are separated by a substantial quantity of oil, and Boundary lubrication, where the oil film 
may be only a few molecules thick.  Before describing the two methods, it is necessary to explain the 
term 'Viscosity'. 
 
15.  Viscosity.    The  resistance  to  flow  of  a  fluid  is  due  to  molecular  cohesion,  which  results  in  a 
shearing action as layers of the fluid slide relative to each other.  This resistance to shear stress is a 
measure of the viscosity of the fluid.  Viscosity is dependent on the type and temperature of a fluid; thus 
oil is more viscous than water and its viscosity falls as the temperature rises.  The Viscosity Index (VI) of 
a fluid is an empirical measure of its change of viscosity with temperature, so that an oil with a high VI is 
preferable to one with a low VI. 
 
16.  Hydro-dynamic or Fluid Film Lubrication.  Fluid film lubrication is the most common phase of 
lubrication.  It occurs when the rubbing surfaces are copiously supplied with oil and there is a relatively 
thick layer of oil between the surfaces (may be up to 100,000 oil molecules thick).  The oil has the 
effect  of  keeping  the  two  surfaces  apart.    Under  these  conditions,  the  coefficient  of  friction  is  very 
small.  The lubrication of a simple bearing, such as supports a rotating shaft, is a good example of 
fluid film lubrication and is shown in Fig 5. 
 
3-12 Fig 5 Lubrication of a Simple Bearing 
 
Oil
Entry
Shaft
Area of 
Increased Pressure
Narrowing
Wedge of Oil 
 
Revised May 10   
Page 6 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
The rotating shaft carries oil around with it by adhesion, and successive layers of oil are carried along 
by fluid friction.  As the shaft rotates it moves off-centre resulting in a wedge of oil within which the 
pressure  increases  as  it  narrows.    For  efficient  lubrication,  this  wedge,  along  with  the  increase  in 
pressure, is essential to keep the surfaces apart.  If this steady pressure increase breaks down, film 
lubrication gives way to boundary lubrication. 
 
17.  Boundary Lubrication.  If a shaft carries an appreciable load and rotates very slowly it will not 
carry  round  sufficient  oil  to  give  a  continuous  film  and  boundary  lubrication  will  occur  in  which  the 
friction is many times greater than in fluid film lubrication.  Boundary lubrication occurs when the oil 
film is exceedingly thin and may be caused by high bearing loads, inadequate viscosity, oil starvation 
or  loss  of  oil  pressure.    Boundary  lubrication  is  not  a  desirable  phase  as  rupture  of  the  thin  film 
increases  wear,  bearing  surface  temperature  and  the  possibility  of  seizure,  however,  boundary 
lubrication often occurs during starting conditions.  There is no precise division between boundary and 
fluid  film  lubrication  although  each  is  quite  distinct  in  the  way  in  which  lubrication  is  achieved.    In 
practice, both phases occur at some time giving mixed film lubrication. 
 
Turbine Engine Lubrication 
 
18.  The gas turbine engine is designed to function over a wider flight envelope and under different 
operating  conditions  than  its  piston  engine  equivalent,  and  therefore  special  lubricants  have  been 
developed to cope with the higher rpms and the rapid bearing temperature increases when starting.  
However, certain advantages can be claimed such as fewer bearings, which are of the rolling contact 
type thus requiring a lower oil feed pressure; no reciprocating loads; fewer gear trains; no lubrication 
of  parts  heated  by  combustion  therefore  reducing  oil  consumption.    Turboprop  engine  lubrication 
requirements are more severe than those of a turbojet engine because of the heavily loaded reduction 
gears and the need for a high-pressure oil supply to operate the propeller pitch control mechanism. 
 
Bearings 
 
19.  The early gas turbines employed pressure lubricated plain bearings but it was soon realized that 
friction losses were too high, and that the provision of adequate lubrication of these bearings over a 
wide range of temperatures and loads encountered was more difficult than for piston engine bearings. 
 
20.  As  a  result,  plain  bearings  were  abandoned  in  favour  of  the  rolling  contact  type  as  the  latter 
offered the following advantages: 
 
a.  Lower friction at starting and low rpm. 
 
b.  Less susceptibility to momentary cessation of oil flow. 
 
c.  The cooling problem is eased because less heat is generated at high rpm. 
 
d.  The rotor can be easily aligned. 
 
e.  The bearings can be made fairly small and compact. 
 
f.  The bearings are relatively lightly loaded because of the absence of power impulses. 
 
g.  Oil of low viscosity may be used to maintain flow under a wide range of conditions, and no oil 
dilution or preheating is necessary. 
 
Revised May 10   
Page 7 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
21.  The  main  bearings  are  those  which  support  the  turbine  and  compressor  assemblies.    In  the 
simplest case, these usually consist of a roller bearing at the front of the compressor and another in 
front of the turbine assembly, with a ball bearing behind the compressor to take the axial thrust on the 
main shaft.  On many engines, a 'squeeze film' type bearing is used.  In this type of bearing, pressure 
oil  is  fed  to  a  small  annular  space  between  the  bearing  outer  track  and  the  housing    (Fig  6).  The 
bearing will therefore 'float' in pressure oil which will damp out much of the vibration. 
 
3-12 Fig 6 Squeeze Film Bearing 
 
Oil Feed
Squeeze Film
To Bearing
Lubrication
Bearing 
Outer 
Race
 
 
22.  Fig 7 shows the bearing arrangement for a three-shaft turbofan whilst Fig 8 shows that for a twin-
spool turboprop engine.  In addition to the main bearings, lubrication will also be required for the wheel 
case, tacho-generator, CSDU, alternator, starter and fuel pump drives. 
 
3-12 Fig 7 Three-shaft Turbofan Bearing Arrangement 
 
a  Front and Intermediate Chambers
b  Rear Chamber
Gear Drive
Compensating Shaft
(connected to Shaft 3)
Shaft 3
Shaft 2
Shaft 1
B1
B2
B6
B5
B3
B7
B4
B8
 
Revised May 10   
Page 8 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
3-12 Fig 8 Twin-spool Turboprop Bearing Arrangement 
  Planet Gears
LP Compressor
LP Intershaft
HP Turbine Bearing
Front Bearing
Location Bearing
Propeller Shaft
HP Compressor
Thrust Bearing
Propeller
Shaft
Location Bearing
Turbine
Rear
LP Compressor
Tail Bearing
Bearing
Rear Bearing
Propeller Shaft
LP Turbine
Front Bearing
Front Bearing
Propeller
Shaft
Fixed
Annulus
LP Compressor
HP Compressor
LP Turbine
High Speed
Pinion Shaft
Rotating
HP Compressor
HP Turbine
Bearing
Planet Carrier
Front Bearing
 
 
Lubrication System 
 
23.  There are two types of lubrication system at present in use in gas turbines: 
 
a.  Recirculatory.  In this system, oil is distributed and returned to the oil tank by pumps.  There 
are two types of recirculatory system: 
 
(1)  Pressure relief valve system. 
 
(2)  Full flow system. 
 
b.  Expendable.  The expendable or total loss system is used on some small gas turbines, such 
as those used in starting systems and missile engines, in which the oil is burnt in the jet pipe or 
spilled overboard. 
 
Pressure Relief Valve Recirculatory System 
 
24.  In the pressure relief valve type of recirculatory lubrication system, the flow of oil to the various 
bearings is controlled by the relief valve which limits the maximum pressure in the feed line.  As the oil 
pump  is  directly  driven  by  the  engine  (by  the  HP  spool  in  the  case  of  a  multi-spool  engine),  the 
pressure will rise with spool speed.  Above a predetermined speed the feed oil pressure opens the 
system relief valve allowing excess oil to spill back to the tank, thus ensuring a constant oil pressure at 
the higher engine speeds.  A relief valve type of recirculatory lubrication used with a turboprop engine 
is shown in Fig 9.  The oil system for a turbojet is similar but, as there is no propeller control system, it 
is less complicated. 
Revised May 10   
Page 9 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
3-12 Fig 9 Recirculatory Turboprop Lubrication System 
 
Pressure Relief
Valve
De-aerator Tray
Centrifugal
Breather
Pressure
Filter
Strainer
Feed Oil
Oil Pump Pack
Return Oil
Torquemeter Pump
From
Breather Oil/Air Mist
Oil Tank
Torquemeter Oil
Air-cooled
Oil Cooler
 
 
Full Flow Lubrication System 
 
25.  The full flow lubrication system differs from the pressure relief type in that it dispenses with the 
pressure  relief  valve  allowing  pressure  pump  delivery  to  supply the bearing oil feeds directly.  This 
system allows the use of smaller pumps designed to supply sufficient oil at maximum engine rpm.  A 
diagram of a full flow oil system is shown in Fig 10. 
 
3-12 Fig 10 Full Flow Recirculatory Oil System 
 
Fuel-cooled Oil Cooler
Air-cooled Oil Cooler
Oil Pressure Transmitter and Low
Pressure Warning Switch
De-aerator Tray
Metered Spil
to Tank
Centrifugal Breather
Oil Pump Pack
Feed Oil
Return Oil
Pressure
Filter
Vent Air
Relief Valve
Oil Differential
From Oil Tank
Pressure Switch
 
 
 
Revised May 10   
Page 10 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
Oil System Components 
 
26.  The oil supply is usually contained in a combined tank and sump, sometimes formed as part of 
the external wheel case.  In a turboprop, the oil tank can be integral with the air intake casing.  Oil 
passes via the suction filter to the pressure pump which pumps it through the fuel-cooled oil cooler to 
the  pressure  filter.    Both  indications  of  oil  pressure  and  temperature  are  transmitted  to  the  cockpit.  
The oil flows through pipes and passages to lubricate the main shaft bearings and wheel cases.  The 
main shaft bearings are normally lubricated by oil jets, as are some of the heavier loaded gears in the 
wheel cases, while remaining gears and bearings receive splash lubrication.  An additional relief valve 
is fitted across the pump in the lubricating system of some engines to return oil to pump inlet if the 
system becomes blocked.  The main components of both a pressure relief and full flow system are: 
 
a.  Oil Tank.  The oil tank (Fig 11) is sometimes part of the external wheel case or it may be a 
separate unit.  It may have a sight glass or dipstick for measuring the quantity of oil in the system. 
 
3-12 Fig 11 Oil Tank 
 
Sight Glass
De-aerator Tray
Oil Pressure
Transmitter
Pressure
Filler Inlet
Vent to
Gearbox
To Engine
Bearings
From Cooler
From Engine
Bearings
Strainer
To Gearbox
Feed Oil
To Pressure
Filter By-pass Valve
Oil Pump
Filter Element
Return Oil
Drain Plug
Air and Oil Mist
System Relief Valve Filter Drain Valve
 
 
b.  Pumps.    Oil  pumps  are  normally  of  the  twin  gear  type  and  are  driven  through  reduction 
gears  from  the  external  wheel  case.    They  are  usually  mounted  in  a  'pack'  containing  one 
pressure  pump  and  several  scavenge  pumps  (Fig  12).    The  scavenge  pumps  have  a  greater 
capacity than the pressure pump to ensure complete scavenging of the bearings (they have to 
pump  an  increased  volume  due  to  air  leakage  into  the  bearing  housing).    This  means  that  a 
considerable quantity of air is returned to the sump by the scavenge pumps and this is the main 
reason for sump venting. 
Revised May 10   
Page 11 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
3-12 Fig 12 Oil Pump Unit 
 
From Rear
Bearing
From Hydraulic
Pumps Drive
From Internal
Gearbox
Wheelcase
To De-aerator
To Oil Cooler
Feed to Driving
Gear Journal
Feed Into Hollow
Idler Gear Spindle
Feed Oil
From Fuel Pump From Front Inlet From
Return Oil   
Gear Housing
Bearing
Sump
 
 
c.  Oil Cooler.  Turboprop aircraft use air-cooled oil coolers, but this type is impractical in high 
speed aircraft because of the drag penalty incurred and therefore a fuel-cooled oil cooler (FCOC) 
is  required  (Fig  13).    A  spring-loaded  by-pass  valve  connected  in  parallel  across  the  FCOC 
protects the matrix from excessive pressure build-up due to high viscosity during cold starting.  A 
similar device is fitted across the pressure filter. 
 
3-12 Fig 13 Fuel-cooled Oil Cooler 
 
Fuel Outlet
Baffle Plate
LP Fuel
Feed Oil   
Matrix
Assembly
Fuel Inlet
Oil By-pass Valve
Oil Temperature
Oil Inlet
Transmitter
Oil Outlet
 
 
Revised May 10   
Page 12 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
d.  Pressure Relief Valve.  A relief valve in the outlet gallery from the pressure pump controls 
oil pressure to a preset value; pressure in excess of this value opens the valve and passes oil to 
the return system until the pressure is reduced and the valve closed.  In some turboprops, a twin 
relief valve assembly provides a nominal pressure of 24 kPa for engine lubrication, and 48 kPa 
for propeller pitch change operation. 
 
e.  Oil  Filters.    A  number  of  filters  and  strainers  are  fitted  in  the  oil  system  to  prevent  foreign 
matter continuously circulating around the system.  A fine pressure filter is fitted on the outlet side of 
the  pump  to  remove  fine  particles  of  matter  that  could  block  the  oil  feed  ways.    A  thread  type, 
perforated plate or gauze filter is employed just before the oil jet to filter-out any matter that might 
have been picked up from the oil ways.  Finally, a scavenge filter is fitted in each return line prior to 
the  pumps  to  remove  any  matter  from  the  oil  that  may  have  been  picked  up  from  the  bearing 
chambers or gearbox (see Fig 14). 
 
3-12 Fig 14 Oil Filters 
Fig 14a Typical Pressure and Scavenge Filters 
 
Pleated Wire
Mesh Filter
Wire Mesh
Support
Resin
Impregnated
With Fibre  
 
Fig 14b Thread Type Oil Filter 
 
 
 
Revised May 10   
Page 13 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
f.  Breather.  A substantial amount of air is mixed with the oil returning to the tank and this air 
must be removed from the oil before it can be recirculated.  The returned oil/air mixture is fed into 
a de-aerator where partial separation occurs.  For final separation, the air and oil must then pass 
into the centrifugal breather which is driven from the wheel case (Fig 15). 
 
3-12 Fig 15 Centrifugal Breather 
 
Gear Shaft Air 
Outlet Slots
Air to 
De-aerator
Atmosphere
Segments
Air/Oil Mist
Entry Holes
Driven
Gear
Air to Atmosphere
Return Oil 
Oil to Gearbox
to Gearbox
Air/Oil Mist
 
 
g.  Magnetic  Chip  Detectors.    Magnetic  chip  detectors  are  fitted  in  the  oil  scavenge  line  to 
collect  any  ferrous  debris  from  the  bearing  chamber.    They  are  basically  permanent  magnets 
inserted in the oil flow and are retained in self-sealing valve housings (Fig 16). 
 
3-12 Fig 16 Magnetic Chip Detector and Housing Bearing Lubrication 
 
Return Oil
Chip
Detector
Self-sealing 
Housing
Permanent
Magnet
 
 
They  are  usually  removed  at  set  intervals  and  sent  for  analysis,  where  a  record  is  kept  of  the 
performance of each bearing by measuring and recording the amount of ferrous metal present at each 
period.  Engines can be fairly accurately assessed when a bearing failure is likely to occur and the 
engine removed before any serious damage is caused.  Magnetic chip detectors can also be fitted in 
the  pressure  line.    An  automatic  method  of  detecting  ferrous  matter  is  sometimes  fitted  where  two 
electrodes are fitted in the plug with a set gap between them.  When a piece of ferrous metal bridges 
the gap, it completes an electrical circuit, thus putting on a warning light in the cockpit. 
 
Revised May 10   
Page 14 of 15 

AP3456 - 3-12 - Cooling and Lubrication 
Expendable System 
 
27.  An expendable system is generally used on small engines running for periods of short duration, 
such as gas producers for engine starting or missile engines.  The advantages of this system are that 
it is simple, cheap and offers an appreciable saving in weight as it requires no oil cooler or scavenge 
system.    Oil  can  be  fed  to  the  bearing  either  by  pump,  tank  pressurization  or  metered.    After 
lubrication,  the  oil  can  either  be  vented  overboard  through  dump  pipes,  or  leaked  from  the  centre 
bearing to the rear bearing after which it is flung onto the turbine and burnt. 
 
Bearing Lubrication 
 
28.  Irrespective of the lubrication system the two main methods of lubricating and cooling the main 
bearing are: 
 
a.  Oil Mist.  Compressed air is used to atomize the oil at nozzles adjacent to the bearing; the 
air  will  assist  in  the  cooling  of  the  bearing.    The  air  can  later  be  separated  from  the  oil  as 
described  in  para  26f.    However,  engines  running  at  higher  loadings,  and  thus  with  higher 
bearing temperatures, will require more air and, as it is then not possible to recover all the oil 
from  the  return  mist  supply,  a  higher  oil  consumption  will  result.    In  addition,  this  lubrication 
method has lost favour owing to the fire hazards involved. 
 
b.  Oil Jet.  Oil jets are placed close to the bearings and directed into the clearance spaces.  
They are protected against blockage by thread type filters.  This method is easily controllable and 
reliable, and it is possible to regulate the oil quantity and pressure to provide for any amount of 
bearing cooling and lubrication over a wide range of temperatures.  Bearings at the hot end of the 
engine will, of course, receive the maximum oil flow. 
Revised May 10   
Page 15 of 15 

AP3456 - 3-13 - Thrust Reversal and Noise Suppression 
CHAPTER 13 - THRUST REVERSAL AND NOISE SUPPRESSION 
 
Contents 
Page 
 
THRUST REVERSAL.............................................................................................................................. 1 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
Requirements for Thrust Reversal .......................................................................................................... 2 
Layout and Operation of Typical Thrust Reversing Systems.................................................................. 2 
Safety and Operational Features ............................................................................................................ 4 
NOISE SUPPRESSION .......................................................................................................................... 5 
Introduction.............................................................................................................................................. 5 
Sources of Engine Noise and Suppression............................................................................................. 5 
 
Table of Figures 
 
3-13 Fig 1 Comparative Landing Runs - 90700 kg Aircraft with Four Engines....................................... 1 
3-13 Fig 2 Target Type Thrust Reverser Operation................................................................................ 3 
3-13 Fig 3 Clamshell Thrust Reverser Operation ................................................................................... 3 
3-13 Fig 4 Cold Stream Reverser............................................................................................................ 4 
3-13 Fig 5 Reverse Pitch Control System ............................................................................................... 4 
3-13 Fig 6 Comparative Noise Levels of Various Engine Types............................................................. 5 
3-13 Fig 7 Exhaust Noise Suppressors................................................................................................... 6 
 
THRUST REVERSAL 
 
Introduction 
 
1.  Thrust reversal is a means of reducing the landing run of an aircraft without excessive use of wheel 
brakes or the use of brake parachutes.  On a propeller driven aircraft, whether piston or turboprop, reverse 
thrust can be obtained by reversing the pitch of the propellers.  On a pure turbojet or turbofan the only 
simple and effective way of slowing the aircraft down quickly is to reverse the direction of the exhaust gas 
stream, thus using engine power as a deceleration force.  This method is much safer than using wheel 
brakes when landing, particularly on ice or snow covered runways.  The difference in landing distances 
between the same aircraft with and without using thrust reverse is shown in Fig 1.  Although Fig 1 shows 
the use of thrust reverse in adverse weather conditions, it is generally used during all landings. 
 
