12.4 - Пусковые системы

12.4.1 - Пусковые системы авиационных ГТД

12.4.1.1 - Назначение

Пусковая система (ПС) должна обеспечивать автоматическое выполнение холодной прокрутки, ложного запуска и запуска во всех условиях эксплуатации на земле и в полете, а также прекращение запуска в любой момент времени по командам с борта или по предельным параметрам.

12.4.1.2 - Общие требования

Запуск ГТД является одним из его важнейших эксплуатационных режимов. Это самый длительный переходный процесс из одного устойчивого состояния роторов, чаще всего неподвижного, в другое, характеризующееся устойчивой частотой вращения

èназываемое «малый газ» (или минимальный режим). Надежность запуска двигателя определяет эксплуатационную надежность самолета в целом, оперативность его применения, область эксплуатации и, в конечном итоге, технико-экономическую привлекательность для потенциальных заказчиков. В связи с необходимостью запуска во всей области эксплуатации к ПС предъявляются повышенные требования как по технологичности выполняемых операций, так

èпо качеству процесса. Общие требования к запуску двигателя можно сформулировать следующим образом: запуск двигателя должен быть надежным.

12.4.1.3 - Состав пусковых систем

Запуск двигателя на борту воздушного судна (ВС) обеспечивают следующие устройства и системы:

-стартер, для подвода мощности к ротору двигателя;

-система топливопитания и автоматического управления подачей топлива в КС;

-система зажигания, для воспламенения горючей смеси в КС;

-система механизации компрессора и перепусков воздуха из КВД;

-САУ двигателя в части управлением процессом запуска.

-бортовая система электропитания ЛА для подвода энергии к агрегатам ПС;

-вспомогательная силовая установка (ВСУ)

ñсистемой подвода сжатого воздуха к воздушному стартеру.

12.4.1.4 - Область эксплуатации двигателя, область запуска

Область эксплуатации в земных условиях задается по допустимой температуре воздуха на входе в двигатель и максимальной высоте расположения аэродрома над уровнем моря. Современные авиационные двигатели эксплуатируются при температуре воздуха от минус 55 до плюс 60îС и высоте расположения аэродрома до 4500 метров. Запуск двигателя должен обеспечиваться во всей области эксплуатации на земле.

Область полета в составе СУ самолета задается в координатах: приборная скорость полета

(VÏÐ) - высота полета (ÍÏ).

Для запуска в полете задаются требования

êмаксимальной высоте и диапазону скоростей полета, в пределах которых должен обеспечиваться надежный запуск. Принцип выработки требований

êобласти надежного высотного запуска сохраняется для всех типов ВС и сводится к следующему. Имеется оптимальный для данного типа ВС диапазон высот и скоростей крейсерского полета. В слу- чае самовыключения двигателя в полете происходит торможение ВС. Область высотного запуска должна с некоторым запасом включать в себя режимы крейсерского полета, нормального и аварийного снижения.

Высота крейсерского полета современного пассажирского самолета составляет 11...12 тысяч метров. Верхняя граница области запуска двигателя в соответствии с Требованиями летной годности пассажирских самолетов должна быть не более чем на две тысячи метров ниже крейсерской высоты полета.

12.4.1.5 - Описание процесса запуска двигателя, особенности процес-

са запуска в полете

Рабочий процесс ГТД характерен непрерывным горением ТВС в КС. Устойчивое горение возможно только при непрерывном поступлении в КС необходимого количества воздуха с некоторым избыточным давлением. Затрачиваемая на работу компрессора мощность, зависит от расхода воздуха че- рез двигатель, степени сжатия и к.п.д. компрессора. Чем выше напорность и расход воздуха через компрессор и ниже к.п.д., тем большая мощность нужна для его вращения. По мере увеличения частоты вращения требуется все большая мощность.

Непрерывное увеличение частоты вращения ротора двигателя в процессе запуска возможно лишь при условии превышения суммарной мощ-

ности пусковой системы и турбины над мощностью, потребной для вращения компрессора и преодоления сил сопротивления в двигателе. Этот избыток мощности обеспечивает необходимое ускорение вращающихся частей двигателя.

