Рис.22.18. Изменение момента сопротивления компрессора М с и крутящего момента турбины М т в процессе запуска
Запуск ГТД в стартовых условиях требует первоначальной раскрутки одного из его роторов от постороннего источника мощности (стартера), так как самостоятельная работа двигателя возможна только при n > n р, где частота вращения n р носит название равновесной частоты вращения. Равновесная частота вращения соответствует условию равенства крутящего момента турбины моменту сопротивления ротора компрессора (рис.22.18). Эта особенность ГТД объясняется характером протекания крутящих моментов (развиваемого турбиной и требуемого для раскрутки компрессора) от частоты вращения ротора двигателя.
Рассмотрим условие баланса крутящих моментов применительно к газогенератору высокого давления. На рис.22.18 показано изменение по частоте вращения РВД момента сопротивления компрессора М с = и крутящего момента турбины М т. Изменение момента М т здесь дано при постоянном значении температуры газа перед турбиной = . Момент сопротивления компрессора изменяется примерно пропорционально квадрату частоты вращения, а величина М т имеет приблизительно линейный характер протекания по частоте вращения ротора, причем в области n ВД < n ВД.1 турбина крутящего момента (мощности) не развивает из-за низких значений степени понижения давления в ней.
|
|
Как видно, момент М т становится больше момента М с лишь при значениях частот вращения n ВД, превышающих равновесную частоту вращения n ВД.р. После этого уже возможна самостоятельная раскрутка РВД от турбины. Раскрутка же РВД при n ВД < n ВД.р возможна только с помощью стартера.
При расчетах ускорения ротора при запуске и времени запуска используются уравнения (22.4) и (22.5), согласно (22.1) и (22.2) учитываются характеристики стартера в виде зависимости М ст (или N ст) от частоты вращения ротора. В частности, уравнения для определения и t зап принимают вид:
= (D М ст + М ст) = ; (22.11)
t зап = k t dn; (22.12)
где k t – коэффициент динамичности ротора.
Путем интегрирования уравнения (22.12) производится расчет времени запуска ГТД. Для проведения таких расчетов нужно знать характер протекания крутящего момента стартера М ст (или N ст) по частоте вращения ротора. На большинстве современных мощных ГТД для запуска используются турбостартеры. Характерной их особенностью является линейное протекание крутящего момента стартера по частоте вращения ротора со снижением величины М ст с ростом частоты вращения (рис.22.19).
Рис.22.19. Этапы запуска в
стартовых условиях
Для рассмотрения процесса запуска нужно совместить рассмотренные моментные характеристики всех элементов газогенератора. Их удобно представить на одном рисунке. Это сделано на рис.22.19. Стартер должен подбираться таким образом, чтобы при равновесной частоте вращения выполнялось условие М ст > ; где = М с – момент сопротивления компрессора.
|
|
Как видно из рис.22.19, процесс запуска двигателя в стартовых условиях можно рассматривать состоящим из трех этапов: I – раскрутка ротора только стартером до частоты вращения n 1 (индексы «ВД» здесь и далее опускаются); II – совместная работа стартера и турбины от частоты вращения n 1 до частоты вращения n 2; III – отключение стартера и самостоятельная раскрутка ротора за счет турбины от частоты вращения n 2 до частоты вращения малого газа n МГ. При n МГ за счет снижения до ее значения на режиме малого газа устанавливается равновесный режим М т = М с.
Стартер может отключаться с того момента, когда D М т = М т – М с > 0, но для уменьшения времени запуска он отключается при более высокой частоте вращения n 2 > n р, когда избыточная мощность турбины достигает значительной величины. Заштрихованная на графике область, определяемая суммированием моментов М т + М ст – М с, соответствует моментам, идущим на раскрутку ротора двигателя при запуске для каждого значения частоты вращения.
По данным статистики величина n 2 составляет (20…30)% от n МГ, а n 2 равна (70…80)% от n МГ. Бóльшие величины относятся к двухвальным двигателям, имеющим повышенную частоту вращения РВД на режиме малого газа.
Реализация рассмотренной программы запуска осуществляется автоматикой двигателя, обеспечивающей последовательный переход от одного этапа запуска к другому.
Рис.22.20. Режимы работы компрессора в процессе запуска
В процессе запуска ГТД меняются режимы работы каскадов компрессоров. При этом первостепенное значение имеет обеспечение устойчивой работы КВД. На рис.22.20 показано протекание рабочей линии на характеристике КВД в процессе запуска. На I этапе, когда в камере сгорания горения еще нет и = , рабочая линия на характеристике КВД соответствует кривой 0–1. При воспламенении топлива в начале II этапа запуска температура резко возрастает и рабочая точка смещается к границе устойчивой работы компрессора (кривая 1– р). В дальнейшем на II и в начале III этапа температура поддерживается на максимально возможном уровне из условия устойчивой работы КВД (кривая р –2). В конце III этапа температура снижается до ее значения на режиме малого газа (точка МГ).