3-13 Fig 1 Comparative Landing Runs - 90700 kg Aircraft with Four Engines 
 
 
 
Revised May 10   
Page 1 of 6 

AP3456 - 3-13 - Thrust Reversal and Noise Suppression 
Requirements for Thrust Reversal 
 
2.  To  obtain  reverse  thrust,  the  jet  efflux  must  be  given  a  forward  component  of  velocity.    The 
mechanism to achieve this should fulfil the following requirements: 
 
a.  An adequate amount of reverse thrust should be obtainable (thrust losses will occur due to 
the change in direction and angle of the reverse gas stream). 
 
b.  The  reverser  should  not  affect  the  normal  working  of  the  engine,  and  there  should  be  no 
increase in specific fuel consumption (SFC). 
 
c.  When in use, the reverser should not cause debris or excessive amounts of hot air to enter 
the intake. 
 
d.  The discharged hot gases should not impinge on parts of the aircraft where the turbulent gas 
stream may cause damage by vibration as well as by heating. 
 
e.  Fire hazards must be avoided.  Hydraulic and lubrication systems should not be fitted where 
they are affected by the reverse gas stream. 
 
f.  Weight, complexity and cost must be kept to a minimum.  The weight penalty is particularly 
important on combat aircraft.  The thrust reversal system is generally redundant for 99% of the 
flight.    There  are  certain  systems  that  are  also  used  to  alter  the  nozzle  geometry  during  flight 
such as the thrust reverse aft (TRA) but it is not widely used. 
 
g.  The reverser must not operate until required to do so.  It is necessary to ensure that: 
 
(1)  Accidental selection of reverse thrust is impossible. 
 
(2)  No single failure in the operating system selects reverse thrust. 
 
(3)  The thrust reverse mechanism is fail safe. 
 
 
Layout and Operation of Typical Thrust Reversing Systems 
 
3.  Target (Bucket) Type.  This type of system uses buckets that are situated around the rear of the 
jet  pipe  (Fig  2).    When  stowed  the  buckets  form  part  of  the  aircraft  skin  line.    On  deployment,  the 
buckets cover the propelling nozzle and force the gas stream forward.  The buckets may be fitted with 
strakes on their inside to deflect the gas stream away from the aircraft structure.  The buckets are 
deployed using a pneumatic motor which is powered by engine compressor air.  The motor rotates 
two flexible drives attached to two bevel gears.  Each bevel gear drives a screwjack, which through 
attaching linkage, operates the buckets. 
Revised May 10   
Page 2 of 6 

AP3456 - 3-13 - Thrust Reversal and Noise Suppression 
3-13 Fig 2 Target Type Thrust Reverser Operation 
 
a  Forward Thrust Position
b  Reverse Thrust Position
Actuator Extended
Bucket Doors Stowed
Bucket Doors Open
 
 
4.  Clamshell  Door  Thrust  Reverser.    In  the  clamshell  system  (Fig  3)  doors,  which  are  stowed 
around  the  inside  of  the  jet  pipe  forming  part  of  the  inner  wall,  are  rotated  into  the  gas  stream  to 
deflect  it  through  ducts  which  they  previously  covered.    Within  the  ducts  there  are  cascade  vanes 
which direct the gas stream forward.  The clamshell doors are operated by pneumatic rams through 
levers that give the maximum load to the doors in the stowed position; this ensures effective sealing at 
the door edges, so preventing gas leakage.  The door bearings and operating linkage can operate in 
temperatures of up to 900 K. 
 
3-13 Fig 3 Clamshell Thrust Reverser Operation 
 
a  Clamshell Doors in Forward 
b  Clamshell Doors in Reverse 
Thrust Position
Thrust Position
 
 
5.  Cold Stream Reverser.  The majority of the thrust from a high by-pass ratio turbofan is produced 
by the fan; it is this airflow that is redirected forward.  As the airflow is relatively cool, it is referred to as 
a  cold  stream  reverser.    Rearward  movement  of  a  translating  cowl,  which  surrounds  the  thrust 
reverser unit, raises blocker flaps to close the fan duct (Fig 4).  At the same time, cascade vanes in 
the  wall  of  the  reverser  case  are  exposed.    Fan  airflow  is  now  deflected  off  the  blocker  flaps  and 
through the cascade vanes at a suitable angle to prevent re-ingestion. 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 3 of 6 

AP3456 - 3-13 - Thrust Reversal and Noise Suppression 
3-13 Fig 4 Cold Stream Reverser 
 
a  Forward Thrust Position
b  Reverse Thrust Position
 
 
6.  Reverse Pitch Propeller.  Both piston and turboprop propellers may be fitted with a reverse pitch 
mechanism,  allowing  the  blade  to  move  from  a  positive  to  a  negative  pitch  angle  (Fig  5).    When 
reverse pitch is selected, the propeller moves the airflow forward instead of rearwards, thus reducing 
the aircraft speed.  The propeller may also be used in the reverse pitch mode to manoeuvre an aircraft 
backwards whilst on the ground. 
 
3-13 Fig 5 Reverse Pitch Control System 
 
Throttle Lever
Propeller in
Reverse Pitch
Fuel
Engine Speed Signal
Spray
Nozzle
Throttle Valve
Fuel Supply
Control
Solenoid
Propeller Mechanism
Oil Supply
Blade Pitch Control Unit
 
 
Safety and Operational Features 
 
7.  The following features may be found on thrust reversal systems that have been described in the 
previous paragraphs: 
 
a.  Pre-selection of thrust reversal on aircraft approach.  This type of control has a weight on 
switch in the undercarriage which completes the circuit when the aircraft has touched down thus 
allowing the thrust reversal system to operate. 
 
b.  A  mechanical  lock  prevents  doors  moving  from  the  stowed  position  until  reverse  thrust  is 
selected. 
 
c.  Safety logic circuit to prevent selection if engine is in afterburning mode. 
 
d.  On some systems, a mechanical interlock will prevent thrust reversal being selected except 
when the engine is in the idle position. 
 
Revised May 10   
Page 4 of 6 

AP3456 - 3-13 - Thrust Reversal and Noise Suppression 
NOISE SUPPRESSION 
 
Introduction 
 
8.  The problem of engine noise has always been associated with aircraft.  Increases in engine power 
have in the past in turn given rise to an increase in noise; however, with the growing use of high by-pass 
fan engines and better insulation packages, the noise problem is being contained, even though there has 
been a significant boost in power output.  Nevertheless, military engines still produce high noise levels 
due  to  the  need  to  provide  powerful,  compact  engines  within  the  limited  airframe  space  provided.  
Modern combat aircraft designs favour a twin-engine rear fuselage installation, and to maintain as small 
a  frontal  area  as  possible,  low  by-pass  turbofan  or  turbojet  engines  are  chosen,  incorporating 
afterburners which are inherently noisy. 
 
9.  High noise levels are responsible for psychological and physiological damage to humans and can 
also cause structural damage to aircraft; this has led to limits being set on maximum noise levels by 
airport authorities, and it appears that these limitations will be more severe in future.  The unit that is 
commonly  used  for  measuring  the  noise  annoyance  level  is  the  perceived  noise  decibel  (PNdB).  
A PNdB is a measure of noise annoyance that takes into account the pitch as well as the pressure 
(decibel) of a sound.  Fig 6 compares the noise bands of various jet engine types - (contrast this with a 
busy restaurant 75-80 PNdB). 
 
3-13 Fig 6 Comparative Noise Levels of Various Engine Types 
 
120
Pure Jets Without
Noise Suppressor
Pure Jets With
Noise Suppressor
110
Low By-pass
B
Ratio Jets
dpN
High By-pass
Ratio Jets
100
90
Overall Trend
 
 
Sources of Engine Noise and Suppression 
 
10.  To  understand  the  problem  of  engine  noise  suppression  it  is  necessary  to  have  a  working 
knowledge of the noise sources and their relative importance.  The noise from the jet engine mainly 
originates from three sources: 
 
a.  Exhaust jet. 
 
b.  Turbine. 
 
c.  Compressor and/or front fan. 
 
11.  It has been seen that the first step towards noise suppression is at the design stage of the rotating 
and static parts of the engine.  Further reduction in the noise from an engine may be achieved by: 
 
a.  Absorption by acoustic linings. 
 
b.  Reduction of exhaust jet noise by mixing. 
 
Revised May 10   
Page 5 of 6 

AP3456 - 3-13 - Thrust Reversal and Noise Suppression 
12.  Acoustic Linings.  One method of suppressing the noise from the fan stage of a high by-pass 
ratio engine is to incorporate a noise absorbent liner around the inside wall of the by-pass duct.  The 
lining consists of a noise absorbent honeycomb structure sandwiched between a porous face sheet 
and  solid  backing  sheet.    The  disadvantages  of  using  liners  for  reducing  noise  are  the  addition  of 
weight  and  the  increase  in  specific  fuel  consumption  caused  by  increasing  the  friction  of  the  duct 
walls. 
 
13.  Exhaust Jet Mixing The main contributor to noise is the exhaust jet, which is comparatively 
easy to reduce by increasing the mixing rate of the exhaust gases with the atmosphere.  This can be 
achieved by incorporating a corrugated or lobe-type suppressor in the propelling nozzle (Fig 7).  In the 
corrugated  nozzle,  atmospheric  air  flows  down  the  outside  corrugations  and  into  the  exhaust  jet to 
promote rapid mixing.  In the lobe-type nozzle, the exhaust gases are divided to flow through the lobes 
and a small central nozzle.  This forms a number of separate exhaust jets which rapidly mix with the 
air entrained by the suppressor lobes.  A nozzle may be designed to give a large reduction in noise 
level, but this could incur a considerable weight and drag penalty.  Therefore, a compromise between 
noise reduction and engine performance is the designer’s aim. 
 
3-13 Fig 7 Exhaust Noise Suppressors 
 
a  Lobe Nozzle
b  Corrugated Nozzle
 
Revised May 10   
Page 6 of 6 

AP3456 - 3-14 - Engine Handling 
CHAPTER 14 - ENGINE HANDLING 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 2 
STARTING AND GROUND RUNNING................................................................................................... 2 
Precautions.............................................................................................................................................. 2 
Starting .................................................................................................................................................... 2 
After Starting............................................................................................................................................ 3 
Turboprop Engines.................................................................................................................................. 3 
TAXIING .................................................................................................................................................. 3 
Engine Considerations ............................................................................................................................ 3 
TAKE-OFF............................................................................................................................................... 4 
Engine Considerations ............................................................................................................................ 4 
CLIMBING ............................................................................................................................................... 4 
General.................................................................................................................................................... 4 
GENERAL HANDLING............................................................................................................................ 4 
Introduction.............................................................................................................................................. 4 
Mechanical Failure in Flight..................................................................................................................... 5 
Booster Pump Failure.............................................................................................................................. 5 
ENGINE ICING........................................................................................................................................ 5 
Centrifugal and Axial Flow Engines......................................................................................................... 5 
Effect of RPM on the Rate of Icing .......................................................................................................... 5 
Effect of TAS on the Rate of Icing ........................................................................................................... 6 
Warning Function of Airframe Icing......................................................................................................... 6 
Indications of the Rate of Icing ................................................................................................................ 6 
Effect of Speed on the Indications of Icing.............................................................................................. 7 
Avoiding or Clearing Icing Regions ......................................................................................................... 7 
Engine Anti-icing Equipment ................................................................................................................... 7 
RELIGHTING........................................................................................................................................... 7 
Flame Extinction ...................................................................................................................................... 7 
APPROACH AND LANDING................................................................................................................... 8 
Turbojet/Turbofan Engines...................................................................................................................... 8 
Turboprop Engines.................................................................................................................................. 8 
STOPPING THE ENGINE....................................................................................................................... 9 
General.................................................................................................................................................... 9 
 
Figure 
 
3-14 Fig 1 Rapid Start Panel ................................................................................................................... 3 
 
Revised May 10   
Page 1 of 9 

AP3456 - 3-14 - Engine Handling 
Introduction 
 
1.  The  wide  variety  of  gas  turbines  in  service,  each  having  certain  engine characteristics, means 
that the information in this chapter must be of a general nature only.  Aircrew Manuals give precise 
details of engine handling for a particular aircraft and engine installation and cover both normal and 
emergency operation. 
 
STARTING AND GROUND RUNNING 
 
Precautions 
 
2.  Whenever  possible  the  aircraft  should  be  headed  into  wind  for  all  ground  running.    During 
prolonged ground running the aircraft should never stand tail to wind as hot gases may enter the air 
intakes and lead to overheating.  Furthermore, standing tail into wind causes a back pressure, which 
slows  the  gas  stream  and  can  also  lead  to  overheating.    Starting  tail  into  wind  should  normally  be 
avoided.    On  some  aircraft  there  may  be  a  limiting  tail  wind  component  for  starting,  or  a  particular 
starting procedure may be required if there is a tail wind.  With some multi-spool engines, a tail wind 
can cause the LP compressor to rotate in the opposite direction which will cause starting problems if 
the counter-rpm is too high.  To avoid this the starting circuit will be isolated until the counter-rpm is 
within acceptable limits.  The aircraft should be positioned so that the jet wake will not cause damage 
to  other  aircraft,  equipment,  personnel,  or  buildings  in  the  vicinity.    Care  should  be  taken  to  avoid 
congested areas or regions of loose, stony soil. 
 
3.  Most  airfields  have  specially  designated  ground  running  pans  with  a  purpose  built  noise 
attenuator or ‘hush house’.  These are used for all major ground running needs.  Aircraft hardened 
shelters (HAS) may also be used for limited ground running.  However, additional safety precautions 
have to be taken with regard to vibration as this can cause severe internal injuries to people within the 
HAS whilst ground running is in operation. 
 
4.  The surface of the ground ahead of the intake should be free of loose objects and equipment, 
and all personnel should be well clear of the intakes.  Wherever possible, engine intake guards should 
be fitted to minimize the ingestion risk. 
 
5.  If the ground beneath the jet pipe or starter exhausts becomes saturated with fuel or starter fluid, 
the aircraft must be moved to a new site before a start is attempted, to reduce the risk of fire.  Fire 
extinguishers should always be close at hand.  Ground power sets should be used, where available, 
rather than the aircraft batteries. 
 
Starting 
 
6.  Aircraft  starting  sequences  are  fully  automatic  and  only  require  the  pilot  to  switch  on  engine 
services and initiate the start cycle.  To reduce the time taken for engine starting, many aircraft are 
fitted with rapid start systems where the pilot makes one selection and all the required services are 
activated  for  engine  start  (Fig  1).    The  booster  pumps  and  LP  fuel  cocks  are  normally  selected  by 
separate switches or by the rapid start system, whilst the HP fuel cock is generally incorporated with 
the throttle control. 
 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 2 of 9 

AP3456 - 3-14 - Engine Handling 
3-14 Fig 1 Rapid Start Panel 
 
Bat t
Fuel  Boost  Pumps
Mst r
Fr ont
Rear
R
a
p
Pit ot
W/Scr een A.P.U. Bl eedF
i Heat er s
Heat er
Cl osed
l
d
ig
T
h
a
t
k
e
O
f
O Ignit ion T.I. Pr obes FLT Inst f
f
f
 
 
7.  If the engine fails to start or the engine temperature exceeds the allowed start-up limit, the HP 
cock should be closed immediately.  The Aircrew Manual gives guidance on the number of starts that 
may be attempted, and the time interval between them, before it is necessary to investigate the fault. 
 
After Starting 
 
8.  Idle running checks vary from aircraft to aircraft, but usually include checks for fire, normal gas 
temperatures (e.g. JPT, TGT, TBT etc), rpm, and normal oil pressure.  Operation of ancillary services 
is sometimes included. 
 
Turboprop Engines 
 
9.  The  basic  starting  procedures  are  the  same  as  those  for  turbojet  or  turbofan  engines.    The 
propeller must always be in the ground fine pitch setting for the start, otherwise the load on the starter 
motor will be excessive. 
 
TAXIING 
 
Engine Considerations 
 
10.  Throttle handling should be smooth and considered.  Rapid and frequent opening of the throttle is to 
be avoided.  The initial response of particularly a heavy aircraft to throttle movement may be slow and 
considerable power may be necessary to start the aircraft moving.  Once underway, idling rpm is usually 
sufficient to maintain momentum.  In some cases, idling rpm is more than sufficient and the aircraft speed 
may slowly increase.  To overcome this problem and reduce brake wear some engines are fitted with 
variable exhaust nozzles which can be adjusted to reduce thrust when taxiing at idling rpm. 
 
