13.2. Управление электростартерами при запуске гтд

От электростартеров запускают авиадвигатели АИ-20К,-24 на самоле­тах Ан-12, -24; газотурбинные двигатели ВСУ (ТГ-16, ТА-6, -8) и авиа­двигатели на вертолетах. В качестве стартеров используют стартер-гене­раторы (СТГ) постоянного тока. Необходимость сокращения времени запуска, расхода электроэнергии и уменьшения потерь в цепях стартеров привела к разработке способов управления электростартерами. Их сущ­ность заключается в изменении напряжения на якоре и потока возбуж­дения стартера для улучшения временных и энергетических показателей запуска.

Все эти способы подчинены общей цели: сделать запуск наилучшим по определенным показателям.

Для улучшения характеристик пуска определяют оптимальное переда­точное отношение стартер-авиадвигатель для минимизации времени разгона стартера от какой-то исходной до заданной конечной угловой скорости. Для этого рассматривают выбор передаточного отношения для разгона привода от начала запуска до угловой скорости ω₁ при которой вступает в работу турбина. При заданном максимальном (пусковом) мо­менте стартера М_СТ.К = М_СТ.МАХ минимизация этого интервала времени позволяет уменьшить потери, общий расход энергии и время запуска. Для упрощения задачи считают, что основным нагрузочным моментом является динамический момент М_ДИН =J(dω/dt), а моментом компрессора М_К, приведенным к валу стартера, пренебрегают.

Так как СТГ имеет параллельное возбуждение, уравнение его меха­нической характеристики имеет вид:

М_СТ = М_СТ.К(1 - ω/ω₀).

Уравнение движения системы стартер-ротор ГТД записывают так:

J(dω/dt) = М_СТ.К(1 - ω/ω₀),

откуда

или .

В результате интегрирования время разгона от ω = 0 до ω₀ = ω₁ опре­деляется уравнением

t₁=(J ω₀/М_СТ.К)ln[1/(1- ω₁/ω₀)].

Передаточное отношение и между стартером и авиадвигателем нахо­дят из выражения ω_СТ= uω_АД, откуда и = ω_СТ / ω_АД.

Приведенный к валу стартера момент инерции J = J_CT + (1/ и ²) J_АД. Учитывая, что при использовании для запуска стартер-генераторов пере­даточное отношение и = 1.35 – 1.42, приведенный к якорю стартера мо­мент инерции авиадвигателя (1/ и ²) J_АД>> J_CT. Без ущерба для точности принимают, что J_CT≈(1/ и ²) J_АД.

Время разгона до угловой скорости ω₁ с учетом допущений

(13.1)

Для определения передаточного отношения , обеспечивающего минимум времени разгона до угловой скорости ω₁ уравнение (13.1) ис­следуем на экстремум:

,

откуда - ;

ln(1-uω_1АД/ ω₀)=0.5 uω_1АД/ ω₀(1-uω_1АД/ ω₀).

В результате графического решения этого уравнения получают опти­мальное передаточное отношение, обеспечивающее минимум времени раз­гона системы стартер - авиадвигатель до угловой скорости, при которой вступает в работу турбина. Как правило, это отношение

u_ОПТ=0.73·ω₀/ω_1АД.

В электрических системах запуска ротор авиадвигателя разгоняют СТГ, который в полете работает в генераторном режиме, а при запуске - в стартерном. При работе в режиме стартера стартер-генератор должен развивать необходимую механическую мощность для того, чтобы быстро разогнать ротор авиадвигателя. Максимальную мощность СТГ должен развить при угловой скорости ω₁ когда момент сопротивления макси­мален (см. рис. 13.1):

Р_СТ = ω₁ (М_СТ + М_ДИН) = М_Э.СТ ·ω₁,

где М_ДИН - динамический момент, необходимый для создания нужного ускорения dω/dt; М_Э.СТ - электромагнитный момент стартера.

Электромагнитный момент стартера М = С·I_aФ_МАХ; поток возбуждения в стартерном режиме имеет наибольшее значение. Электромагнитная мощность стартера Р_Э.СТ=М_Э.СТ ·ω₁= ·ω_1АД ·М_Э.СТ .

