Глава 13

ЗАПУСК АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

13.1. Условия работы двигателя при запуске

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 ω_МГ).

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; ω_С - соответ­ствующая условию М_Т = М_К; ω₂ - при отключении стартера; ω_М - макси­мальной мощности стартера; ω_К - режима холодной прокрутки, ω_МАХ - максимальная ротора ГТД. Для сокращения записей вводят "понятие относительной угловой скорости = ω/ω_МАХ.

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=ω_Т/ω_{ВЫХ.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 t₂ (время разгона до угловой скорости ω₁ ничем 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.