11.  Directional  control  whilst  taxiing is by the use of differential brakes and/or nosewheel steering.  
Differential throttle may also be effective in manoeuvring multi-engine aircraft but allowance should be 
made for poor engine acceleration. 
 
12.  The idling thrust of a turboprop engine is high and once the aircraft is moving it is possible to taxi 
with  the  throttle  at  the  ground  idling  position.    Throttle  movements  should  be  made  slowly  and  a 
careful watch maintained on the engine temperature during prolonged periods of taxiing. 
 
Revised May 10   
Page 3 of 9 

AP3456 - 3-14 - Engine Handling 
TAKE-OFF 
 
Engine Considerations 
 
13.  When conditions dictate a short take-off run the throttle should be smoothly opened to take-off 
power  against  the  brakes,  then  the  brakes  released.    On  many  aircraft,  the  brakes  will  not  hold  at 
take-off power in which case they should be released at the recommended rpm and the remainder of 
the power applied during the initial take-off run. 
 
14.  Some axial flow engines may tend to stall or surge under crosswind conditions, because of the 
uneven  airflow  into  the  intake.    If  this  happens  the  throttle  should  be  closed  and  if  necessary,  the 
aircraft should be turned into wind until the engine responds satisfactorily to throttle movement. 
 
15.  Aircrew Manuals state certain conditions to rpm, gas temperature, and/or torque that should be 
achieved at take-off power to indicate if the engine is producing full thrust.  These indications are the 
‘placard’  figures  and  are  worked  out  on  engine  installation,  and  are  used  to  determine  the  thrust 
degradation of an engine during its installed life.  Similarly, the Aircrew Manuals for some aircraft lay 
down certain requirements in respect of the correct operation of variable nozzles. 
 
CLIMBING 
 
General 
 
16.  The aircraft should be climbed at the recommended speed.  If the correct climbing speed is not 
used then the rate of climb will be reduced.  Engine indications should always be monitored, particular 
care being taken where gas temperature and rpm controllers are inoperative.  If it is not essential to 
climb at maximum permitted power a lesser setting should be used at the same recommended speed. 
 
17.  In spite of the FCU, the rpm for a given throttle setting may tend to increase with altitude.  The 
throttle may therefore have to be closed progressively to maintain constant rpm. 
 
GENERAL HANDLING 
 
Introduction 
 
18.  The principles of gas turbine handling are determined by the fact that this type of engine is designed 
to produce maximum thrust and efficiency at one rpm - usually 100%.  Malfunction of the engine is often 
associated with acceleration, or with operating conditions that differ widely from the optimum.  Devices 
such as the ACU, FCU, swirl vanes etc, are incorporated primarily to assist the pilot to change the thrust 
conditions.  A malfunction of these devices should not prevent successful control of the engine provided 
that greater attention is paid to throttle handling and the preservation of a good flow into the compressor. 
 
19.  In  some  cases,  flame  out  can  occur  if  the  throttle  is  opened  too  rapidly.    The  aircraft  Aircrew 
Manual gives the detailed procedure to be followed after such an event.  The normal starting system, 
using the engine starter is not normally used when relighting, as the engine will be turning sufficiently 
fast due to the forward speed of the aircraft. 
 
20.  Surge.  High altitude surge may occur above 40,000 ft when flying at a low IAS and high rpm 
under very low temperature conditions.  Similarly, surge can occur at high g and high altitude.  If this 
occurs, there may be a substantial bang, fluctuating rpm, a higher than normal gas temperature, and a 
considerable loss of thrust.  Closing the throttle and increasing the IAS by diving effects a return to 
stable conditions.  Surge is discussed in greater depth in Volume 3, Chapter 6. 
 
Revised May 10   
Page 4 of 9 

AP3456 - 3-14 - Engine Handling 
Mechanical Failure in Flight 
 
21.  If the engine fails because of an obvious mechanical defect, the immediate action should be to 
shut down the engine following the specific procedures given in the appropriate Aircrew Manual. 
 
Booster Pump Failure 
 
22.  If  the  booster  pump  fails  through  either  a  pump  malfunction  or  an  electrical  failure,  a  bypass 
system  allows  fuel  to  flow  from  tanks  by  gravity,  or  by  suction  from  the  engine  driven  pumps.  
However, since the purpose of a booster pump is to prevent vapour locking and cavitation of fuel, and 
to  maintain  a  satisfactory  supply  of  low  pressure  fuel  to  the  engine  driven  pumps,  certain  handling 
precautions should be taken. 
 
23.  At high throttle settings and high ambient temperatures, rpm may fluctuate and a flame-out could 
occur; at high level an immediate flame-out is possible, and this possibility is increased with AVTAG if 
it  was  at  high  temperature  on  take-off  (note:  the  use  of  AVTAG  and  related  fuels  has  declined 
considerably).    Detailed  procedures  for  individual  aircraft  may  be  found  in  the  aircrew  manual,  but 
general precautions are: 
 
a.  Reduce rpm, this will reduce the chance of damage to the engine driven pump because of 
fuel starvation, and will reduce the chance of cavitation. 
 
b.  Avoid negative g, because the fuel is gravity fed. 
 
c.  Descend; this reduces fuel boiling and chance of vapour locks. 
 
d.  If a flame-out has occurred a successful relight is not likely at high levels, and an attempt 
should not be made until the level quoted in the Aircrew Manual is achieved. 
 
ENGINE ICING 
 
Note:    The  following  paragraphs  must  be  read  in  conjunction  with  the  information  contained  in  the 
relevant Aircrew Manual. 
 
Centrifugal and Axial Flow Engines 
 
24.  Centrifugal  compressor  engines  are  relatively  insensitive  to  moderate  icing  conditions.    The 
combination  of  centrifugal  force,  temperature  rise,  and  rugged  construction  found  in  these 
compressors is effective in dealing with all but severe engine icing. 
 
25.  Axial  flow  compressors  are  seriously  affected  by  the  same  atmospheric  conditions  that  cause 
airframe  icing.    Ice  forms  on  the  inlet  guide  vanes  causing  a  restricted  and  turbulent  airflow  with 
consequent  loss  in  thrust  and  rise  in  gas  temperature.    Heavy  icing  can  cause  an  excessive  gas 
temperature leading to turbine and engine failure, and the breaking off of ice can cause engine surge and 
mechanical damage.  (Although turbofan engines do not have stationary inlet guide vanes or support 
struts, they may still suffer from icing on the intake cowls, with the attendant risk of ice ingestion.) 
 
Effect of RPM on the Rate of Icing 
 
26.  For a given icing intensity, the closer the spacing of the inlet guide vanes, the more serious is the 
effect of icing.  For a given engine, the rate of ice accumulation is roughly proportional to the icing intensity 
and the mass airflow through the engine, i.e. to engine rpm.  The rate of engine icing, therefore, can be 
reduced by decreasing the rpm. 
 
Revised May 10   
Page 5 of 9 

AP3456 - 3-14 - Engine Handling 
Effect of TAS on the Rate of Icing 
 
27.  It is known that the rate of engine icing for a given index is virtually constant up to about 250 kt TAS.  
At  higher  speeds,  the  rate  of  icing  increases  rapidly  with  increasing  TAS.    This  phenomenon  can  be 
explained because the rate of engine icing is directly proportional to the liquid water content of the air in the 
intakes.  But the water content of the air intakes is not necessarily the same as that of the free airstream.  
At low speeds, air is sucked into the intakes and at high speeds, it is rammed in.  The transition speed, at 
which the pressure and temperature in the intake are still atmospheric, is about 250 kt TAS. 
 
28.  During the suction period, the concentration of water content is virtually unchanged from that of 
the free air stream.  At higher speeds, above 250 kt, most of the suspended water droplets ahead of 
the  projected  area  of  the  intake  tend  to  pass  into  the  intake  while  some  of  the  air  in  this  same 
projected area is deflected round the intakes.  The inertia of the water droplets prevents them from 
being deflected and so the water content of the air in the intake is increased.  Therefore, a reduction of 
TAS to 250 kt will reduce the rate of jet engine icing. 
 
29.  The reduced pressure caused by the compressor sucking action is at its lowest at zero speed.  The 
pressure  drop  also  increases  with  a  rise  in  rpm.    The  pressure  drop  is,  of  course,  accompanied  by  a 
temperature drop.  On the ground, or at very low speeds and high rpm, air at ambient temperature will be 
reduced to sub-freezing temperatures as it enters the intakes.  Any water content would therefore freeze 
onto the inlet guide vanes.  The suction temperature drop which occurs is of the order of 5 ºC to 10 ºC.  
This temperature drop occurs at high rpm at the lowest altitude and decreases with decreasing rpm or 
increasing TAS.  Under these conditions, visible moisture is needed to form icing.  Therefore, take-off in 
fog, at temperatures slightly above freezing can result in engine icing. 
 
Warning Function of Airframe Icing 
 
30.  Except for the suction icing characteristics which will rarely be encountered, jet engine icing will 
occur  in  the  same  conditions  as  airframe  icing  and  in  about  the  same  proportion  for  a  given  icing 
density.  There will be little chance of engine icing in flight unless visible airframe icing is experienced. 
 
Indications of the Rate of Icing 
 
31.  Although  the  rate  of  icing  is  roughly  proportional  to  the  rate  of  airframe  icing  for  a  given  icing 
intensity, the ratio of the rates varies considerably for changing icing intensities.  The rate of airframe 
icing depends on both the water content and the size of the droplets.  Engine icing depends primarily 
on the water content and is almost independent of the size of the droplets. 
 
32.  This  is  caused  by  the  fact  that  very  small  droplets  tend  to  follow  the  deflected  air  round  the 
leading edge of the wing or any surface of a large radius.  Larger droplets because of greater inertia 
cannot change their position rapidly enough and tend to impact the leading edge.  The leading edge 
radius of the intake guide vanes is so small that the size of the droplets is immaterial.  Therefore, for a 
given  concentration  of  atmospheric  water  and  for  a  given  TAS  and  rpm,  the  engine  icing  rate  is 
constant but the airframe icing rate will be lower for small droplets and higher for large droplets. 
 
33.  Because of the same phenomenon, wing icing tends to be heavier on the outer sections of the 
span where the leading edge is sharper.  The most reliable visible indication of the rate of engine icing 
is obtained by watching projecting objects having the smallest radius or curvature, e.g. aerials, since 
the rate of accumulation of these items more nearly approximate that on the inlet guide vanes. 
 
 
Revised May 10   
Page 6 of 9 

AP3456 - 3-14 - Engine Handling 
Effect of Speed on the Indications of Icing 
 
34.  Although  the  rate  of  engine  icing  is  almost  constant  at  speeds  below  about  250  kt,  the  rate  of 
airframe  icing  decreases  rapidly  with  decreasing  airspeed.    This  characteristic  can  cause  a  false 
interpretation of the rate of engine icing if the evidence of the airframe icing is taken to indicate engine 
conditions.  For example, consider two aircraft in the same icing conditions, one flying at 150 kt and the 
other  at  250  kt.    The  aircraft  at  150  kt  would  experience  fairly  heavy  airframe  icing.    The  rate  of  ice 
accumulation at the lower speed is less than at the higher speed although the icing intensity is the same.  
The engine icing rate would have been the same in both cases.  Low airspeed is highly desirable for 
flight in icing conditions because of the extended duration of trouble-free operation, but the pilot should 
not be misled by the rapid reduction of airframe icing rate achieved by a reduction in airspeed. 
 
35.  The concept that the adiabatic temperature rise, caused by ram effects, prevents icing, is dangerous.  
The common theory of ram temperature rise is a simplification of the basic theory and applies only under dry 
conditions.  The presence of free water droplets nullifies the simplified law.  When free moisture is present, 
much of the energy (heat rise) due to ram is absorbed by the evaporation of water, with the result that at 
moderate airspeeds there may be an actual reduction of airframe temperature.  The airspeed needs to be 
very high to generate sufficient ram energy simultaneously to evaporate the free moisture and raise the wing 
surface temperature above freezing.  At speeds of about 400 kt an extremely serious form of airframe icing, 
leading to severe control difficulties can be encountered. 
 
Avoiding or Clearing Icing Regions 
 
36.  It  can  be  stated  that  in  stratus  (layer  type)  clouds  the actual icing region is seldom more than 
3000 ft in depth, the average depth being of the order of 1000 ft.  In cumulus (heap type) cloud, the 
depth  of  the  icing  layer  may  be  considerable  but  the  horizontal  area  is  rarely  more  than  3  nm  in 
diameter.  However, the icing intensity in cumulus cloud is usually greater than in stratus type.  High 
performance  jet  aircraft  usually  fly  clear  of  icing  regions  before  the  engine  or  airframe  is  seriously 
affected, but low performance jet aircraft may be unable to do this and particular care should be taken.  
The general rules are: change altitude (climb or descend) in stratus cloud icing, and change heading 
appropriately to avoid cumulus cloud icing. 
 
Engine Anti-icing Equipment 
 
37.  If engine anti-icing equipment is fitted, this can be switched on at any time when icing conditions 
are  suspected  or  when  an  unaccountable  rise  in  gas  temperature  or  drop  in  rpm  occurs  under 
conditions suitable for engine icing.  There are several engine anti-icing systems, all of which, with the 
exception of methanol injection, involve a higher fuel consumption and so a reduced range.  Further 
details are given in Volume 4, Chapter 9. 
 
RELIGHTING 
 
Flame Extinction 
 
38.  Flame  extinction  may  be  caused  by  overfuelling,  underfuelling,  interruption  of  the  fuel  flow,  or 
insufficient idling speed.  Whatever the cause of the flame out, however, the Aircrew Manual for the 
type details the action to be taken following flame extinction. 
 
39.  Relighting  is  practical  with  some  turbojet  engines  as  high  as  40,000  ft  but  lower  altitudes  are 
usually  recommended  to  ensure  a  definite  relight  on  the  first  attempt,  and  generally  speaking,  the 
lower  the  altitude  the  greater  the  chance  of  successful  relight.    If  the  engine  failure  is  noticed 
immediately and clearly is not due to mechanical failure, a hot relight should be attempted.  The relight 
Revised May 10   
Page 7 of 9 

AP3456 - 3-14 - Engine Handling 
button should be pressed with the HP cock open, and with the throttle either closed or left in the open 
position  in  which  failure  occurred,  depending  on  the  advice  given  in  the  Aircrew  Manual.    If  a  hot 
relight is not successful, the engine must be shut down and the normal cold relight drill carried out as 
detailed in the Aircrew Manual. 
 
40.  Where  there  are  indications  of  obvious  mechanical  damage  or  where  an  engine  fire  has  been 
successfully extinguished no attempt to relight is to be made. 
 
APPROACH AND LANDING 
 
Turbojet/Turbofan Engines 
 
41.  A  powered  approach  is  necessary  on  turbojet  aircraft  to  ensure  a  quicker  thrust  response  if  it 
becomes necessary to adjust the glide path by use of the throttle.  The Aircrew Manual will give a 
power setting for each engine installation for use in the approach configuration.  The rpm should be 
kept at or above this figure until it is certain that the runway can be reached.  When going round again 
from a powered approach the throttle should be opened smoothly to the required power to prevent 
engine surge. 
 
42.  If the decision to go round again has been made after touch-down, or just before, when the rpm 
have fallen below the minimum approach figure, the throttle must be opened very carefully until the 
rpm reach the minimum approach figure, otherwise the engine may surge.  When opening up under 
these  conditions  the  engine  takes  longer  to  accelerate  to  full  power.    Engines  that  are  controlled 
electronically are independent of the rate of throttle movement, as the engine will only react depending 
on the signal from the control unit, which in turn will only accelerate the engine at a rate dictated by 
flight conditions. 
 
Turboprop Engines 
 
43.  Engine response can be poor in an approach configuration, and early corrective action must be 
taken if under-shooting.  There may be little or no immediate impression of increase of power, and 
reference  should  be  made  to  the  torque-meter,  if  fitted.    To  ensure  the  maximum  response  when 
going  round  again,  it  is  advisable  to  maintain  at  least  the  minimum  torque-meter  reading  or  power 
setting given in the Aircrew Manual.  Unless landing on long runways, there should be no undue delay 
in closing the throttle to the ground idle position. 
 
44.  Rapid closing of the throttle to the ground idle position causes an equally rapid fining-off of 
the propeller with a sudden large increase in drag.  While this is useful for rapid deceleration in 
the initial stages of the landing run, the discing effect of the very fine pitch is to blank the rudder 
and  elevator,  greatly  decreasing  their effectiveness; thus any drift at touch-down is accentuated 
and a swing may easily develop, requiring early and careful use of the brakes.  The throttle should 
therefore be closed slowly and smoothly to the ground idle position.  Power should not be used to 
check  a  swing,  as  the  engine  response  is  slow  and  the  rapid  throttle  movement  required  may 
cause the engine to stall or surge.  During the landing run, once the throttle has been closed to 
the ground idle position, the reverse torque light may blink occasionally. 
 
45.  If the decision to go round again is made after touch-down and the throttle has been moved to the 
ground idle position, the throttle must be opened slowly to avoid stalling or surging the engine; initial 
acceleration is very poor, and the decision to go round again should normally be made before cutting 
to the ground idle position. 
 
