Запуск газотурбинных авиадвигателей (ГТД) выполняется автоматически, в соответствии с программой запуска. В состав системы запуска входят стартер (электрический, воздушный или газотурбинный), системы электрическая (или электронная) управления запуском, зажигания, пусковая и рабочая топливные, устройства контроля параметров двигателя при запуске, защиты двигателя и агрегатов системы запуска от опасных режимов, а также блокировочные устройства, защищающие от неправильных действий при запуске. Для запуска ротор авиадвигателя (у двухконтурного авиадвигателя ротор второго каскада компрессора и вместе с ним первая ступень турбины) разгоняются стартером до угловой скорости, при которой рабочее топливо горит устойчиво. В процессе разгона включается система зажигания, в камеры сгорания сначала к пусковым, а затем к рабочим форсункам подается топливо, вступает в работу турбина. В дальнейшем ротор разгоняют совместно стартер и турбина, которая в конце запуска должна развивать момент, достаточный для самостоятельного быстрого выхода двигателя на режим малого газа.
|
|
Режимом малого газа ГТД называют устойчивый режим работы с минимальной мощностью, с которого обеспечивается надежный выход на любой рабочий режим за заданное время приемистости. Управление запуском состоит в дистанционной коммутации электрических управляющих цепей систем и агрегатов, обеспечивающих запуск в соответствии с программой. Управление выполняет система электроавтоматики по угловой скорости авиадвигателя и по времени.
Непосредственным показателем режима работы двигателя при запуске является его угловая скорость. В некоторых системах запуска ее используют как основной параметр запуска, в соответствии с которым осуществляется вся программа запуска. Одновременно все этапы запуска контролируют по времени, чтобы запуск чрезмерно не затянулся. В других системах запуска двигатель запускают по временной программе (двигатели АИ-20, -24, -25, все двигатели серии Д-ЗО). В таких системах обязательно вводят контроль окончания запуска и защиту от опасных режимов по угловой скорости.
Система запуска запускает авиадвигатель на земле, выполняет холодную прокрутку и ложный запуск, запуск в воздухе и аварийное прекращение запуска. Основным и наиболее полным (по совокупности и режимам работы агрегатов, участвующих в запуске) видом запуска авиадвигателя является его запуск на земле. Он включает все операции и весь комплекс систем, работающих при запуске.
Запуск авиадвигателя на земле разделяют на этапы:
первый - разгон ротора ГТД до угловой скорости ω1 при которой производительность компрессора достаточна для надежного воспламенения топлива и вступления в работу турбины;
|
|
второй - сопровождения стартером ротора ГТД до угловой скорости ω2, при которой турбина развивает мощность, достаточную для дальнейшего самостоятельного разгона двигателя с заданным ускорением; при ω= ω2 стартер отключается;
третий - самостоятельный выход авиадвигателя на режим малого газа (разгон от ω2 до ωМГ).
Зависимость моментов, действующих на вал авиадвигателя (или на вал стартера, если все моменты приведены к валу стартера), представлены на рис. 13.1.
Момент сопротивления условно считают положительным и рассчитывают по формуле:
М С= М ТР+ М К,
где М ТР - момент трения; М К - момент компрессора.
Поскольку М ТР <<М К принимают, что М С ≈М К =К К·ω2, где К К - коэффициент компрессора. Моменты стартера М СТ и турбины М Т движущие. Они действуют против моментов сопротивления, но на рис. 13.1 они отложены в той же четверти, что и момент сопротивления (взяты с обратным знаком). Момент турбины М Т =К Т·ω (здесь К Т - коэффициент пропорциональности).
Уравнения движения системы статер-ротор авиадвигателя для первого, второго и третьего этапов запуска имеют вид:
1) М СТ - М К = М СТ - К К·ω2 = J (dω/dt);
2) М СТ + М Т -М К = М СТ + К Т·ω - К К·ω2 = J (dω/dt);
3) М Т - М К = К Т·ω - К К·ω2 = J (dω/dt),
где М Т - М К = ∆М Т; J — суммарный момент инерции всех вращающихся частей, приведенный к валу якоря стартера (J = J АД + J CT. Здесь J АД - момент инерции роторов и воздушного винта авиадвигателя, J CT - момент инерции стартера).