Как видно, главным фактором, ограничивающим количество подаваемого топлива в камеру сгорания при запуске, является не прочность турбины, а запас устойчивости КВД. При чрезмерно высоких забросах температуры может возникнуть срыв потока в КВД, приводящий к так называемому «горячему зависанию частоты вращения», когда, несмотря на рост , частота вращения перестает увеличиваться. При недостаточной подаче топлива в камеру сгорания из-за малого значения D М т разгон двигателя в процессе запуска становится вялым и может наступить «холодное зависание», т. е. прекращение раскрутки РВД. Все это требует точной дозировки подачи топлива на режимах запуска.
Пути сокращения времени запуска можно установить из анализа формулы (22.12). В эту формулу в качестве множителя входит коэффициент динамичности ротора k t, который зависит от момента инерции ротора. Следовательно, время запуска сокращается при уменьшении момента инерции ротора. Время запуска может быть сокращено также при увеличении мощности стартера и повышении избыточной мощности турбины .
В условиях полета при выключении камеры сгорания роторы двигателя не останавливаются полностью, а продолжают вращаться под воздействием скоростного напора набегающего потока. Двигатель переходит на установившийся режим работы, называемый режимом авторотации.
|
|
Рис.22.21. Изменение частот вращения авторотации ВРД и РНД от числа М полета
Приведенные частоты вращения роторов на режиме авторотации n а.р зависят от числа М полета, причем n ВД а.р > n НД а.р, как показано на рис.22.21. От высоты полета приведенная частота авторотации зависит слабо. Она несколько уменьшается с ростом Н вследствие влияния снижения чисел Re на КПД каскадов компрессоров и турбин и возрастания относительной доли мощности, затрачиваемой на преодоление трения и привод агрегатов.
Следовательно, если в условиях полета частота вращения ротора на режиме авторотации выше равновесной частоты вращения, для запуска следует только включить зажигание и подачу пускового топлива, которое должно подаваться в соответствии с расходом воздуха, проходящего через двигатель в данных условиях полета.
На условия запуска двигателя в полете в сильной степени влияет режим полета – число М полета и, особенно, высота полета. От величин Мн и Н существенно зависят условия на входе в камеру сгорания двигателя. Величины параметров и на входе в камеру сгорания значительно уменьшаются с ростом высоты полета, что отрицательно влияет на условия воспламенения и устойчивого горения топливовоздушной смеси. Другим неблагоприятным фактором, затрудняющим запуск двигателя в полете, является увеличение скорости воздуха на входе в камеру сгорания на режимах авторотации по сравнению со скоростью с к у работающего двигателя при той же частоте вращения. Это обусловлено повышением расхода через турбину в случае, когда через нее вместо горячего газа проходит неподогретый воздух, имеющий более низкую температуру. В результате этого с ростом числа М полета вместе с увеличением частоты вращения авторотации повышается скорость воздушного потока на входе в камеру сгорания. Это влияет на пределы воспламенения топливовоздушной смеси.
|
|
Пределы воспламенения топливовоздушной смеси при запуске ТРД в зависимости от скорости и высоты полета показаны на рис.22.22. Как видно, имеются пределы воспламенения при каждом числе М полета по amin и amax. Они существенно сокращаются с ростом высоты полета. При высоких значениях чисел М полета наступает предел воспламенения по скорости с к.max на входе в камеру сгорания. С увеличением высоты полета эта граница достигается при меньших Мн.
С увеличением высоты и уменьшением скорости полета ухудшается также процесс горения топлива: уменьшается скорость горения, снижается полнота сгорания, сокращается диапазон устойчивого горения по a. Возможно «холодное зависание» частоты вращения из-за недостаточного повышения температуры в камере сгорания.
В условиях полета на больших высотах увеличивается также время запуска. Это обусловлено двумя причинами. Во-первых, уменьшается избыточная мощность турбины как из-за снижения через нее расхода газа, так и уменьшения максимально допустимой температуры в процессе запуска вследствие снижения запаса устойчивости компрессора по причине уменьшения чисел Рейнольдса. Во-вторых, увеличивается частота вращения ротора на режиме малого газа при некотором снижении частоты вращения ротора на режиме авторотации, что повышает диапазон частот вращения, обеспечиваемый процессом запуска. Если запуск длится более 40…60 с, он квалифицируется как незапуск.
Рис.22.22. Область режимов полета, в которой разрешен запуск двигателя
Все указанные факторы существенно сужают диапазон режимов полета, в котором гарантируется надежный высотный запуск двигателя. Этот диапазон для каждого конкретного двигателя обычно задается по величинам минимальной V пр..min максимальной V пр..max приборных скоростей и по граничной высоте запуска Н гр.зап (рис.22.22).