Revised May 10   
Page 8 of 9 

AP3456 - 3-14 - Engine Handling 
STOPPING THE ENGINE 
 
General 
 
46.  After  landing,  the  engine  can  usually  be  shut  down  immediately  upon  the  aircraft  reaching  its 
parking position.  A check should be made to ensure that the gas temperature and rpm have stabilized 
before following the shut down procedure detailed in the Aircrew Manual for type. 
Revised May 10   
Page 9 of 9 

AP3456 - 3-15 - Lift/Propulsion Engines 
CHAPTER 15 - LIFT/PROPULSION ENGINES 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
POWERPLANT ARRANGEMENTS........................................................................................................ 2 
General.................................................................................................................................................... 2 
Vectored Thrust....................................................................................................................................... 2 
Composite ............................................................................................................................................... 2 
ENGINE TYPES ...................................................................................................................................... 3 
Lifting Engines ......................................................................................................................................... 3 
Lift/Propulsion Engines............................................................................................................................ 3 
OTHER LIFT/PROPULSION SYSTEMS................................................................................................. 4 
General.................................................................................................................................................... 4 
Tilt-rotor ................................................................................................................................................... 4 
Tilt-wing ................................................................................................................................................... 5 
Partial or Fully Compounded Systems.................................................................................................... 5 
 
Table of Figures 
 
3-15 Fig 1 Vectored Thrust Principle....................................................................................................... 2 
3-15 Fig 2 Composite Engine Arrangement as Fitted to the Yak 38....................................................... 3 
3-15 Fig 3 Twin Nozzle Deflector ............................................................................................................ 4 
 
Introduction 
 
1.  Lift/Propulsion  engines  are  used  in  various  configurations  to  power  the  family  of  aircraft  that  use 
vertical or short take-off and landing techniques (V/STOL).  The ability of aircraft to do so has interested 
military strategists and aircraft designers for many years, and despite the research and development work 
expended by many countries, there are as yet only two fixed wing aircraft in operational service in the 
world that can operate in the vertical take off and landing role, the Harrier powered by the Pegasus and the 
Yak 38 powered by two Koliesov ZM lift engines and one Lyulka AL-21F lift/cruise engine.  Despite the 
ability of these aircraft to operate in the VTOL role, to reduce engine fatigue and increase take-off weight, 
the aircraft can employ a short take-off vertical landing (STOVL) method of operating. 
 
2.  The  provision  of  a  powerplant  for  a  V/STOL  aircraft  presents  the  designer  with  a  number  of 
special  problems,  the  solutions  to  which  will  vary  according  to  the  type  and  performance  required.  
However there are certain considerations that must be taken into account: 
 
a.  Static thrust for vertical take-off must exceed the all-up weight of the aircraft.  However, a 
'rolling'  or  short  take-off  can  allow  the  all-up  weight  to  be  increased  because  of  the  extra  lift 
generated by the wing. 
 
b.  In  VTOL  operations,  a  means  must  be  provided  to  control  the  aircraft  attitude,  since 
conventional aircraft control requires airflow over the control surfaces.  Control for VTOL is 
provided by tapping air from the engine and using small jets at the extremities of the aircraft 
to control the aircraft during low speed handling. 
 
c.  The powerplant thrust distribution must be around the centre of gravity of the aircraft. 
 
Revised May 10   
Page 1 of 5 

AP3456 - 3-15 - Lift/Propulsion Engines 
POWERPLANT ARRANGEMENTS 
 
General 
 
3.  Although both the Harrier and Yak aircraft are designed to operate in the V/STOL role, the powerplant 
arrangement differs quite considerably.  The Pegasus engine fitted to the Harrier is a turbofan engine using 
nozzle  vectoring  to  alter  the  direction  of  the  thrust  line,  whilst  the  Yak 38 has two dedicated lift turbojet 
engines with a further turbojet as a lift/propulsion engine, using a vectoring nozzle arrangement.  The two 
distinct engine configurations are known as Vectored Thrust and Composite. 
 
Vectored Thrust 
 
4.  The vectored thrust system, in which the thrust can be varied from the vertical to the horizontal, 
enables  the  same  engine  to  provide  for  both  vertical  take-off  and  forward  flight  (Fig  1).    Ground 
running the engine with the nozzles directed down can cause ground erosion and ingestion of debris, 
which may cause engine damage, and hot gases which can cause thrust loss.  This can be minimized 
with nozzle vectoring because ground running and pre take-off engine running can be done with the 
exhaust directed horizontally. 
 
3-15 Fig 1 Vectored Thrust Principle 
 
a Nozzles in Propulsion Position
b Nozzles Deflected For Vertical Lift
 
 
5.  Because all the thrust developed by the engine is available for take-off, this installation permits 
the minimum thrust requirement compatible with VTOL.  The flexibility of the nozzle vectoring system 
allows the aircraft to perform manoeuvres that have been available to helicopters such as hovering, 
turning on the spot, and reversing whilst in flight allowing a completely new approach to combat flying. 
 
6.  Although  the  nozzle  vectoring  system  has  distinct  and  clear  advantages  over  other  systems, 
there is however, one disadvantage in that there is a performance loss because the exhaust gases 
are being continuously deflected through the rotatable nozzle, thus leading to an increase in specific 
fuel consumption. 
 
Composite 
 
7.  In  a  composite  powerplant,  the  separation  of  the  lifting  and  propulsion  functions  enables  each 
type of engine to be highly specialized (Fig 2).  The lifting engines for example, are likely to run for 
only  a  short  period  at  the  beginning  and  end  of  each  flight  and  this  permits  the  use  of  design 
techniques which achieve thrust/weight ratios of the order of 16:1 for a bare engine.  Nevertheless, 
this arrangement results in a very high installed power requirement because the total thrust installed is 
the sum of the thrust required for both lift and propulsion. 
 
Revised May 10   
Page 2 of 5 

AP3456 - 3-15 - Lift/Propulsion Engines 
3-15 Fig 2 Composite Engine Arrangement as Fitted to the Yak 38 
 
Lift Engines
Propulsion Engine
 
 
8.  Although not a true composite arrangement where the lift and propulsion engines perform their own 
tasks, the Yak 38 arrangement consists of separate lift and lift/propulsion engines.  The two lift engines are 
designed  to  operate  only  during  take-off  and  landing,  whilst  the  lift/propulsion  engine  is  used  for  both 
VTOL and normal flight by adopting a vectoring nozzle arrangement. 
 
9.  The control system required for such an arrangement is quite complex, and the need to balance 
the thrust output from three separate powerplants to maintain aircraft stability is a fairly daunting task, 
and in the case of the Yak 38, control of the aircraft take-off and landing is done by ship or ground 
based computers linked into the aircraft onboard computer to provide complete automatic control. 
 
10.  By adopting the composite engine arrangement it can be appreciated that other than take-off and 
landing, the two lift engines plus all their associated systems and controls are totally redundant for the 
majority of the flight, taking up valuable airframe space and increasing the aircraft weight. 
 
ENGINE TYPES 
 
Lifting Engines 
 
11.  Lifting engines are specialized; they must be small, simple, and cheap as they are used in relatively 
large numbers whilst being easily installed within the depth of the fuselage or pod.  They must also have 
the lowest possible engine-plus-fuel weight for short duration use at the required thrust. 
 
12.  Turbojets are currently used as lifting engines and are often referred to as lift-jet engines.  They 
can currently attain thrust/weight ratios of 20:1 with still higher values projected for the future.  The 
engine must be light and simple thus composite materials are extensively used in their construction.  
The fuel and oil systems are simple with the latter employing a total loss method thus obviating the 
need for an oil return system. 
 
Lift/Propulsion Engines 
 
13.  This type of engine is designed to provide vertical and horizontal thrust by employing two or four 
swivelling  nozzles.    The  Pegasus,  as  fitted  to  the  Harrier/AV-8,  uses  the  four-nozzle  arrangement 
shown in Fig 1.  This engine is basically a turbofan engine with the by-pass air being directed through 
the front nozzles, while the core flow is directed through the rear nozzles.  All four nozzles are linked 
together  in  such  a  way  so  that  there  is  a  smooth  transition  from  vertical  to  horizontal  thrust.    The 
Lyulka, fitted to the Yak 38, uses two swivelling nozzles (Fig 3) to complement the two lift engines.  
This engine is a turbojet with the exhaust ending in a swivelling bifurcated nozzle. 
 
 
Revised May 10   
Page 3 of 5 

AP3456 - 3-15 - Lift/Propulsion Engines 
3-15 Fig 3 Twin Nozzle Deflector 
 
 
 
14.  The use of pure lift/propulsion engines as in the Pegasus, has clear and distinct advantages over 
other systems: 
 
a.  As the engine must provide a VTOL thrust/weight greater than 1.0, acceleration and rate of 
climb are very high. 
 
b.  With an orthodox forward facing intake, there is good efficiency throughout the performance 
range.    The  total  installed  thrust  is  such  that  whatever  the  angle  of  the  propelling  nozzle,  the 
resultant always passes through the aircraft’s centre of gravity. 
 
c.  The engine controls are conventional with the addition of a nozzle control lever, allowing the 
nozzles to be varied by the pilot throughout their range. 
 
d.  All engine thrust is useful thrust throughout the operating range; there is no redundancy as 
with the use of pure lift engines. 
 
15.  One of the disadvantages of using a lift/propulsion engine is the problem of increasing the thrust 
without  increasing  the  size  of  the  engine.    Conventional  aircraft  achieve  this  with  the  use  of 
afterburning, but this has proved problematical in vectored thrust configurations and aircraft designers 
have concentrated on refining the airframe using an increasing amount of composite materials. 
 
OTHER LIFT/PROPULSION SYSTEMS 
 
General 
 
16.  Other lift / Propulsion arrangements include: 
 
a.  Tilt-rotor systems. 
 
b.  Tilt-wing systems. 
 
c.  Partial and fully compounded systems. 
 
17.  Each of these is fully described, with diagrams in Volume 12, Chapter 8 and is briefly covered below. 
 
Tilt-rotor 
 
18.  The  tilt-rotor  system  uses  turboprop  engines  fitted  into  swivelling  pods  attached  to  the  aircraft 
wing  tips.    The  engines  drive  two  rotors  which  are  interconnected  in  case  of  single  engine  failure.  
With the engines in the vertical position for take-off and landing, the rotors act in the same way as a 
helicopter  rotor.    When  hover  is  achieved,  the  engine  pods  are  rotated through 90º, translating the 
aircraft  from  vertical  to  forward  flight.    Short  rolling  take-offs  can  also  be  made  by  setting  the  two 
engine  pods  at  an  intermediate  position.    This  type  of  aircraft  brings  together  the  flexibility  of  the 
helicopter with the speed of the turboprop aircraft in the small transport role. 
 
Revised May 10   
Page 4 of 5 

AP3456 - 3-15 - Lift/Propulsion Engines 
Tilt-wing 
 
19.  The tilt-wing design operates on the same principle as the tilt-rotor with the difference that the 
whole wing tilts with the engine nacelles. 
 
Partial or Fully Compounded Systems 
 
20.  A  compounded  system  is  where  the  lift  rotor  is  augmented  by  conventional  wings  and/or  a 
forward propulsion system.  In forward flight the rotor is partially unloaded or in a state of autorotation.  
Studies are at present directed to stopping, folding and stowing the rotors in flight, thus reducing drag. 
 
Revised May 10   
Page 5 of 5 

AP3456 - 3-16 - Turboprop and Turboshaft Engines 
CHAPTER 16 - TURBOPROP AND TURBOSHAFT ENGINES 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
Types of Turboprop Engines ................................................................................................................... 2 
Types of Turboshaft Engines .................................................................................................................. 3 
Reduction Gearing................................................................................................................................... 3 
Turboprop Performance .......................................................................................................................... 4 
Engine Control......................................................................................................................................... 4 
Propeller Control...................................................................................................................................... 5 
Propeller Synchronization and Synchrophasing ..................................................................................... 6 
 
Table of Figures 
 
3-16 Fig 1 Coupled Power Turbine Arrangement ................................................................................... 2 
3-16 Fig 2 Free Power Turbine ............................................................................................................... 2 
3-16 Fig 3 Compounded Engine ............................................................................................................. 3 
3-16 Fig 4 Turboshaft Engine.................................................................................................................. 3 
3-16 Fig 5 Typical Turboprop Reduction Gear........................................................................................ 3 
3-16 Fig 6 Power Quadrant and Associated Typical Blade Angles ........................................................ 6 
3-16 Fig 7 Optimum Blade Angle Relationships ..................................................................................... 7 
3-16 Fig 8 Effect of Syncrophasing on Noise Profile............................................................................... 7 
 
Introduction 
 
1.  The turboprop engine consists of a gas turbine engine driving a propeller.  In the turbojet engine the 
turbine extracts only sufficient energy from the gas flow to drive the compressor and engine accessories, 
leaving  the  remaining  energy  to  provide  the  high  velocity  propulsive  jet.    By  comparison,  the  turbine 
stages of the turboprop engine absorb the majority of the gas energy because of the additional power 
required to drive the propeller, leaving only a small residual jet thrust at the propelling nozzle. 
 
2.  Turboshaft engines work on identical principles, except that all the useful gas energy is absorbed 
by the turbine to produce rotary shaft power and the residual thrust is negligible; such engines find 
particular applications in helicopters and hovercraft.  The lack of a significant propulsive jet means that 
these engines can be mounted in any position in the airframe, and this flexibility is increased by the 
very compact design and layout of a modern turboshaft engine. 
 
3.  Because  the  propeller  wastes  less  kinetic  energy  in  its  slipstream  than  a  turbojet  through  its 
exhaust, the turboprop is the most efficient method of using the gas turbine cycle at low and medium 
altitudes, and at speeds up to approximately 350 kt.  At higher speeds and altitudes the efficiency of 
the  propeller  deteriorates  rapidly  because  of  the  development  of  shock  waves  on  the  blade  tips.  
Advanced  propeller  technology  has  produced  multi-bladed  designs  that  operate  with  tip  speeds  in 
excess of Mach 1, without loss of propeller efficiency, achieving aircraft speeds in excess of 500 kt. 
Revised May 10   
Page 1 of 8 

AP3456 - 3-16 - Turboprop and Turboshaft Engines 
Types of Turboprop Engines 
 
4.  Current turboprop engines can be categorized according to the method used to achieve propeller 
drive; these categories are: 
 
a.  Coupled Power Turbine. 
 
b.  Free Power Turbine. 
 
c.  Compounded Engine. 
 
5.  Coupled Power Turbine.  The coupled power turbine engine is the simplest adaptation from the 
turbojet engine.  In this configuration, the gas flow is fully expanded across a turbine which drives the 
compressor, the surplus power developed being transmitted to the propeller by a common drive shaft 
via suitable reduction gearing.  This arrangement is shown diagrammatically in Fig 1. 
 
3-16 Fig 1 Coupled Power Turbine Arrangement 
 
Compressor
Reduction Gear
Turbine
 
 
6.  Free  Power  Turbine.    In  this  arrangement,  a  gas  turbine  acts  simply  as  a  gas  generator  to 
supply high energy gases to an independent free power turbine.  The gases are expanded across the 
free turbine which is connected to the propeller drive shaft via reduction gearing.  The layout of a free 
power turbine engine is shown in Fig 2.  The free turbine arrangement is very flexible; it is easy to start 
due to the absence of propeller drag, and the propeller and gas generator shafts can assume their 
optimum speeds independently. 
 
3-16 Fig 2 Free Power Turbine 
 
Compressor
HP Turbine
Reduction Gear
Free Power Turbine 
 
7.  Compounded Engine.  The compounded engine arrangement features a two-spool engine, with 
the propeller drive directly connected to the low pressure spool (Fig 3). 
 
 
 
Revised May 10   
Page 2 of 8 

AP3456 - 3-16 - Turboprop and Turboshaft Engines 
3-16 Fig 3 Compounded Engine 
 
HP Spool
Reduction Gear
LP Spool
 
 
Types of Turboshaft Engines 
 
8.  Turboshaft engines are usually of the free power turbine arrangement.  The free turbine can be 
regarded  as  a  fluid  coupling  and  this  is  particularly  useful  for  helicopter  applications  where  the 
requirement  for  a  mechanical  clutch  in  the  transmission  for  start-up  and  autorotation  is  eliminated.  
The general arrangement of a turboshaft engine is shown in Fig 4. 
 
3-16 Fig 4 Turboshaft Engine 
 
Free Power Turbine
Reduction Gear
Compressor
 
Reduction Gearing 
 
9.  The power turbine shaft of a turboprop engine normally rotates at around 8,000 to 10,000 rpm, 
although rpm of over 40,000 are found in some engines of small diameter.  However, the rotational 
speed of the propeller is dictated by the limiting tip velocity.  A large reduction of shaft speed must be 
provided  in  order  to  match  the  power  turbine  to  the  propeller.    The  reduction  gearing  (Fig  5)  must 
provide  a  propeller  shaft  speed  which  can  be  utilized  effectively  by  the  propeller;  gearing  ratios  of 
between 6 and 20:1 are typical. 
 
3-16 Fig 5 Typical Turboprop Reduction Gear 
 
 
 
Revised May 10   
Page 3 of 8 

AP3456 - 3-16 - Turboprop and Turboshaft Engines 
In the direct-coupled power turbine and compounded engines, the shaft bearing the compressor and 
turbine  assemblies  drives  the  propeller  directly  through  a  reduction  gearbox.    In  the  free  turbine 
arrangement  reduction  gearing  on  the  turbine  shaft  is  still  necessary;  this  is  because  the  turbine 
operates at high speed for maximum efficiency.  The reduction gearing accounts for a large proportion 
(up to 25%) of the total weight of a turboprop engine and also increases its complexity; power losses 
of the order of 3 to 4% are incurred in the gearing (eg on a turboprop producing 4,500 kW some 150 
kW is lost through the gearing). 
 
Turboprop Performance 
 
10.  Fig 9 in Volume 3, Chapter 1 shows that the propeller has a higher propulsive efficiency than the 
turbojet up to speeds of approximately 500 kt, and higher than a turbofan engine up to approximately 
450 kt.    Compared  with  the  piston  engine  of  equivalent  power,  the  turboprop  has  a  higher 
power/weight  ratio,  and  a  greater  fatigue  life  because  of  the  reduced  vibration  level  from  the  gas 
turbine rotating assemblies. 
 
11.  Effect  of  Aircraft  Speed  on  Turboprop  Performance.    Fig  4  in  Volume  2,  Chapter  5  shows  the 
effect of aircraft speed on shaft power, thrust and specific fuel consumption. 
 
12.  Effect of Altitude on Turboprop Performance. Fig 3 in Volume 2, Chapter 5 shows the effect of 
altitude on shaft power and specific fuel consumption. 
 
