Смородникова А. В. Введение
Быстрое развитие конструкции авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и широкое их применение делают необходимым специальное изучение характеристик процесса запуска двигателей и совершенствования аппаратуры запуска. В авиации эти характеристики отражают степень готовности летательного аппарата к полету, а работа элементов системы запуска непосредственно влияет на безопасность полета, надежность работы и ресурс двигателя.
Общие понятия о процессе запуска
Для возможности использования любого двигателя по прямому назначению необходимо вывести его на минимальный режим устойчивой работы. Процесс вывода на этот режим, называемый режимом малого газа, и представляет собой запуск двигателя.
Запуск авиационного газотурбинного двигателя является неустановившимся процессом раскрутки ротора двигателя от неподвижного состояния в наземных условиях или от режима авторотации в полете до режима малого газа.
Для запуска двигателя, необходимо, чтобы рабочее тело было доведено до состояния, при котором возможно устойчивое протекании рабочего процесса. Рабочий процесс ГТД характерен непрерывным горением топливно-воздушной смеси в камере сгорания.
Устойчивое горение топливно-воздушной смеси, возможно только при непрерывном поступлении в камеру сгорания необходимого количества воздуха под некоторым избыточным давлением. Воздух в камеру сгорания подается компрессором:
Как видно из формулы (1), мощность, затрачиваемая на работу компрессора, зависит от расхода воздуха через двигатель, степени сжатия воздуха в компрессоре и коэффициента полезного действия. Чем больше расход воздуха через двигатель, степень сжатия воздуха и чем меньше коэффициент полезного действия компрессора, тем большая мощность нужна для вращения компрессора [1].
Классификация и основы устройства системы запуска
Для обеспечения надежного запуска двигателя требуется специальный комплекс агрегатов и устройств, размещаемых на двигателе и на летательном аппарате. Комплекс таких агрегатов и устройств совместно с соединенными коммуникациями различного рода и составляет систему запуска, или пусковую систему.
В систему запуска входят агрегаты и устройства, обеспечивающие предварительную раскрутку ротора двигателя; агрегаты для подачи топлива и воспламенения горючей смеси в камере сгорания; устройства, обеспечивающие устойчивую работу двигателя в процессе запуска; устройства, создающие необходимую последовательность и автоматичность работы системы запуска.
Тип системы запуска определяется типом агрегата предварительной раскрутки ротора двигателя и типом источника питания. В качестве агрегатов предварительной раскрутки чаще всего используют электростартеры и турбостартеры, работающие на различных видах топлива.
Источники питания могут быть бортовыми, установленными на самолете, или аэродромными.
Вес и габариты агрегатов системы запуска данного двигателя зависят от типа выбранной системы запуска и времени, в течение которого двигатель должен быть выведен на режим малого газа [2].
2.1. Электрические системы запуска
Электрические пусковые системы широко применяются для запуска различных турбореактивных и турбовинтовых двигателей благодаря, тому, что им свойственны простота управления и легкость автоматизации операции запуска, надежность в работе, простота и удобство обслуживания.
Для электрических систем запуска характерно значительное увеличение веса из-за увеличения мощности.
3. Пусковое устройство
Пусковое устройство предназначено для раскрутки ротора ГТД до частоты вращения, при которой обеспечивается надежное воспламенение топлива в камере сгорания и турбина ГТД начинает развивать положительную мощность на валу ротора ГТД, достаточную для дальнейшей самостоятельной раскрутки. Пусковое устройство является частью пусковой системы ГТД, включается и отключается по сигналам система автоматического управления (САУ) ГТД.
На большинстве ГТД пусковое устройство связано с ротором двигателя через кинематический привод и размещается на коробке приводов двигателя. Для однороторных двигателей применяется также прямой привод, когда пусковое устройство размещается в коке компрессора и непосредственно соединяется с ротором ГТД. Применение прямого привода пускового устройства позволяет уменьшить массу и сократить габариты двигателя и упростить его кинематическую схему.
На основе опыта проектирования, изготовления и эксплуатации пускового устройства можно определить предъявляемые к нему основные требования:
обеспечение раскрутки ротора ГТД (запуск, ложный запуск, холодная прокрутка, а также консервация и расконсервация) требуемой продолжительности и до необходимой частоты вращения во всех заданных условиях эксплуатации;
конструкция в виде отдельного законченного агрегата;
наличие устройства, обеспечивающего автоматическое соединение- рассоединение с ротором ГТД;
обеспечение безопасной эксплуатации;
наличие аварийных систем отключения при возникновении нерасчетных условий или параметров работы;
применение тех же марок горюче-смазочных материалов, что и в ГТД;
минимальные масса и габариты;
относительно низкая стоимость изготовления и обслуживания.
3.1.Основные типы пусковых устройств современных ГТД.
На современных ГТД, в основном, используются электрические, воздушные, гидравлические и турбокомпрессорные пусковые устройства (далее по тексту – стартеры).
На выбор типа пускового устройства значительное влияние оказывает тип источника энергии, имеющегося на борту ЛА, а также величина требуемой мощности пускового устройства и продолжительность запуска двигателя.
Электрические стартеры могут быть как постоянного, так и переменного тока. Однако, вследствие широкого использования в качестве бортового источника питания аккумуляторных батарей и более простой конструкции, большее распространение получили стартеры постоянного тока, особенно для небольших самолетов и вертолетов пассажирской, транспортной и вспомогательной авиации.