Источником мощности в ГТД является турбина. Мощность, развиваемая турбиной, зависит от температуры газа перед турбиной и степени понижения давления газа в турбине. В начальный момент запуска турбина двигателя не только не создает мощности, а наоборот, для своего вращения требует ее затрат. Кроме того, и после вступления турбины двигателя в активную работу для обеспе- чения требуемого ускорения требуются затраты мощности, пока частота вращения ротора двигателя не достигнет некоторого определенного значе- ния. При этом устанавливается 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 постороннего источника энергии. Эта мощность обеспечивается пусковым устройствам - стартером.

При эксплуатации двигателя возможны слу- чаи самопроизвольного или преднамеренного его выключения в полете. После прекращения горения топлива на любом режиме частота вращения роторов 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 (роторов) компрессора набегающим потоком - авторотация. Частота вращения роторов на авторотации зависит от скорости и высоты полета, загрузки ротора, конструктивных особенностей двигателя. Современные ПС обеспечивают запуск в полете как с подводом мощности от стартера, так и без подвода - в случае, когда мощность набегающего потока воздуха достаточна для вращения ротора двигателя с требуемой минимальной частотой [12.4.4.1].

12.4.1.6 - Надежность запуска

Надежность запуска оценивается коэффициентом надежности, который равен отношению коли- чества запусков без отказов к суммарному числу запусков, выполненных при данных наземных или полетных условиях. Коэффициент надежности запуска характеризует техническое состояние двигателя и вероятность выполнения удачного запуска.

Экономическая целесообразность обеспече- ния высокого коэффициента надежности запуска обуславливается высокой степенью интенсивности использования авиационной техники (особенно в гражданской авиации). Это плотность расписания пассажирских рейсов, высокая стоимость времени стоянки на транзитных аэродромах, аренды наземной техники обеспечения вылета. В условиях военного применения высокий коэффициент надежности запуска обуславливается требованиями боевой готовности самолета, обеспечения его боеживучести (запуск в воздухе после возможной остановки двигателя после пусков ракет) и т.д.

Надежность запуска двигателя обеспечивается оптимальным сочетанием характеристик узлов двигателя и его систем, участвующих в запуске, адаптивностью законов управления, точностью регулирования, точностью выполнения технологи- ческих операций по запуску, исправностью самолетных систем и другими условиями.

12.4.1.7 - Характеристики запуска

Процесс запуска авиационного ГТД условно может быть разбит на три этапа (см. Рис. 12.4.1.7_1).

На первом этапе запуска - с момента подклю- чения стартера к ротору двигателя до момента воспламенения ТВС в КС - раскрутка ротора двигателя ведется только стартером. Можно считать, что турбина двигателя вступает в активную работу с нача- ла воспламенения ТВС в КС. В течение первого периода запуска расход и давление воздуха за КВД увеличиваются по мере увеличения числа оборотов ротора двигателя.

На втором этапе запуска - с момента воспламенения ТВС в КС до момента отключения стартера от ротора двигателя - раскрутка ведется одновременно стартером и турбиной двигателя. Пусковое устройство отключается от двигателя автоматически в момент выхода на определенную ча- стоту 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 отклю- чения пускового устройства до выхода двигателя на режим малого газа - ротор двигателя раскручи- вается только турбиной [12.4.4.2].

Рассмотренные этапы характерны для процесса вывода на режим малого газа большинства современных авиационных двигателей и ГТУ наземного применения.

Для качественной и количественной оценки применяется комплексная характеристика процесса запуска - допустимый диапазон изменения мгновенного расхода топлива в КС. Допустимый диапазон расхода топлива (для текущей частоты вращения

ротора) ограничивается «богатой» и «бедной» границами.

Так, на этапе розжига КС (начало второго этапа) «богатая» граница - это максимальный расход топлива, при котором обеспечен розжиг и отсут-

ствует потеря устойчивости КВД. Потеря устой- чивости КВД проявляется ростом температуры газа за турбиной с одновременным уменьшением темпа роста частоты вращения (зависание). «Бедная» граница - это минимальный расход топлива, при котором возможно воспламенение ТВС.

На этапе разгона (продолжение второго и третий этапы запуска) «богатая» граница - это запуск на максимальном расходе топлива, при котором отсутствует потеря устойчивости КВД или достижение предельной температуры газа за турбиной. «Бедная» граница - это запуск с минимальным расходом топлива, при котором возможно увеличение частоты вращения (раскрутка ротора) с выходом на «малый газ».