Engine Control 
 
13.  As mentioned in para 9, the gas generator element of the turboprop engine operates at high rpm 
for maximum efficiency; any reduction in rpm reduces the pressure ratio across the compressor and 
therefore adversely affects the sfc.  In practice, most turboprop engines have gas generators which 
run at or near 100% rpm and three main methods are used to control the rpm and power absorption of 
the propeller throughout the normal flight ranges.  These are: 
 
a.  Integrated control of both blade angle and fuel flow. 
 
b.  Direct control of gas generator fuel flow. 
 
c.  Direct control of propeller blade angle. 
 
14.  Integrated Control of Blade Angle and Fuel Flow.  The integrated control system is suitable for 
a coupled turboprop engine.  In this system blade angle and fuel flow are altered simultaneously by 
movement  of  the  power  lever.    As  the  power  lever  is  advanced,  fuel  flow  and  blade  angle  are 
increased.    However,  the  fuel  input  is  more  than  is  required  to  provide  the  additional  torque,  thus 
engine rpm will increase in addition to the blade angle increase.  At maximum rpm further power can 
be obtained by increasing fuel flow; the propeller constant speed unit (CSU) will increase blade angle 
to absorb the additional power without a change in engine rpm. 
 
15.  Direct Control of Fuel Flow (Alpha Control).  The direct control of fuel flow is suitable for use in 
a free power turbine engine.  In this system, the gas generator is controlled in the same manner as a 
turbojet and the power available to the free turbine assembly is governed by the fuel flow.  Through 
reduction gearing, the free turbine turns the propeller which is maintained at constant rpm by the CSU, 
altering the blade angle. 
 
Revised May 10   
Page 4 of 8 

AP3456 - 3-16 - Turboprop and Turboshaft Engines 
16.  Direct  Control  of  Blade  Angle  (Beta  Control).    This  control  system  can  be  used  for  any 
turboprop engine.  In this system, the cockpit power lever simply selects a blade angle and various 
automatic  systems  are  used  to  maintain  the  propeller  rpm  by  adjusting  the  fuel  flow  (e.g.  by  a 
governor  in  the  fuel control system).  As the propeller blade angle is changed, the propeller speed 
governor adjusts the fuel flow to maintain constant propeller rpm (and thus constant engine rpm).  All 
helicopter turboshaft engines operate in this manner.  The blade angle is selected by the collective 
lever and the output of the gas generator is automatically adjusted to maintain the rotor rpm within fine 
limits. 
 
17.  Control  Outside  Normal  Flight  Range.    Outside  the  normal  flight  range,  and  particularly  in 
reverse thrust range, the engine/propeller combination is normally controlled by the beta system, i.e. 
by direct control of propeller blade angle.  The transition point between the control systems is usually 
indicated by a stop or detent in the throttle lever quadrant. 
 
Propeller Control 
 
18.  The main propeller controls found on the majority of turboprop engines are as follows: 
 
a.  Constant speed unit. 
 
b.  Manual and automatic feathering controls. 
 
c.  Fixed and removable stops. 
 
d.  Synchronization and synchrophasing units. 
 
e.  Reverse thrust control. 
 
19.  Constant Speed Unit.  In the normal flight range, the main control of the propeller is exercised 
by the CSU, sometimes referred to as the propeller control unit (PCU).  The operation of this unit is 
described in Volume 3, Chapter 18. 
 
20.  Manual and Automatic Feathering Controls.  All turboprop aircraft are fitted with some form of 
manual feathering control.  In some cases this control is integral with the HP cock for the associated 
engine;  in  others,  the  feathering  control  is  operated  through  the  fire  protection  system  which  also 
closes  the  HP  cock.    Automatic  feathering  control  is  fitted  to  many  turboprop  engines  to  avoid 
excessive drag following an engine failure.  The automatic system receives signals from the engine 
torquemeters  and  reacts  to  unscheduled  loss  of  torquemeter  oil  pressure  by  feathering  the 
appropriate propeller.  On twin-engine turboprop aircraft, the operation of the autofeather system on 
one engine automatically inhibits the same operation on the other engine, while still allowing the latter 
to be feathered manually. 
 
21.  Fixed and Removable Stops.  A number of stops or latches are incorporated in the propeller 
control  system;  their  purpose  is  to  confine  the  angular  movement  of  the  blades  within  limits 
appropriate to the phase of flight or ground handling.  The most common stops are described below 
and typical values are given for the corresponding blade angles (see Fig 6). 
 
 
 
Revised May 10   
Page 5 of 8 

AP3456 - 3-16 - Turboprop and Turboshaft Engines 
 
3-16 Fig 6 Power Quadrant and Associated Typical Blade Angles 
 
o
Flight Cruise Pitch Stop (+27  )
Flight Fine
Coarse Pitch Stop (+50  )
o
Pitch Stop (+14  o)
Ground Fine
Pitch Stop (–1  o)
Feather
Stop (+85  o)
Reverse
Braking o
Stop (–15  )
Flight Range
Ta
R x
a i
nge B
Feathering
r
Range
a
R k
a in
n g
ge
 
 
a.  Feather and Reverse Braking Stops.  These two fixed stops define the full range within 
which the propeller angle may be varied (+85º to –15º). 
 
b.  Ground Fine Pitch Stop.  This is a removable stop (–1º) which is provided for starting the 
engine and maintaining minimum constant rpm; the stop also prevents the propeller from entering 
the reverse pitch range. 
 
c.  Flight Fine Pitch Stop.  This is a removable stop (+14º) which prevents the blade angle 
from  fining  off  below  its  preset value.  Its purpose is to prevent propeller overspeeding after a 
CSU  failure.    It  also  limits  the  amount  of  windmilling  drag  on  the  final  approach.  The  stop  is 
usually engaged automatically as the pitch is increased above its setting; removal of the stop is, 
however, usually by switch selection. 
 
d.  Flight Cruise Pitch Stop.  This is a removable stop (+27º) which is fitted to prevent excessive 
drag or overspeeding in the event of a PCU failure.  The stop engages automatically as the pitch is 
increased above its setting, and is also withdrawn automatically as the pitch is decreased towards 
flight idle provided that two or more of the propellers fine off at the same time.  Variations on this type 
of stop include automatic drag limiters (ADL) and a beta follow-up system.  In the first of these, the 
stop is in the form of a variable pitch datum which is sensitive to torque pressure.  If the propeller 
torque falls below the datum value, the pitch of the propeller is automatically increased.  The pitch 
value  at  which  the  ADL  is  set  is  varied  by  the position of the power lever. Thus, as the power is 
reduced, the ADL torque datum value is also reduced so that the necessary approach and landing 
drag  may  be  attained,  while  simultaneously  limiting  the  drag  to  a  safe  maximum  value.  The  beta 
follow-up stop uses the beta control (i.e. direct selection of blade angle for ground handling) to select 
a blade angle just below the value controlled by the PCU.  In the event of a PCU failure, the propeller 
can only fine off by a few degrees before it is prevented from further movement in that direction by the 
beta follow-up stop.  In the flight range, the position of this stop always remains below the minimum 
normal blade angle and so does not interfere with the PCU governing. 
 
e.  Coarse  Pitch  Stop.    This  stop  (+50º)  limits  the  maximum  coarse  pitch  obtainable  in  the 
normal flight range.  A feathering selection normally over-rides this stop. 
 
Propeller Synchronization and Synchrophasing 
 
22.  Propeller Synchronization.  All multi-engine, propeller-driven aircraft suffer from propeller beat 
noise which induces vibration in the airframe, and irritation and fatigue in crew and passengers.  This 
Revised May 10   
Page 6 of 8 

AP3456 - 3-16 - Turboprop and Turboshaft Engines 
noise  is  produced  by  propellers  rotating  at  different  rpm,  each  propeller  producing  its  own  audible 
frequency which beats with the frequencies of other propellers nearby.  The noise and vibration levels 
rise and fall according to the degree of rpm difference; this undulation can be eliminated by running all 
the propellers at precisely the same rpm, ie synchronizing the rpm. 
 
23.  Propeller  Synchrophasing.    Although  the  beat  noise  is  eliminated  by  synchronizing  the 
propellers, it may not have a very significant effect on the actual noise and vibration levels.  The 
majority  of  the  remaining  propeller  noise  is  caused  by  the  interaction  between  the  blades  of 
adjacent propellers, being a maximum when adjacent blade tips are directly opposite each other.  It 
has been found that there are optimum combinations of angular differences (ie phase difference) 
between adjacent propeller blades which reduce this interference noise to a minimum (see Fig 7). 
 
3-16 Fig 7 Optimum Blade Angle Relationships 
 
10  oLead
Master
20  oLag
22  oLead
1
1
1
1
No 1 Blade
No 1 Propeller
No 2 Propeller
No 3 Propel er
No 4 Propel er
30  oLead
20  oLead
Master
42  oLead
1
1
1
1
No 1 Propeller
No 2 Propel er
No 3 Propeller
No 4 Propel er
 
The maintenance of these correct phase differences throughout the normal flight range is known as 
synchrophasing.    Fig  8  shows  the  noise  profiles  along  the  fuselage  of  a  multi-engine  transport 
aircraft both with and without synchrophasing. 
 
3-16 Fig 8 Effect of Syncrophasing on Noise Profile 
 
Without Synchrophasing
With Synchrophasing
oise Level
N
 
 
Revised May 10   
Page 7 of 8 

AP3456 - 3-16 - Turboprop and Turboshaft Engines 
24.  Synchronizing and Synchrophasing.  Propeller synchronization on early multi-engine aircraft was 
carried  out  manually,  either  by  listening  to  the  changing  beat  frequency  or  observing  the  strobe  effect 
through adjacent propellers.  This was a time-consuming and potentially distracting method and required 
frequent  repetition  as  the  propeller  rpm  drifted  apart.    In  current  aircraft,  synchronization  is  carried  out 
automatically  by  using  one  engine  as  a  master  reference  and  slaving  the  remaining  engines  to  it.    A 
synchroscope  in  the  cockpit  gives  a  visual  check  on  the  automatic  system  and  enables  manual 
synchronization to be carried out if necessary.  On aircraft fitted with synchrophasing equipment, the effect 
is achieved by electronic control which also includes throttle anticipation and speed stabilization functions.  
The control is only operative in the flight range.  Each propeller drives a pulse generator which provides 
one pulse per revolution.  With the propeller controls set to normal flight range, the pulse signals of the 
master engine selected are compared with those of the slaved engines.  The signals are analysed and 
discrepancies between master and slave pulses are eliminated by a control system which, by influencing 
the appropriate PCU, adjusts the speed and phase to the correct relationship with the master engine. 
Revised May 10   
Page 8 of 8 

AP3456 - 3-17 - Bypass Engines 
CHAPTER 17 - BYPASS ENGINES 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
By-pass Ratio .......................................................................................................................................... 1 
Design ..................................................................................................................................................... 2 
Propulsive Efficiency ............................................................................................................................... 2 
Comparison of Turbojet, Turbofan, and Turboprop Engines .................................................................. 3 
Surge ....................................................................................................................................................... 4 
 
Table of Figures 
 
3-17 Fig 1 Core and Duct Flow - Turbofan Engine ................................................................................. 1 
3-17 Fig 2 Operating Parameters of the Turbojet, Turboprop, and Turbofan Engines........................... 3 
 
Introduction 
 
1.  The turbofan is the most common derivative of the gas turbine engine for aircraft propulsion.  It is a 
'by-pass'  engine,  where  part  of  the  air  (core  flow)  is  compressed  fully  to  the  cycle  pressure  ratio  and 
passes  into  the  combustion  chamber,  whilst  the  remainder  is  compressed  to  a  lesser  extent  (the  fan 
pressure ratio) and ducted around the core section.  This by-pass flow is either directed to atmosphere 
through a separate nozzle or it rejoins the hot flow downstream of the turbine in the main exhaust.  In both 
cases, the result is reduced overall jet velocity, giving better propulsive efficiency at lower aircraft speeds.  
In addition, because of the relatively low temperature of the by-pass air it may be used for cooling. 
 
By-pass Ratio 
 
2.  The ratio of the by-pass flow to the core or gas generator flow is termed the by-pass ratio (BPR) 
and is explained in Volume 3, Chapter 1, Para 8.  Fig 1 shows these flows in relationship.  It can be 
seen from Fig 1 that: 
 
MFan 
M
= By-pass Ratio 
Core
 
Where MFan and MCore represent the mass flow rate of air through the fan duct and through the core 
engine respectively.  As an example, if the total mass flow into an engine is six units and two units 
pass into the core, whilst four units are ducted past the core, the engine is said to have a by-pass ratio 
of 4/2 = 2.  Typical ranges of BPR are 0.15 (leaky turbojet) to 9 (high by-pass). 
 
3-17 Fig 1 Core and Duct Flow - Turbofan Engine 
 
 
 
Revised May 10   
Page 1 of 4 

AP3456 - 3-17 - Bypass Engines 
Design 
 
3.  An important point to be considered in the design of a turbofan by-pass engine is whether to mix 
the cold and hot gas flows in the jet pipe or to exhaust the cold air through separate nozzles.  There is 
a performance advantage in mixing the gas streams if it can be accomplished without introducing too 
much turbulence when they meet.  There are also useful installation advantages as the single jet pipe 
is less complicated.  Further, the single pipe is of particular advantage when afterburning is used to 
increase  thrust  whether  a  deliberate  attempt  is  made  to  mix  the  streams  (forced  mixing) or not.  A 
particular case where the hot and cold streams are not mixed is the Pegasus.  This is to ensure that 
the thrust centre is approximately at the C of G during V/STOL operations. 
 
4.  Reducing the BPR reduces the frontal area of the engine and hence the drag, enabling higher 
speeds to be reached.  If the BPR is reduced at a given fan ratio, less work will be required in the fan 
turbine and turbine exit pressure increases.  If it is required to mix hot and cold flows, fan pressure 
ratio must be increased to balance the pressure at the mixing plane.  This may require the number of 
fan stages to be increased.  Such an engine is termed a 'mixing by-pass' type. 
 
Propulsive Efficiency 
 
5.  The propulsive efficiency of the turbofan engine is increased over the pure jet by converting more 
of the fuel energy into pressure energy than into kinetic energy as in the pure jet.  The fan produces 
this  additional  force  or  thrust  without  increasing  fuel  flow.    Consider  the  derivation  of  propulsive 
efficiency.  Basically, the total energy in the jet is: 
 
 
 
 
 
Total energy in jet  = Thrust  Flight Speed + Lost Kinetic Energy 
 
 
 
 
 
 
 
 
= (Vj  Va)  Va + ½  (Vj  Va)2 
 
 
 
 
 
 
 
 
= V
2
2
2
jVa – Va  + ½Vj  + ½Va  – VjVa 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
= ½ V 2
2
j  – ½Va  
 
 
 
 
 
 
 
 
 
= ½ x (Vj – Va) x (Vj + Va) 
 
 
 
 
 
 
 
Where Vj = Jet velocity 
 
 
 
 
 
 
 
   Va = Flight speed 
 
Therefore, the ratio of useful power (thrust  flight speed) to total output, ie propulsive efficiency, 
 
(V  V )  V
2V
j
a
a

  
a

 
1 



V  V
2
(V
V ) (V
V )
j
a
j
a
j
a
 
which is maximum when Vj = Va. 
 
Unfortunately, no thrust is then produced.  As an example: 
 
Va  = 200 m/s (flight speed) 
Vj  = 600 m/s (turbojet) 
Vf  = 400 m/s (turbofan) 
 

Then propulsive efficiency for the turbojet is 
2
200  =  400  = 50% 
600  200
800
 

 
 
 
 and for the turbofan   
 
2
200  =  400  = 66% 
400  200
600
 
6.  The emphasis on the use and development of the turbofan engine has evolved with the use of 
transonic blading.  Transonic blading allows higher blade speeds (by definition) and hence higher rpm 
and pressure ratios to be achieved.  This results in a more fuel-efficient engine but will increase the 
Revised May 10   
Page 2 of 4 

AP3456 - 3-17 - Bypass Engines 
weight with no significant increase in thrust - thus reducing the thrust/weight ratio.  On some high by-
pass ratio engines, a reduction gear is used between the fan and the turbine, allowing better matching 
and reduced fan blade noise. 
 
Comparison of Turbojet, Turbofan, and Turboprop Engines 
 
7.  By converting the shaft power of the turboprop into units of thrust, and fuel consumption per unit of 
power  into  fuel  consumption  per  unit  of  thrust,  a  comparison  between  turbojet  and  turbofan  can  be 
assessed.  Assuming that the engines are equivalent in terms of compressor pressure ratio and turbine 
entry temperatures, the four graphs (Fig 2) show how the various engines compare with regard to thrust 
and  specific  fuel  consumption  versus  airspeed.    They  indicate  clearly  that  each  engine  type  has  its 
advantages and limitations. 
 
3-17 Fig 2 Operating Parameters of the Turbojet, Turboprop, and Turbofan Engines 
 
TurboProp Take-off
                    Thrust
Turboprop
Turbofan
Take-off
Thrust
t Thrust
Turbojet
t Thrust
Ne
Turbofan
Take-off
Ne
Thrust
Turboprop
Turbojet
Turbofan
Turbojet
0
200
400
600
800
0
200
400
600
800
True Airspeed at Sea Level (kt)
True Airspeed at 30,000 ft (kt)
a  Thrust at Sea Level and 30,000 ft
Turbojet
Turbojet
Turbofan
ption
ption
um
um
ons
ons
 C
 C
Turbofan
cific Fuel
cific Fuel
Turboprop
t Spe
t Spe
us
us
Thr
Thr
Turboprop
0
200
400
600
800
0
200
400
600
800
True Airspeed at Sea Level (kt)
True Airspeed at 30,000 ft (kt)
b  Thrust Specific Fuel Consumption at Sea Level and 30,000 ft
 
 
Revised May 10   
Page 3 of 4 

AP3456 - 3-17 - Bypass Engines 
8.  Turbofan  engines  show  a  definite  superiority  over  the  pure  jet  at  low  speeds.    The  increased 
frontal  area  of  the  fan  engine  presents  a  problem  for  high-speed  aircraft,  which,  of  course,  require 
small frontal areas to reduce drag.  At high speeds, this increased drag may offset any advantage in 
efficiency produced.  The main characteristics and uses are as follows: 
 
a.  Increased thrust at low forward speeds results in better take-off performance.  The turbofan 
thrust does not fall as quickly as the turboprop with increasing forward speed. 
 
b.  The weight of the engine lies between the pure jet and turboprop. 
 
c.  Ground clearances are greater than the turboprop, but not as good as the turbojet. 
 
d.  Specific fuel consumption and specific weight lie between the turbojet and turboprop.  This 
results in increased operating economy and range over the pure jet. 
 
e.  Considerable  noise  level  reduction  of  around  20  db  to  25  db  over  the  turbojet  reduces 
acoustic  fatigue  in  surrounding  aircraft  parts,  and  reduces  the  need  for  jet  noise  suppression, 
particularly at high by-pass ratios although acoustic linings may still be required. 
 