После того как запуск произошел, СТГ переходит в генераторный режим, работая с минимальной для этого режима угловой скоростью и тем же максимальным потоком Ф_МАХ. В данном случае электромагнит­ные моменты СТГ в стартерном и генераторном режимах равны М_Э.Г = М_Э.СТ; минимальной угловой скоростью для генераторного режима яв­ляется скорость малого газа авиадвигателя ω_МГД.

Электромагнитную мощность генератора Р_Э.Г=М_Э.Г ·ω_Г..МIN= М_Э.Г ·ω_МГД·u_Г, где ω_МГД угловая скорость малого газа двигателя u_Г = ω_Г / ω_АД.

При работе с минимальной угловой скоростью, номинальным током и максимальным потоком возбуждения СТГ развивает наибольший для генераторного режима момент. Соотношение электромагнитных мощ­ностей в стартерном и генераторном режимах находят, считая, что макси­мальные электромагнитные моменты машины в стартерном и генератор­ном режимах равны М_СТ.МАХ=М_Г.МАХ. Используя это условие и выражения для электромагнитных мощностей в стартерном и генераторном режимах, мощность стартера через мощность генератора и параметры обоих ре­жимов находят так:

Р_Э.СТ=Р_Э.Г · u_СТ ·ω_1Д К_П/ u_Г ·ω_МГД . (13.2)

Для оценки возможности использования СТГ для запуска ГТД опре­деляют мощность, которую он может развить, работая в стартерном режиме. С учетом кратковременности стартерного режима (60 - 70 с) ток I_СТ якоря стартера при запуске может превышать ток генераторного режима в К_П раз (I_СТ = К_П ·I_Г , где К_П - коэффициент перегрузки, равный 1.3 – 1.4). Для ГТД, запускаемых от стартер-генераторов, передаточные отношения равны:

u_СТ=ω_СТ/ω_АД=1.3-1.4; u_Г = ω_Г / ω_АД.≈0.5; ≈0.15; ≈0.5

Подставив эти данные в формулу (13.2), оценивают соотношение мощ­ностей СТГ в стартерном и генераторном режимах. Если учесть, что в современных системах запуска напряжение V_CT на якоре СТГ составляет (2 - 2,2)U_Г.ПОТ, то Р_Э.СТ=Р_Э.Г (1.5 – 1.7) Р_Э.Г.

В стартер-генераторах, применяемых при запуске ГТТ, для повышения момента используют планетарный редуктор с обгонной муфтой. При работе в стартерном режиме угловая скорость выходного вала стартера, сцепленного с коробкой передач авиадвигателя, примерно в 3 раза меньше скорости вращения якоря СТГ. При работе СТГ в генераторном ре­жиме вращение от коробки передач авиадвигателя передается на якорь помимо редуктора. Изменение пе­редаточного отношения осуществ­ляют за счет обгонной муфты. Она при передаче движения от авиа­двигателя к генератору сцепляет ведущий (гибкий) вал с полым валом, на котором посажен пакет якоря. При передаче движения от СТГ к авиадвигателю сцепления полого и гибкого валов не происходит. Передача движения от полого вала к выходному валу осуществляется через планетарный редуктор (рис. 13.2).

При работе в стартерном режиме момент от якоря 1 через шестерню 8 и сателлиты 5 передается на корпус редуктора 3, который в этом режиме заклинивается храповой собачкой 2 и неподвижен. Сателлиты приводят в движение водило 12. Оно своей шестерней с внутренним зацеплением 4 через шестерню 6 вращает выходной вал, жестко связанный с гибким валом 7. В стартерном режиме муфта свободного хода не заклинена и полый вал связан с гибким через редуктор, уменьшающий угловую скорость гибкого вала в отношении 3.18:1. В генераторном режиме вследствие изменения направления передачи момента (от двигателя к ге­нератору) собачка 2 расцепляет корпус 3 редуктора и корпус стартера, а муфта свободного хода 10 заклинивает, сцепляя гибкий 7 и полый 11 валы помимо редуктора.

Угловая скорость обоих валов одинакова.