При анализе процесса запуска все моменты сопротивления, движущие моменты и моменты инерции вращающихся тел, входящие в уравнение движения системы, должны быть приведены к валу стартера.
Характерными угловыми скоростями вращения ротора ГТД при запуске являются: ω1 -начала подачи топлива в камеру сгорания; ωС - соответствующая условию М Т = М К;ω2 - при отключении стартера; ωМ - максимальной мощности стартера; ωК - режима холодной прокрутки, ωМАХ - максимальная ротора ГТД. Для сокращения записей вводят "понятие относительной угловой скорости = ω/ωМАХ.
Наиболее ответственным является второй этап запуска. Он характерен самыми высокими температурами турбины и узким диапазоном устойчивой работы компрессора. Увеличение продолжительности запуска приводит к повышению температуры лопаток турбины, снижению их прочности и ресурса.
В системах запуска ГТД применяют главным образом электрические и воздушные стартеры. На современных двухконтурных ТРДД используют воздушный стартер, представляющий собой одноступенчатую воздушную турбину с понижающим редуктором и= ωТ/ωВЫХ.ВАЛА = 8-10 и обгонной муфтой для расцепления выходного вала стартера и трансмиссии авиадвигателя. В состав стартера также входят сигнализатор давления воздуха перед силовым аппаратом турбины, узел управления стартером, содержащий электромагнит и центробежный выключатель, который защищает стартер от опасных угловых скоростей.
Воздух, необходимый для работы стартера, берется либо от ВСУ самолета (турбоагрегата ТА-6, -8), либо от наземной УВЗ (турбоагрегата, установленного на автомашине), либо от компрессора работающего авиадвигателя. На самолетах Ил-62 с авиадвигателями НК-8-4 для запуска авиадвигателя используют воздушную турбину ППО-62М привода постоянных оборотов синхронного генератора.
Управляющим устройством системы электроавтоматики запуска является автомат запуска пусковой панели АПД. Она подает команды на коммутацию электрических цепей управления агрегатами запуска в соответствии с заложенной в ней программой по времени и по угловой скорости. Топливная система (насос-регулятор, насосы подкачки топлива, автомат дозировки и другие ее элементы) непосредственно к системе запуска не относится, но обеспечивает запуск. Управляет электромагнитными клапанами пускового и рабочего топлива также автомат запуска пусковой панели АПД.
|
|
Характерные угловые скорости ротора в о. е. для газотурбинных авиадвигателей представлены в табл. 13.1.
Таблица 13.1
Характерные относительные значения угловых скоростей роторов авиадвигателей
Угловая скорость | ТРД | ТРДД | ТВД |
0.09-0.12 0.10-0.16 0.30-0.40 0.13-0.25 0.13-0.15 | 0.15-0.20 0.23-0.28 0.40-0.45 0.23-0.25 0.23-0.27 | 0.14-0.18 0.30-0.35 0.45-0.55 0.20-0.25 0.20-0.25 |
При запуске ГТД стремятся достичь минимального времени второго этапа запуска. На этом этапе одновременно работают стартер и турбина двигателя, задача заключается в управлении стартером таким образом, чтобы он обеспечивал надежное сопровождение двигателя и достижение им угловой скорости ω2 за заданное время t 2 (время разгона до угловой скорости ω1ничем не регламентировано, кроме необходимости сокращения общего расхода энергии на выполнение запуска).
При использовании воздушных стартеров управление ими сводится к поддержанию постоянства давления воздуха перед сопловым аппаратом. Если для запуска авиадвигателя применяют электрические стартеры, управление заключается в изменении напряжения питания и потока возбуждения стартера по нужному закону при разгоне ротора газотурбинного двигателя.