These advantages make the turbofan engine suitable for long range, relatively high-speed flight, but 
overall, much depends on the operation to be satisfied.  The use of afterburning further complicates 
the issue.  For example, a turbojet using afterburning has a better augmented SFC than a turbofan 
and also a higher dry thrust assuming that the engines are sized for the same afterburning thrust.  The 
whole  concept  tends  to  be  a  compromise  particularly  if  multi-role  operations  are  required.    If  the 
operation is of a very specific nature then the result of an optimization study is much easier to predict.  
For example, an off-the-ground intercept with little range requirement - using afterburning all the way - 
would  require  a  turbojet  or  low  by-pass  ratio  engine.    On  the  other  hand,  a  long-range  cruise  with 
some use of afterburning at the target would show a medium by-pass engine to be best. 
 
Surge 
 
9.  A  turbofan  engine  is  designed  to  operate  at  one  particular  operating  condition  (design  point).  
When operated away from its design point the engine will be less efficient, and in some cases surge 
may result (see Volume 3, Chapter 6). 
Revised May 10   
Page 4 of 4 

AP3456 - 3-18 - Propeller Operation 
CHAPTER 18 - PROPELLER OPERATION 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 1 
Constant Speed Unit (CSU) .................................................................................................................... 2 
Propeller Pitch Range Control................................................................................................................. 5 
Propeller Safety Devices ......................................................................................................................... 6 
Propeller Operations ............................................................................................................................... 8 
 
Table of Figures 
 
3-18 Fig 1 Torquemeter and Cockpit Gauge........................................................................................... 2 
3-18 Fig 2 Diagram of a Constant Speed Unit (CSU) and Pitch Change Mechanism (PCM) ................ 2 
3-18 Fig 3 Detailed Schematic Diagram of a Simple Pitch Change Mechanism (PCM) ........................ 3 
3-18 Fig 4 Engine 'Underspeed' Correction ............................................................................................ 3 
3-18 Fig 5 Engine 'On Speed' ................................................................................................................. 4 
3-18 Fig 6 Engine 'Overspeed' Correction .............................................................................................. 4 
3-18 Fig 7 Turboprop Power Lever ......................................................................................................... 5 
3-18 Fig 8 Alpha Control ......................................................................................................................... 5 
3-18 Fig 9 Beta Control ........................................................................................................................... 5 
3-18 Fig 10 Condition Lever .................................................................................................................... 6 
3-18 Fig 11 Propeller Safety Devices...................................................................................................... 7 
3-18 Fig 12 Range of Movement of a Typical Propeller.......................................................................... 8 
 
Introduction 
 
1.  This chapter is concerned with the mechanism and handling of the propellers fitted to both piston 
and turboprop engines.  However, as there are relatively few piston-engine types in service, the 
description and operation of propellers will concentrate mainly on turboprop applications, with specific 
reference to piston propellers where required.  The theory of propeller aerodynamics is contained in 
Volume 1, Chapter 23. 
 
2.  There are two principle types of propeller, fixed pitch and variable pitch: 
 
a.  Fixed Pitch.  The fixed pitch propeller is the simplest type of propeller, as it has no additional 
moving parts.  This type of propeller is used with low-powered piston engines fitted to single-engine 
light aircraft.  Engine rpm, and therefore power output, is controlled by the throttle.  The propeller 
converts engine power into thrust, and is designed to avoid engine overspeed with maximum power 
set by using a pitch angle which is efficient at the normal maximum cruising speed. 
 
b.  Variable Pitch.  With a variable pitch propeller, the engine is governed to run at a set rpm 
throughout the flight range.  The propeller governs the engine at this set rpm by the use of a 
device known as a constant speed unit (CSU).  Any variations in engine power output, which 
would otherwise produce a change in rpm, are sensed by the CSU which alters the propeller 
pitch angle to keep the rpm constant.  This type of propeller is fitted to higher-powered single and 
multi-engine piston and turboprop engines. 
 
3.  Power Measurement.  The power output from a piston engine to produce a given performance is 
obtained by setting engine rpm and manifold/boost pressure (see Volume 3, Chapter 2).  However, 
Revised May 10   
Page 1 of 9 




AP3456 - 3-18 - Propeller Operation 
turboprop engines have a much greater range of power available, and the power output being 
developed at any given time is measured from the actual torque transmitted by the drive shaft to the 
reduction gearbox.  A cockpit gauge (graduated in units of torque or horsepower) gives the pilot an 
indication of the power being developed (see Fig 1). 
 
3-18 Fig 1 Torquemeter and Cockpit Gauge 
 
Propeller Shaft
Tie Strut
Power Plant
(1,020 rpm)
(13,820 RPM)
Reduction Safety
Exhaust
Gearbox Coupling
Driveshaft
Torquemeter
Cockpit
Gauge
 
 
Constant Speed Unit (CSU) 
 
4.  The CSU (see Fig 2) is a mechanical device that senses changes in engine speed caused by a 
change in power output, by means of a flyweight governor.  This governor controls a hydraulic servo 
system feeding high-pressure oil, via a pilot valve, to a piston in the pitch change mechanism (PCM).  
The CSU works on the principle of balancing a spring pressure against the centrifugal force of rotating 
governor flyweights, driven directly from the engine or reduction gearbox.  For a piston engine, the 
governor flyweights are tensioned by a speeder spring, which is controlled from the cockpit by setting 
the rpm lever.  For a turboprop, the most efficient engine rpm is maintained by pre-tensioning the 
speeder spring to give 100% engine rpm at all times. 
 
3-18 Fig 2 Diagram of a Constant Speed Unit (CSU) and Pitch Change Mechanism (PCM) 
 
Pitch Change Mechanism (PCM)
Constant Speed Unit (CSU)
Propeller
Blade
Cam Follower
Cam
To Fine
To Coarse
Pitch
Pitch
RPM Selection
Controller
Bevel
Gears
Oil Return to
Speeder Engine/ Reservoir
Spring
Propeller Hub
Piston
Rotating
Governor
Housing
Flyweight
From Pilot Valve
Pressure
Propeller
Relief Valve
Blade
Oil Supply
CSU High Pressure Pump
Pilot
Valve Oil Return to Engine/ Propel er
Oil Reservoir
 
 
 
5.  Examining the PCM in more detail (Fig 3), it can be seen that the movement of the piston 
backwards and forwards moves a cam follower within the helical path in the cam, thereby changing linear 
Revised May 10   
Page 2 of 9 


AP3456 - 3-18 - Propeller Operation 
movement to rotation.  As the cam rotates, the bevel gear on its end causes the bevel gears situated on 
each blade root to turn, thus changing the blade pitch angle. 
 
3-18 Fig 3 Detailed Schematic Diagram of a Simple Pitch Change Mechanism (PCM) 
 
Propel er
Blade
Cam
Piston
Cam
Fol ower
Bevel
Gears
Propel er
Blade
 
 
6.  Engine Underspeed.  When the engine speed falls below the set rpm (known as 'underspeeding'), 
the speeder spring tension overcomes the force of the governor flyweights and moves the pilot valve 
down, allowing high-pressure oil to flow to the rear of the piston (see Fig 4). 
 
3-18 Fig 4 Engine 'Underspeed' Correction 
 
HP Oil
LP Oil
Decrease (Fine)
Pitch
PRV is closed
 
 
 
The resulting piston movement decreases the blade pitch angle of the propeller.  Because of the 
decreased propeller rotational drag, the engine accelerates and the flyweights produce more centrifugal 
force, until they balance the speeder spring force again.  This action closes the pilot valve and the 
propeller pitch is locked hydraulically to retain the engine 'on speed' (see Fig 5). 
 
 
 
 
Revised May 10   
Page 3 of 9 



AP3456 - 3-18 - Propeller Operation 
3-18 Fig 5 Engine 'On Speed' 
 
Equal Hydraulic Pressure
gives 'Hydraulic Lock'
PRV opens to regulate
pressure output from
CSU HP Pump
Pilot Valve
Clo
Cl se
s d
e Pi
d lot Valve
 
 
7.  Engine  Overspeed.  If the engine 'overspeeds', the increased centrifugal force from the 
flyweights lifts the pilot valve and high-pressure oil is fed to the front of the piston (see Fig 6).  The 
resulting piston movement increases the blade pitch angle of the propeller.  The increased 
rotational drag from the propeller now slows down the engine, the speeder spring force then 
balances the flyweights, and the pilot valve closes again to achieve the 'on speed' rpm (see Fig 5).  
A propeller that can be adjusted to both fine pitch and coarse pitch by hydraulic pressure is termed 
'double-acting'. 
 
3-18 Fig 6 Engine 'Overspeed' Correction 
 
To Coarse
Pitch
PRV is closed
 
 
8.  Piston-engine  Aircraft.  For most single-engine piston aircraft with variable-pitch propellers, the 
propeller blades are moved to fine pitch by hydraulic pressure and to coarse pitch by centrifugal twisting 
moment (CTM) (see Volume 1, Chapter 23).  Such a propeller is termed 'single-acting'.  Because these 
aircraft are not normally fitted with a feathering mechanism (see para 14), they rely on CTM to coarsen off 
the propeller blades, with counterweights ensuring that the propeller moves correctly.  In the case of an 
engine failure, and subsequent low propeller rpm, the movement of the piston towards the coarse pitch 
position is sometimes assisted by a large spring within the propeller hub. 
 
Revised May 10   
Page 4 of 9 




AP3456 - 3-18 - Propeller Operation 
Propeller Pitch Range Control 
 
9.  Modern turboprop engines produce very high power output in flight.  The propeller, through the CSU, 
controls this power output by varying the propeller blade pitch angle to maintain engine rpm.  The large 
range of blade pitch angle required in flight is referred to as the alpha () control range.  However, whilst 
manoeuvring on the ground, the power output required from a turboprop engine is comparatively low.  On 
the ground, the blade pitch angle (and therefore the thrust produced) is controlled directly by the pilot.  This 
ground range of blade pitch angle is referred to as the beta () control range. 
 
10.  Turboprop engines normally have two pilot-operated controls: 
 
a.  Power Lever The power lever is used to control the power plant during all normal flight and 
ground operations.  As shown by Fig 7, the lever covers both the alpha and beta control ranges.   
 
3-18 Fig 7 Turboprop Power Lever 
 
Forward
 Range
 Range
Ground Idle Max Reverse
Detent
Flight
Idle
Max Power
Note: Power Lever has to be lifted
to travel from  to
   range
 
The alpha range controls the power plant during all normal flight conditions by adjusting the engine fuel 
flow, with the CSU adjusting propeller blade angle to maintain 100% engine rpm (Fig 8). 
 
3-18 Fig 8 Alpha Control 
 
Propel er CSU

Gearbox
Variable
Throttle
Fuel
Power
Pitch
Valve
Lever
Propeller
 
 
In the beta range, the pilot controls the propeller pitch directly, overriding the CSU.  In the beta range, a 
separate engine rpm governor on the engine adjusts fuel flow to maintain engine rpm (Fig 9). 
 
3-18 Fig 9 Beta Control 
 
Engine RPM
Governor

 
 
Revised May 10   
Page 5 of 9 


AP3456 - 3-18 - Propeller Operation 
b.  Condition Lever.  The condition lever is a complex electro-mechanical device that controls 
several functions.  As shown by Fig 10, the various positions of the lever are either located by 
'stops' (sometimes referred to as 'detents') or are only selectable on application of pressure 
against a spring. 
 
3-18 Fig 10 Condition Lever 
 
Forward
Roller
Ground Stop
Run
Detent
Air Start
Detent
Feather
Position
Detent
 
 
The four functions shown in Fig 10 are: 
 
(1)  Ground Stop.  The Ground Stop position is located by a detent.  When the condition 
lever is in this position, the HP fuel cock is closed. 
 
(2)  Run.  The Run position is where the condition lever will be during normal engine 
running. 
 
(3)  Air Start.  To reach the Air Start position, the lever must be held against spring tension.  
This position is only used while re-starting the engine in flight. 
 
(4)  Feather.  When the lever is moved to the Feather position, fuel is mechanically shut off 
and the electrical feathering pump is operated (see sub-para 13f). 
 
11.  Piston-engine  Aircraft.  On piston-engine aircraft, the engine rpm and power are set by two 
different controls: 
 
a.  Rpm Lever.  Engine rpm is set by the rpm lever, which controls the CSU directly. 
 
b.  Throttle.  Engine power is changed by adjusting manifold/boost pressure with the throttle. 
 
During take-off, climb and cruise (i.e. flight conditions where the power setting is high), once an rpm has 
been set with the rpm lever, it will be maintained by the CSU, regardless of throttle movement.  However, 
at low or idle power settings, such as those used for descent and landing, the engine may not produce 
sufficient power to maintain the set rpm. 
 
Propeller Safety Devices 
 
12. Various safety devices are fitted to propellers to override the CSU system in case of 
malfunction.  The most serious result of loss of control of propeller rpm is an 'overspeed', during 
which the propeller blades rapidly move to fine pitch because of the effect of CTM.  The effects of 
the propeller rapidly moving to fine pitch are: 
 
a.  The engine torque being used to drive the propeller blades is replaced by a windmilling 
(negative) torque from the propeller, which tries to drive the engine.  If this effect is unchecked, 
both propeller and engine overspeed will occur. 
 
Revised May 10   
Page 6 of 9 


AP3456 - 3-18 - Propeller Operation 
b.  The windmilling propeller causes a very high drag force to be applied to the aircraft.  This is 
particularly dangerous in multi-engine aircraft, as it gives rise to a severe asymmetric thrust 
condition. 
 
13.  Examples of some of the safety devices fitted to propeller systems are discussed in the following 
sub-paragraphs and illustrated in Fig 11.  It should be noted, however, that not all are fitted to every 
propeller system: 
 
3-18 Fig 11 Propeller Safety Devices 
 
d.  Mechanical
To Fine
To Coarse Pitch Lock
Pitch
Pitch
To Pitch
Change
Mechanism
c.  Hydraulic Pitch
Lock stops piston
moving towards Fine
b.  Fine Pitch Stop
positively limits
minimum pitch in flight
a.  Negative Signal from
Torquemeter results in
Feathering Pump pushing
Blades to Coarse Pitch
 
 
a.  Negative  Torque  System  (NTS).  When the torquemeter fitted to the engine drive shaft 
senses that the propeller is driving the engine, ie trying to overspeed the engine, a signal is sent to 
the feathering pump (see sub-para f) to coarsen the blades.  The negative torque can be caused by 
engine failure, loss of power or an unusual flight regime (such as high TAS with low power selected).  
When the torquemeter senses positive torque again, the signal is cancelled and the propeller 
operates normally. 
 
b.  Fine Pitch Stop.  The fine pitch stop is fitted in the piston assembly to provide a mechanical 
limit to the minimum degree of pitch that can be obtained in the flight regime.  For ground 
operations, the fine pitch stop is withdrawn hydraulically, but is automatically re-engaged 
mechanically by spring force when the power lever is moved past the flight idle position. 
 
c.  Hydraulic  Pitch  Lock.  If oil pressure loss is sensed, the hydraulic pitch lock operates 
instantaneously.  A valve closes, trapping the oil on the increase-pitch side of the piston, 
preventing the blades from moving towards fine. 
 
d.  Mechanical  Pitch  Lock.   Some propeller systems also include a mechanical pitch lock 
which operates when oil pressure is lost, or propeller overspeed is sensed.  The pitch lock is a 
ratchet lock which mechanically prevents the propeller blades from moving to fine pitch.  It still 
allows them to move towards the coarse position, or feather, if required. 
 
Revised May 10   
Page 7 of 9 


AP3456 - 3-18 - Propeller Operation 
e.  Engine  Safety  Coupling  System.  Aircraft with NTS often incorporate a safety coupling 
(see Fig 1), which decouples the engine from the propeller reduction gearbox if a severe negative 
torque is sensed, ie after engine failure.  Decoupling has two beneficial effects: 
 
(1)  It removes the drag caused by the propeller trying to rotate the failed engine, and allows 
other propeller protection devices to operate. 
 
(2)  It prevents further damage to the failed engine. 
 
f. 
Feathering Pump.  The oil pump for normal propeller control is usually driven directly from 
the engine for piston engines, and from the reduction gearbox for turboprops.  However, a 
separate electrically-driven oil pump is usually incorporated in both types to complete the 
feathering operation whilst the propeller is slowing down, or has stopped.  The 'feathering pump' 
also enables the propeller to be un-feathered during an engine re-start sequence. 
 
 
Propeller Operations 
 
14.  Feathering.   Feathering of the propeller is normally carried out when the engine is shut down 
during flight.  When feathered, the propeller blade is presented with its leading edge facing into the 
direction of the relative airflow, thus reducing drag (see Fig 12). 
 
3-18 Fig 12 Range of Movement of a Typical Propeller 
 
Feather
92.5°
Flight Constant Speeding
 Range
23°
Flight Idle
Ground

 Range
Ground Idle

Max Reverse
-7°
 
 
15.  Reverse  Pitch.  Reverse pitch can be used both for braking after touchdown and for 
manoeuvring on the ground.  When reverse pitch is selected, the fine pitch stops are disengaged and 
the propeller blades are allowed to move past the flight fine position and into reverse pitch.  This 
function is selected by the pilot using the power lever (see Fig 7).  The pilot has direct control of 
propeller pitch angle, while the engine speed is controlled by the engine rpm governor (β range). 
 