В настоящее время широко используются как электростартеры, так и стартеры- генераторы. Их область применения ограничивается величиной выходной мощностью 18…20 кВт. Электрические стартеры постоянного тока нашли применение также и на многодвигательных летательных аппаратах (ЛА), где в качестве бортового источника питания используется вспомогательная газотурбинная генераторная электроустановка.
Воздушные стартеры широкое распространение получили на многодвигательных самолетах пассажирской и транспортной авиации, для надежного запуска которых требуется применение пусковых устройств с располагаемой мощностью более 20 кВт. Конструктивно стартер выполняется с воздушной турбиной. В качестве источников питания для воздушных стартеров применяется вспомогательная силовая установка (ВСУ) многоцелевого назначения, сжатый воздух от которой, кроме запуска двигателя, используется также для работы системы кондиционирования самолета.
4. Описание процесса запуска двигателя
4.1. Особенности процесса запуска в полете
Рабочий процесс ГТД характерен непрерывным горением топливно-воздушной смеси (ТВС) в камере сгорания. Устойчивое горение возможно только при непрерывном поступлении в камеру сгорания необходимого количества воздуха с некоторым избыточным давлением. Затрачиваемая на работу компрессора мощность, зависит от расхода воздуха через двигатель, степени-сжатия и КПД компрессора. Чем выше напористость и расход воздуха через компрессор и ниже КПД, тем большая мощность нужна для его вращения. По мере увеличения частоты вращения требуется все большая мощность.
Существует режим, когда турбина развивает мощность, достаточную для собственного вращения, а так же для вращения компрессора, агрегатов двигателя и преодоления механических потерь.
Для достижения этого режима двигателя к его ротору необходимо подводить мощность от постоянного источника энергии. Эта мощность осуществляется пусковым устройством-стартером.
При эксплуатации двигателя возможны случаи самопроизвольного или преднамеренного его выключения в полете. После прекращения горения топлива на любом режиме частота вращения ротора уменьшается. При этом часть энергии набегающего потока воздуха расходуется на вращение ротора, и самолет начинает испытывать дополнительное сопротивление.
Основной особенностью запуска двигателя в полете является наличие вращения ротора компрессора набегающим потоком-авторотация. Частота вращения роторов на авторотации зависит от скорости и высоты полета, загрузки ротора, конструктивных особенностей двигателя. Современные пусковые устройства обеспечивают запуск в полете как с подводом мощности от стартера, так и без подвода – в случае, когда мощность набегающего потока достаточно для вращения ротора двигателя с требуемой минимальной частотой [3].
4.1.2. Основные этапы запуска
Процесс запуска авиационного ГТД условно может быть разбит на три этапа.
На первом этапе запуска – с момента подключения стартера к ротору двигателя до момента воспламенения топливно-воздушной смеси (ТВС) в камере сгорания- раскрутка ротора двигателя ведется только стартером. Можно считать, что турбина двигателя вступает в активную работу с начала воспламенения ТВС в камере сгорания. В течение первого периода запуска расход и давление воздуха за компрессором высокого давления (КВД) увеличивается по мере увеличения числа оборотов ротора двигателя.
На втором этапе запуска – с момента воспламенения ТВС в камере сгорания до момента отключения стартера от ротора двигателя – раскрутка ведется одновременно стартером и турбиной. Пусковое устройство отключается от двигателя автоматически в момент выхода на определенную частоту вращения ротора, при которой турбина имеет необходимый избыток мощности для раскрутки ротора. Этот этап запуска характеризуется продолжительностью и максимальными тепловыми нагрузками на детали турбины.
На третьем этапе запуска – с момента отключения пускового устройства до выхода двигателя на режим малого газа – ротор двигателя раскручивается только турбиной.
Рис. 1. Этапы запуска ГТД, циклограмма запусков.
ТТ – температура газов за турбиной; щ -частота вращения ротора КВД;
GT -расход воздуха в камере сгорания
5. Обеспечение надежного запуска на земле
5.1. Основные причины ненадежного запуска двигателя на земле
В процессе запуска авиационный ГТД работает на довольно сложном неустановившимся режиме. Надежность запуска зависит от надежности и устойчивости протекания различных процессов в двигателе и элементов системы запуска.
Основные причины ненадежного запуска двигателя:
надежность может быть снижена из-за недостаточной располагаемой мощности пускового устройства или из-за неисправности отдельных элементов пусковой системы;
надежность может быть снижена из-за отклонений в программах подачи топлива и в подводе мощности пускового устройства;
устойчивость работы двигателя может быть нарушена при задержке воспламенения топлива в камере сгорания и т.д. [3].
Список литературы
Иноземцев А. А., Нихамкин М. А. и др. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Том V «Автоматика и регулирование авиационных двигателей и энергетических установок». – М.: Машиностроение, 2008. – 190 с.
Алабин М. А., Кац Б. М., Литвинов Ю. А. «Запуск авиационных газотурбинных двигателей» – М.: Машиностроение,1968. – 120 с.
Кац Б. М., Жаров Э. С., Винокуров В. К. Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей. -М.: «Машиностроение», 1976. – 220 с.
Для подготовки данной работы были использованы материалы с сайта http://mvu.ugatu.ac.ru/
Дата добавления: 23.06.2014