16.  Ground Idle.  To reduce propeller drag, and hence the load on the engine, when starting on the 
ground the propeller blades should be at the ground idle blade angle.  This is achieved by placing the 
power lever in the ground idle detent before start up (see Fig 7). 
 
17.  FADEC.  Full Authority Digital Engine Control (FADEC) systems (see Volume 3, Chapter 11) are 
fitted to some piston and most turboprop aircraft.  Engine control is exercised through a single power 
lever rather than the two mentioned in para 10.  The various mechanical speed sensors fitted to 
control the engine and propeller are replaced by electrical pulse generators.  An associated computer 
Revised May 10   
Page 8 of 9 

AP3456 - 3-18 - Propeller Operation 
then controls the speed of the engine, propeller pitch operation and fuel flow in both the alpha and 
beta ranges.  The mechanical CSU is replaced with an electronically controlled Propeller Control Unit 
(PCU), which controls the flow of oil to the pitch change mechanism in response to the FADEC 
signals.  The propeller safety devices explained in para 13 are still fitted but are triggered by electrical 
inputs, rather than mechanical ones. 
Revised May 10   
Page 9 of 9 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
CHAPTER 19 - AVIATION FUELS 
 
Contents 
Page 
 
Introduction.............................................................................................................................................. 2 
Piston Engines......................................................................................................................................... 2 
Gas Turbine Engines............................................................................................................................... 2 
Fuel Specification and Handling.............................................................................................................. 3 
Density..................................................................................................................................................... 4 
Specific Gravity........................................................................................................................................ 5 
Temperature and Specific Gravity........................................................................................................... 5 
FUEL ICING ............................................................................................................................................ 5 
Freezing Point ......................................................................................................................................... 5 
Water in Fuel ........................................................................................................................................... 5 
FUEL AND FIRE HAZARDS ................................................................................................................... 6 
Sources of Fire Hazard ........................................................................................................................... 6 
PISTON ENGINE FUELS........................................................................................................................ 7 
Properties of Aviation Gasoline............................................................................................................... 7 
Anti-knock Value...................................................................................................................................... 7 
Octane Numbering and Fuel Grading ..................................................................................................... 8 
Volatility ................................................................................................................................................... 8 
Vapour Pressure...................................................................................................................................... 8 
Storage Stability ...................................................................................................................................... 9 
Solvent Properties ................................................................................................................................... 9 
Corrosive Properties................................................................................................................................ 9 
GAS TURBINE FUELS............................................................................................................................ 9 
Properties of Aviation Gas Turbine Fuels ............................................................................................... 9 
Ease of Flow.......................................................................................................................................... 10 
Ease of Starting ..................................................................................................................................... 10 
Complete Combustion........................................................................................................................... 10 
Calorific Value ....................................................................................................................................... 11 
Corrosive Properties.............................................................................................................................. 11 
Effects of Combustion By-products....................................................................................................... 12 
Fire Hazards .......................................................................................................................................... 12 
Fuel Lubricity ......................................................................................................................................... 12 
Vapour Pressure.................................................................................................................................... 12 
Fuel Boiling and Evaporation Losses.................................................................................................... 12 
Methods of Reducing or Eliminating Fuel Losses................................................................................. 13 
Fuel System Icing Inhibitor .................................................................................................................... 14 
Aviation Turbine Fuel Additives............................................................................................................. 14 
Approved Types of Gas Turbine Fuel ................................................................................................... 15 
 
Figure 
3-19 Fig 1 Examples of Fuel Identification Markings .............................................................................. 4 
 
Table 
Table 1 Aviation Fuel Data ...................................................................................................................... 3 
 
Revised Jun 10   
Page 1 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
Introduction 
 
Piston Engines 
 
1.  Aviation piston engines are reciprocating engines, similar to motor car engines, and use aviation 
gasoline  as  a  fuel.    However,  as  failure  of  an  aircraft  engine  through  fuel  problems  is  potentially 
disastrous, safety dictates that aviation gasoline must conform to very rigid specifications. 
 
2.  Gasoline  is  a  refined  petroleum  distillate,  although  production  is  considerably  augmented  by 
synthetic processes.  The composition of gasoline is suitable for use as a fuel in spark ignition internal 
combustion engines.  Aviation gasoline is prepared from various selected grades of gasoline, blended to 
give high anti-knock ratings (see para 29), high stability, a low freezing point, and an acceptable volatility.  
The UK Joint Services Designation (JSD) for aviation gasoline is AVGAS. 
 
3.  AVGAS consists of approximately 85% carbon and 15% hydrogen, and the atoms are linked together 
in a form which characterizes the type of substances known as hydrocarbons.  When mixed with air and 
burned, the hydrogen and carbon combine with the oxygen in the air to form carbon dioxide and water 
vapour.  The nitrogen in the air, being an inert gas, does not burn or change chemically, and serves to 
regulate combustion.  It also helps in maintaining a reasonable temperature during combustion. 
 
Gas Turbine Engines 
 
4.  Some  early  gas  turbine  (jet)  engines  used  aviation  gasoline,  but  Whittle  based  his  jet  design  on 
kerosene (paraffin). 
 
a.  Kerosene.  The production of kerosene (spelt 'kerosine' in scientific circles) is limited to 
that obtained by normal distillation.  It soon became regarded as the most suitable fuel for gas 
turbines, commending itself on the grounds of cost, calorific value, burning characteristics and 
low  fire  hazard.    The  UK  JSD  for  kerosene  is  AVTUR.    AVTUR,  depending  on  type,  has  a 
typical boiling range of 150 °C to 280 °C and a freezing point not higher than –47 °C.  The US 
Service equivalent fuel is JP-8. 
 
b.  'Wide-cut' Fuels.  The quantity of kerosene that can be distilled from a given amount of crude 
oil is limited, and this caused initial production limitations.  As the jet engine has proved to be not as 
fastidious  as  a  piston  engine,  and  capable  of  operating  from  any  clean  burning  fuel,  a  wider 
distillation range of fuel was developed (known as 'wide-cut' fuels).  These distillates are produced 
by combining gasoline and kerosene fractions.  The only wide-cut aviation fuel now approved in the 
UK is given the JSD AVTAG.  AVTAG has a wider boiling range than AVTUR and a freezing point 
below –58 °C.  AVTAG is interchangeable with the US designated fuel JP-4.  Wide-cut fuels present 
a  greater  fire  hazard  than  kerosene,  due  to  lower  temperature  range  of  flammability,  and  higher 
vapour pressure.  AVTAG has, therefore, ceased to be used by most operators and is now primarily 
limited to emergency military use and use in very cold climatic conditions (freezing point of AVTAG 
is lower than AVTUR). 
 
c.  High  Flash  Kerosene.    Naval  carrier  operations  produced  a  special  requirement  for 
avoidance  of  vapour build-up within confined spaces.  Higher density kerosene with a high flash 
point (61 °C compared to 38 ºC for normal density kerosene) was specified (UK JSD AVCAT). 
 
d.  Other  Special  Requirements.  Special performance aircraft have created requirements for 
matching variants of jet fuel.  Such cases include high speed/very high-altitude aircraft and fuels 
needing exceptional thermal stability. 
 
Revised Jun 10   
Page 2 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
Fuel Specification and Handling 
 
5.  Specifications.  The specification of an aviation fuel is a statement of its handling, storage and 
distribution characteristics, and the requirements for the engine.  The UK and the USA have published 
independent specifications to meet their own fuel quality demands.  In the UK, responsibility for fuel 
requirements  (military  and  civil)  lies  with  the  Ministry  of  Defence,  Defence  Procurement  Agency, 
Directorate of Future Systems (Air). 
 
6.  Designations.  Fuel (and oil) products may be identified by: 
 
a.  National Designations eg Defence Standards (Def Stan) 91-90. 
 
b.  NATO Code Numbers eg F-34. 
 
The more common gas turbine fuel specifications and designations are listed in Table 1. 
 
Table 1 Aviation Fuel Data 
 
NATO Code No 
UK  Joint Service Designation  UK Specification 
US Designation 
US Specification 
Piston Engine Aircraft 
F-18 (1)               AVGAS 100LL 
Def Stan (2) 91-90 
 
MIL-G-5572F 
Gas Turbine Powered Aircraft 
Approved Fuels : The following fuel may be used without flight or maintenance restrictions. 
F-34 
AVTUR/FSII 
Def Stan 91-87 
JP-8 
MIL-DTL-
83133E 
F-40 
AVTAG/FSII 
Def Stan 91-88 
JP-4 
MIL-DTL-5624T
Alternative Fuels : The following fuels may be used only if the approved fuels are not available.  (3). 
F-35 (4) 
AVTUR 
Def Stan 91-91 
Jet A-1 (ex 
ASTM D 1655 
F-44  
AVCAT/FSII 
Def Stan 91-86 
JP1) 
MIL-DTL-5624T
JP-5 
Emergency Fuels : The following fuels may be used in an emergency situation.  (3). 
F-18 (1) 
AVGAS 100LL 
Def Stan 91-90 
 
MIL-G-5572F 
F-46 
COMBAT GAS 
Def Stan 91-13/2 
 
MIL-G-3056D 
F-54 
REGULAR (47/0 DIESO) 
Def Stan 91-13/2 
DF-2 
VV-F-8006 
 
Notes 
 
1.  The NATO Designator for AVGAS (F-18) is now obsolescent. 
 
2.  Defence Standard. 
 
3.  This table illustrates some potential alternative fuels.  Those fuels listed as ‘Alternative’ or ‘Emergency’ may 
be used only in accordance with the relevant aircraft type Aircrew Manuals. 
 
4.  This fuel does not contain AL48 (see para 72c) therefore: 
 
a.  Operation on this fuel is limited to 14 elapsed days to limit fungal growth, and is to be followed by an 
equal  number  of  days  on  a  fuel  containing  FSII.    This  limit  applies  whether  or  not  flying  takes  place.    All 
uplifts of non-FSII fuel are to be recorded in the MOD Form 700. 
 
b.  Operational commanders should note the possibility of LP filter blockage with ice if the fuel temperature 
falls below 0 ºC. 
 
c.  Water drain checks are particularly important when operating on this fuel, especially if refuelling at high 
ambient  temperature,  when  the  maximum  possible  time  should  be  allowed  between  refuelling  and  drain 
checks. 
 
Revised Jun 10   
Page 3 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
7.  Visual  Identification  of  Fuels  and  Petroleum  Products.    Standard  colour  codings  and 
identification markings are used on all RAF fuel installations and vehicles to aid visual identification of 
fuel types and other petroleum products (see Figs 1 and 2). 
 
3-19 Fig 1 Examples of Fuel Identification Markings 
 
 
 
8.  Fuel  Storage.    Aviation  fuels  have  special  characteristics  and  therefore  must  be  stored  in 
specially constructed bulk fuel installations (BFIs) on the ground.  These BFIs are designed to keep 
risks  to  a  minimum,  and  to  maintain  the  quality  of  the  product.    Storage  in  aircraft  fuel  tanks  is 
described in this volume, at Volume 4, Chapter 10, Para 3. 
 
9.  Transfer of Fuel to Aircraft.  Aviation fuel is transferred from the BFI to the aircraft by either: 
 
a.  Refuelling vehicles (see Fig 2). 
 
b.  Underground pipes direct to refuelling hydrants at aircraft dispersal points. 
 
Refuelling procedures are described in Volume 8, Chapter 3. 
 
10.  Environmental  Protection.    Spillage  of  aviation  fuel  has  a  potential  environmental  effect  and 
therefore presents a 'duty of care' under the Environmental Protection Act 1990. 
 
Density 
 
11.  The  density  of  a  substance  is  defined  as  its  mass  per  unit  volume.    This  gives  rise  to  the 
expression: 
 
Density = 
Mass of a substance
 
Volume occupied by the substance
 
12.  Density gives a measure of the concentration of matter in a material.  It is measured, using System 
Internationale (SI) units, in kilograms per cubic metre. 
 
13.  Fuel  oils,  which  are  mixtures,  will  have  varying  densities  depending  on  how  much  of  each 
constituent is present in the mixture.  Some typical density values are: 
 
 
 
 
 
 
 
 
   Water:-1,000 kg per cubic metre 
 
 
 
 
 
 
 
Paraffin:-   800 kg per cubic metre 
 
Revised Jun 10   
Page 4 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
Specific Gravity 
 
14.  The specific gravity (SG), or relative density of a substance is the ratio of its density compared 
to that of water.  So, for a given substance, the expression used is: 
 
Specific gravity   = Density of substance  
Density of water
 
Using the figures in paragraph 13, the specific gravity of paraffin is: 
 
800 kg per m3
SG paraffin  =
 .
0 80  
,
1 000 kg per m3
 
15.  A  knowledge  of  density  and  specific  gravity  is  useful  as  it  relates  a  given  volume  of  a 
substance  to  its  mass  without  actually  having  to  weigh  it.    For  example,  AVGAS  has  a  typical 
density of 720 kg/m3 (this equals a specific gravity of 0.72), and if a tank holds 2 cubic metre, the 
mass of fuel will be 720  2 kg = 1,440 kg. 
 
16.  A  more  common  use  for  SG  is  to  convert  volume  to  mass,  especially  when  refuelling  at other 
bases, whose refuelling vehicles are calibrated in different units eg litres, US galls or Imperial galls.  
By knowing the specific gravity of the fuel and one unit of volume, the mass can be worked out by use 
of the conversion tables in the Flight Information Handbook.  For example, if you were refuelled with 
3,000 litres of an AVTUR with 0.80 SG, this would equate to 5,300 lbs or 2,400 kg of fuel. 
 
17.  The effect of varying SG is that: 
 
a.  To refuel to a specified mass fuel load will require a greater volume of a low SG fuel than of 
a high SG fuel. 
 
b.  If replenishing fuel tanks to full, then the loading of a low SG fuel will result in a lower mass 
of fuel, and therefore a reduced cruise range for that flight, than if a high SG fuel had been used. 
 
Temperature and Specific Gravity 
 
18  SG varies inversely with temperature, but as fuel is loaded by mass this will only be significant 
if full tanks are required.  Should an aircraft be refuelled to ‘tanks full’ with cold fuel, and then be 
allowed  to  stand  in  high  temperatures,  the  expansion  of  the  fuel  will  result  in  fuel  being  spilled 
overboard, through a venting system. 
 
FUEL ICING 
 
Freezing Point 
 
19.  As jet fuel cools, the process will reach a stage where it will initially generate a growth of wax 
crystals.  Continued cooling will take the fuel to a frozen solid state.  Should the temperature rise, the 
process  will  reverse.    The  freezing  point  of  a  jet  fuel  relates  to  one  point  in  this  waxing  process; 
specifically that temperature, in the 'warming up' process, at which waxy precipitates disappear. 
 
Water in Fuel 
 
Revised Jun 10   
Page 5 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
20.  A  certain  amount  of  water  is  present  in  all  fuels;  the  amount  will  vary  depending  on  the 
efficiency of the manufacturer’s quality control and the preventative and removal measures taken 
during transportation and storage. 
 
21.  Some  refuelling  procedures  require  that,  post-refuelling,  fuel  is  allowed  to  stand  in  order  that 
water droplets can settle.  The water gathers in the base of the tank, and can be drained off through a 
water drain valve. 
 
22.  As fuel cools, the amount of dissolved water the fuel can hold is reduced.  Water droplets are then 
formed, and as the temperature is further decreased, these form ice crystals which can block fuel system 
components. 
 
23.  In large aircraft, the threat of ice build-up on fuel filters can be solved by using fuel heaters.  In 
most  military  aircraft,  and  certain  civil  aircraft  the  icing  threat  is  solved  by  using  di-ethylene  glycol 
monomethyl ether (di-EGME), a Fuel System Icing Inhibitor (FSII) (see paras 70 to 73). 
 
FUEL AND FIRE HAZARDS 
 
Sources of Fire Hazard 
 
24.  With aviation fuels, there are three main sources of fire hazard.  These arise from: 
 
a.  Fuel spillage with subsequent ignition of vapour from a spark, etc. 
 
b.  Fuel spillage on to a hot surface causing self-ignition. 
 
c.  The existence of flammable or explosive mixtures in the aircraft tanks. 
 
25.  Volatility.  The first hazard depends on the volatility of the fuel.  The lower the flash point, the greater 
the chance of fire through this cause.  It is more difficult to ignite kerosene than to ignite gasoline in this way. 
 
26.  Spontaneous Ignition.  The second hazard depends on the spontaneous ignition temperature of 
the fuel.  In this respect, gasoline has a higher spontaneous ignition temperature than kerosene, but if 
a fire does occur the rate of spread is much slower in kerosene owing to its lower volatility. 
 
27.  Fuel  Vapour/Air  Mix.    The  third  hazard  depends  upon  the  temperature  and  pressure  in  the 
tank and the volatility of the fuel.  Therefore, at any given pressure (or altitude), for any fuel there 
are definite temperature ranges within which a flammable fuel vapour/air mixture will exist.  If the 
temperature falls below the lower limit, the mixture will be too weak to burn, while if the temperature 
rises above the upper limit, the mixture is too rich to burn.  These ranges vary with the chemical 
constitution of the fuel, and reduce with altitude, so a general rule of thumb cannot be given.  In 
terms  of  combination  of  fuel/air  vapour mixture, a half-empty fuel tank presents a greater hazard 
than a full tank. 
Revised Jun 10   
Page 6 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
PISTON ENGINE FUELS 
 
Properties of Aviation Gasoline 
 
28.  The  five  most  significant  properties  of  aviation  gasoline  which  influence  engine  design  are  as 
follows: 
 
a.  Anti-knock value. 
 
b.  Volatility. 
 
c.  Vapour locking tendency. 
 
d.  Stability. 
 
e.  Solvent and corrosion properties. 
 
Anti-knock Value 
 
29.  The  anti-knock  value  of  a  fuel  is  defined  as  the  resistance  the  fuel  has  to  detonation.    It  is 
essentially  a  comparative  and  not  an  absolute  figure,  as  the  engine  conditions  under  which  the 
detonation takes place are very important.  A fuel which has a good anti-knock value is one that has 
good  detonation-resisting  qualities  compared  with  several  other  fuels  being  used  under  exactly  the 
same operating conditions.  
 
30.  Detonation.  After ignition, the flame normally travels smoothly through the combustion chamber 
until the charge is completely burnt.  The rate of burning may be as high as 18 metres per second 
(m/s),  which  may  seem  very  fast  in  view  of  the  size  of  the  cylinder  but,  nevertheless,  it  is  steady.  
Combustion  is  comparatively  quiet,  with  a  regular  pressure  rise  and  a  steady  push  on  the  piston.  
When detonation occurs, combustion begins normally,  but at an early stage the temperature of the 
unburned part of the mixture may be so high that it ignites spontaneously, with a flame velocity in the 
neighbourhood  of  300  m/s.    The  cylinder  walls  and  piston  receive  a  hammer-like  blow  (knocking) 
giving  rise  to  the  characteristic  pinking  noise,  familiar  to  motorists  though  not  audible  in  the  air 
because of propeller and other noises.  The rate of pressure rise is too great to be accommodated by 
movement of the piston, so that much of the chemical energy released is wasted as heat, instead of 
being transformed into mechanical power. 
 
31.  Knock  Rating  of  Fuels.    Depending  on  their  composition,  fuels  differ  considerably  in  their 
resistance to detonation.  Highly rated fuels allow: 
 
a.  An  increase  in  compression  ratio  and  hence  in  thermal  efficiency,  with  a  resultant  gain  in 
economy and at the same time slightly increased power. 
 
b.  An  increase  in  permissible  manifold  air  pressure  (MAP)  and  therefore  increased  power.  
(The power output of an engine is almost directly proportional to the weight of air consumed in a 
given time and a higher MAP increases this weight). 
 
It should be understood that these improvements apply only if the engine is designed or modified to 
take advantage of the higher-grade fuel.  Such a fuel used in a low performance engine will not give 
more  power  or  greater  economy  but  may,  on  the  other  hand,  cause  fouling  of  the  cylinders  and 
eventual mechanical failure. 
 
Revised Jun 10   
Page 7 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
32.  Anti-knock Additives.  The anti-knock value of fuels can be raised by the addition of anti-knock 
substances.  The best known and most powerful of these is tetra-ethyl lead (TEL).  This is added to 
the fuel together with small amounts of an inhibitor (against gum formation) and ethylene dibromide.  
The  use  of  ethylene  dibromide  prevents  the  formation  of  deposits of  lead  oxide  on  the  combustion 
chamber, valves and sparking plugs. 
 
Octane Numbering and Fuel Grading 
 
33.  Before the advent of the more highly supercharged engines, the resistance to detonation of an 
aviation  fuel  was  expressed  by  its  octane  number.    This  rating  system  was  based  on  the  widely 
different  knock  resistance  of  two  pure  spirits,  iso-octane  (excellent)  and  heptane  (very  poor).    By 
degrading iso-octane with heptane until the blend detonated in a variable compression engine under 
the same standard conditions as the fuel under test, it was possible to classify that fuel by a number 
representing the percentage of iso-octane in the test blend.  Thus, 87-octane fuel corresponded to a 
mixture of 87% iso-octane and 13% heptane. 
 
34.  This  system,  however,  took  no  account  of  the  increase  in  knock  resistance  at  high  mixture 
strengths, and for a very good reason.  Although engines are supplied with a much weaker mixture 
under cruising conditions than when developing high power outputs (for reasons to be discussed 
later),  those  using  lower  grade  fuels  do  not  have  to  cope  with  markedly  increased  combustion 
pressure  at  a  maximum  output.    Consequently,  the  margin  between  the  operating  power  of  such 
engines, and the power as limited by detonation, is smallest at weak mixtures and increases as the 
mixture is richened.  The octane system, therefore, specified weak mixture knock ratings only.  With 
highly supercharged engines, however, combustion pressures at maximum output are well above 
those  at  cruising  powers,  and  it  has  become  necessary  to  specify  knock  rating  for  both  rich  and 
weak mixture conditions.  Furthermore, as fuel with knock ratings superior to iso-octane are now 
available, the rating of these fuels has become more involved, necessitating the addition of tetra-
ethyl lead to the reference fuels. 
 
35.  Only one grade of piston engine fuel is presently available on general distribution, AVGAS 100LL 
(LL stands for 'Low Lead' - an unleaded version of AVGAS with anti-knock properties suitable for modern 
piston-engine aircraft has yet to be introduced).  Other grades of piston engine fuel may be encountered 
in some locations.  These are categorized by grade name consisting of two numbers; the first being the 
knock rating for weak mixture conditions, and the second for rich mixture, eg Grade 100/130.  Whilst 
weak mixture ratings are still measured in the same way as octane numbers, rich mixture ratings are 
related to the maximum MAP that can be applied without detonation. 
 
Volatility 
 
36.  A  volatile  liquid  is  one  capable  of  readily  changing  from  liquid  to  the  vapour  state  by  the 
application of heat or by contact with a gas into which it can evaporate.  The following properties of a 
fuel are related to volatility: efficiency of distribution, oil dilution, ease of starting, carburettor icing and 
vapour locking tendencies.  Some of these factors depend on the presence of low boiling and others 
on the presence of high boiling fractions.  Thus, fuel volatility cannot be expressed as a single figure. 
 
Vapour Pressure 
 
37.  The vapour pressure of a liquid is a measure of its tendency to evaporate.  The saturated vapour 
pressure (SVP) of a liquid (ie the pressure exerted by vapour in contact with the surface of the liquid) 
increases with increasing temperature.  When the SVP equals the pressure acting on the surface of 
the liquid, the liquid boils.  Thus, the boiling point of a liquid depends on a combination of SVP, the 
pressure acting on its surface and its temperature. 
 
Revised Jun 10   
Page 8 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
38.  The SVP of aviation gasoline (AVGAS) at a temperature of +20 ºC is about 27 kPa absolute.  It 
follows, therefore, that this fuel boils at +20 ºC when the atmospheric pressure falls to 27 kPa.  This 
occurs at an altitude of about 35,000 feet (10,668 metres).  If the temperature of the fuel is higher, it 
will  boil  at  a  lower  altitude.    All  liquids  have  a  vapour  pressure  although  in  some  it  is  extremely 
small.  These small vapour pressures, however, become important at high altitudes. 
 
39.  Reid Vapour Pressure.  The standard adopted for the measurement of vapour pressure of fuels is 
the Reid Vapour Pressure (RVP).  This is the absolute pressure determined in a special apparatus when 
the liquid is at a temperature of 37.8 ºC.  The maximum RVP allowed in the specification of AVGAS is 
48 kPa.  This is designated a high vapour pressure fuel.  Fuels with an RVP of 14 kPa or less are low 
vapour pressure fuels (AVTUR has an RVP of approximately 0.7 kPa). 
 
Storage Stability 
 
40.  The property of the fuel which is of interest here is its tendency to form 'gummy' products in 
storage.    The  term  ‘gum’  here  is  applied  to  a  colourless  or  yellowish  sticky  deposit  which  is 
sometimes left as a residue when gasoline is completely evaporated.  It may cause deposits in the 
intake  manifold  and  cause  sticking  of  the  inlet  valves  and  any  moving  parts  in  the  fuel  system.  
Aviation gasoline fresh from the refinery usually contains negligible amounts of gum, but when the 
gasoline  is  stored,  gum  may  form.    The  degree  of  gum  formation  depends  on  the  nature  of  the 
gasoline and the conditions of storage.  High atmospheric temperatures and exposure to air hasten 
gum formation.  Exposure to light may also cause gum to form more rapidly.  Once gum formation 
starts it proceeds quickly.  Poor storage stability may  also manifest itself with the precipitation of 
white compounds in the fuel.  This is not gum, but a lead compound from TEL.  So long as this is 
not  excessive  it  is  not  in  itself  dangerous,  but  it  usually  indicates  that  something  else  is  wrong.  
Therefore, when lead precipitation takes place the fuel should be viewed with suspicion, and none 
used until it has been tested. 
 
Solvent Properties 
 
41.  Unsaturated  hydrocarbons  are  powerful  solvents  of  rubber  and  some  rubber-like  compounds.  
They also cause swelling of rubber, with resultant blockingof fuel lines, etc.  Fuel pipes and systems 
must therefore be manufactured from materials that can resist the solvent properties of gasoline. 
 
Corrosive Properties 
 
42.  A small amount of sulphur is present in aviation gasoline, and can cause corrosion as described 
in sub-para 53b. 
 
GAS TURBINE FUELS 
 
Properties of Aviation Gas Turbine Fuels 
 
43.  A gas turbine fuel should have the following properties: 
 
a.  Ease of flow under all operating conditions (including low temperature). 
 
b.  Quick starting of the engine. 
 
c.  Complete combustion under all conditions. 
 
d.  A high calorific value. 
 
Revised Jun 10   
Page 9 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
e.  Non-corrosive. 
 
f.  The  by-products  of  combustion  should  have  no  harmful  effect  on  the  flame  tubes,  turbine 
blades, etc. 
 
g.  Minimum fire hazards. 
 
h.  Provide lubrication of the moving parts of the fuel system. 
 
Ease of Flow 
 
44.  The ease of flow of a fuel is mainly a question of viscosity, but the existence of ice, dust, wax etc, 
may cause blockage in filters and in the fuel system generally. 
 
45.  Most liquid petroleum fuels dissolve small quantities of water and if the temperature of the fuel is 
reduced  enough,  water  or  ice  crystals  are  deposited  from  the  fuel.    Adequate  filtration  is  therefore 
necessary in the fuel system.  The filters may have to be heated, or a fuel de-icing system fitted, to 
prevent ice crystals blocking the filters.  Solids may also be deposited from the fuel itself, if the fuel is 
cooled enough, due to the precipitation of waxes or other high molecular weight hydrocarbons. 
 
Ease of Starting 
 
46.  The speed and ease of starting of gas turbines depends on the ease of ignition of an atomized 
spray of fuel, assuming that the turbine is turned at the required speed.  This ease of ignition depends 
on the quality of the fuel in two ways: 
 
a.  The volatility of the fuel at starting temperatures. 
 
b.  The degree of atomization, which depends on the viscosity of the fuel as well as the design 
of the atomizer. 
 
47.  The viscosity of fuel is important because of its effect on the pattern of the liquid spray from the 
burner orifice, and because it has an important effect on the starting process.  Since the engine should 
be  capable  of  starting  readily  under  all  conditions  of  service,  the  atomized  spray  of  fuel  must  be 
readily ignitable at low temperatures.  Ease of starting also depends on volatility, but in practice, the 
viscosity  is  found  to  be  the  more  critical  requirement.    In  general,  the  lower  the  viscosity,  and  the 
higher the volatility, the easier it is to achieve efficient atomization. 
 
Complete Combustion 
 
48.  The  exact  proportion  of  air  to  fuel  required  for  complete  combustion  is  called  the  theoretical 
mixture  and  is  expressed  by  weight.    There  are  only  small  differences  in  ignition  limits  for 
hydrocarbons, the rich limit in fuels of the kerosene range being 5:1 air/fuel ratio by weight, and the 
weak limit about 25:1 by weight. 
 
49.  Flammable air/fuel ratios each have a characteristic rate of travel for the flame which depends on 
the temperature, pressure, and the shape of the combustion chamber.  Flame speeds of hydrocarbon 
fuels are very low, and range from 0.3 to 0.6 m/s under laminar flow conditions.  These low values 
necessitate the provision of a region of low air velocity within the flame tube, in which a stable flame 
and continuous burning are ensured. 
 
Revised Jun 10   
Page 10 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
50.  Flame  temperature  does  not  appear  to  be  directly  influenced  by  the  type  of  fuel,  except  in  a 
secondary manner as a result of carbon formation, or of poor atomization resulting from a localized 
over-rich mixture.  The maximum flame temperature for hydrocarbon fuels is roughly 2,000 ºC.  This 
temperature occurs at a mixture strength slightly richer than the theoretical ratio, owing to dissociation 
(breaking-down) of the molecular products of combustion which occurs at this mixture.  Dissociation 
occurs above about 1,400 ºC, and reduces the energy available for temperature rise. 
 
51.  Flame extinction in normal flight is rare in an otherwise serviceable engine.  Most extinctions are 
the result of engine mishandling or through excursions outside the permitted flight envelope.  The type 
of  fuel  used  is  of  relatively  minor  importance.    However,  the  wide-cut  fuels  (AVTAG)  are  more 
resistant  to  extinction  than  the  kerosene  (AVTUR)  and  engines  are  easier  to  relight  using  AVTAG.  
This is due to the higher vapour pressure of AVTAG. 
 
Calorific Value 
 
52.  The calorific value is a measure of the heat potential of a fuel.  It is of great importance in the 
choice  of  fuel,  because  the  primary  purpose  of  the  combustion  system  is  to  provide  the  maximum 
amount  of  heat  with  the  minimum  expenditure  of  fuel.    The  calorific  value  of  liquid  fuels  is  usually 
expressed in megajoules (MJ) per kg.  When considering calorific value, it should be noted that there 
are two values which can be quoted for every fuel, the gross value and the net value.  The gross value 
includes  the  latent  heat  of  vaporization,  whilst  the  net  value  excludes  it.    The  net  value  is  the 
quantity  generally  used.    The  calorific  value  of  a  petroleum  fuel  is  related  to  its specific gravity.  
With increasing specific gravity (heavier density) there is an increase in calorific value per litre but 
a  reduction  in  calorific  value  per  kilogram.    Thus  for  a  given  volume  of  fuel,  kerosene  gives  an 
increased aircraft range when compared with gasoline, but weighs more.  If the limiting factor is 
the volume of the fuel tank capacity, a high calorific value by volume is more important. 
 
Corrosive Properties 
 
53.  The tendency of a turbine fuel to corrode the aircraft’s fuel system is affected by: 
 
a.  Water.    Salts  within  water  can  cause  corrosion.    Dissolved  water  in  fuel  is  described  in 
paras 22 and 45.  Salts can lead to corrosion of the fuel system, which is particularly important 
with regard to the sticking of sliding parts, especially those with small clearances and only small 
or occasional movement. 
 
b.  Sulphur  Compounds.    Removal  of  sulphur  involves  increased  refining  costs;  therefore, 
some sulphur presence is permitted.  Sulphur can cause corrosion in two ways: 
 
(1)  Corrosive  Sulphur.    The  corrosive  sulphur  consists  of  sulphur  compounds  such  as 
mercaptans, sulphides, free sulphur, etc, which corrode the parts of the fuel system, eg tanks, 
fuel lines, pumps, etc.  It is detected in the laboratory by the corrosive effect of the fuel. 
 
(2)  Combustion  of  Sulphur.    Sulphur  and  sulphur  compounds,  when  burnt  in  air,  react 
with oxygen to form sulphur dioxide and this, with water, forms an acidic species. 
 
 
 
 
Revised Jun 10   
Page 11 of 15 

AP3456 - 3-19 - Aviation Fuels 
Effects of Combustion By-products 
 
54.  Carbon deposits in the combustion system indicate imperfect combustion, and may lead to: 
 
a.  A  lowering  of  the  surface  temperature  on  which  it is deposited, resulting in buckled flame 
tubes because of the thermal stresses set up by the temperature gradients. 
 
b.  Damage to turbine blades caused by lumps of carbon breaking off and striking them. 
 
c.  Disruption of the airflow through the turbine creating turbulence, back pressure, and possible 
choking of the turbine, resulting in loss of efficiency. 
 
Fire Hazards 
 
55.  Fire  hazards  were  covered  in  paras  24  to  27.    As  a  general  rule,  kerosene  needs  to  be  at  a 
relatively high temperature to burn, and thus in cold climates is regarded as safer than gasoline, which 
has a lower temperature range of flammability. 
 
Fuel Lubricity 
 
56.  Aircraft  not  fitted  with  gear-type,  carbon-lined  or  silver-lined  pumps  require  the  addition  of  a 
lubricity agent to the fuel.  Details of such a fuel additive are given in para 72b.  If fuel containing a 
lubricity agent is not available, aircraft which are not fitted with the pumps listed above may use other 
fuels up to a maximum flying time of 50 hours.  The duration of each flight on non-lubricating fuel is to 
be  recorded  in  the  aircraft  F700  and  when  the  accumulated  total  of  50  hours  is  reached  by  a  fuel 
pump it is to be replaced and returned to the manufacturer for overhaul. 
 
 
Vapour Pressure 
 
57.  The vapour pressure of a liquid is a measure of its tendency to evaporate.  This subject has been 
covered in detail for AVGAS in paras 37 to 39. 
 
58.  All liquids have a vapour pressure although in some it is extremely small.  These small vapour 
pressures, however, become important at high altitudes. 
 
59.  A typical AVTUR has a Reid Vapour Pressure (RVP) of approximately 0.7 kPa and as such is a 
low vapour pressure fuel.  Wide-cut fuels classed as AVTAG have a RVP of around 14 to 21 kPa, and 
are therefore high vapour pressure fuels. 
 
Fuel Boiling and Evaporation Losses 
 
60.  At high rates of climb, fuel boiling and evaporation is a problem which is not easily overcome.  
A low rate of climb permits the fuel in the tanks to cool and thus reduce its vapour pressure as the 
atmospheric pressure falls off.  However, the rate of climb of many aircraft is so high that the fuel 
retains its ground temperatures, so that on reaching a certain altitude the fuel begins to boil.  In 
practice,  this  boiling  has  proved  to  be  so  violent  that  the  loss  is  not  confined  to  vapour  alone.  
Layers of bubbles form and are swept through the tank vents with the vapour stream.  This loss is 
analogous to a saucepan boiling over and is sometimes referred to as slugging. 
 
Revised Jun 10   
Page 12 of 15