Применительно к топливорегулирующей аппаратуре допустимый диапазон изменения расхода топлива определяется регулировками соответствующих программ, и называется «дорожка запуска».

Положение границ запуска показано на Рис. 12.4.1.7_2.

12.4.1.8. - Выбор типа и параметров стартера

Для запуска авиационных ГТД применяют стартеры различного принципа действия. Выбор стартера зависит от большого числа факторов, в ча- стности, от назначения и размерности двигателя, требуемой продолжительности запуска, требования автономности пусковой системы. При этом немаловажное, а в ряде случаев определяющее значение имеет тип энергосистемы самолета (в особенности для автономных пусковых систем). Наибольшее распространение для двигателей малой размерности в гражданской авиации нашли электрические стартеры. Для двигателей средней и большой размерности - воздушные стартеры. Для двигателей военного назначения - газотурбинные стартеры.

Каждому типу стартера свойственна определенная механическая характеристика, представляемая обычно в виде изменения крутящего момента на выходном валу стартера в зависимости от частоты его вращения. Аналитически механическая характеристика пускового устройства часто выражается линейной, гиперболической функцией или ломаной кривой, составленной из этих функций.

Так, например, для воздушного стартера аналитическое выражение механической характеристика имеет вид:

ÌÑÒ = ÌÎ – bn,

ãäå ÌÎ - начальныйдвигателя; крутящий момент на роторе b - постоянный коэффициент для данного

типа стартера и передаточного отношения от стартера к ротору двигателя;

n - частота вращения ротора двигателя. Такое представление механической характери-

стики является в известной степени условным. Фактическое изменение крутящего момента по частоте вращения носит более сложный характер вследствие наличия передаточного запаздывания в системе подвода энергии при релейном срабатывании органов управления, а также вызванных нестабильностью частоты вращения стартера колебательных процессов, взаимодействием инерционных масс стартера, привода и ротора двигателя. Под воздействием эксплуатационных факторов механическая характеристика стартера изменяется [12.4.4.2].

Наиболее заметно характеристики могут изменяться при изменении давления воздуха, подаваемого на турбину стартера, как вследствие особенностей регулирования и нестабильности поддержания давления источником сжатого воздуха, так и из-за увеличения потерь давления в трубопроводах пусковой системы. Немаловажное значение имеет температура сжатого воздуха, величина потерь тепла при передаче.

Передаточное отношение (iÎ) кинематической цепи определяется отношением частоты вращения ротора стартера к частоте вращения ротора двигателя. Оно определяет соотношение между моментом и частотой вращения выходного вала стартера, мощность которого при этом остается постоянной. С увеличением iÎ увеличивается момент на выходе редуктора, а частота вращения уменьшается. И наоборот - с уменьшением передаточного отношения момент на выходе уменьшается, а частота вращения увеличивается. В зависимости от значе- ния его меняется наклон моментной характеристики пускового устройства приведенной к ротору двигателя (см. Рис. 12.4.1.8_1). Как видно, при уменьшении iÎ уменьшается наклон моментной характеристики к оси абсцисс, а максимум мощности пускового устройства смещается в сторону большей частоты вращения ротора двигателя [12.4.4.2].

Òàê êàê iÎ влияет на величину момента, передаваемого к двигателю, то имеется оптимальное значение передаточного отношения, при котором обеспечивается наилучшее использование моментной характеристики.

В общем случае крутящий момент на валу ротора двигателя ÌÏÓ (Кг·м) и мощность стартера NÏÓ (л.с.) определяются выражениями:

ÌÏÓ = ÌÏÓÐ iÎ = ÌÏÓÐ iÐÅÄ iÏ (12.4.1.8-1)

где Мпур - крутящий момент на валу ротора стартера, Кгм,

òåëÿ;

Кроме передаточного отношения важным параметром, влияющим на надежность запуска, является частота сопровождения ротора двигателя стартером. Раннее отключение пускового устройства приведет к увеличению продолжительности запуска, увеличению потребного расхода топлива и, как следствие - к росту температуры газа, снижению запасов ГДУ компрессора.

Очевидно, чем больше подводимая к ротору двигателя мощность от стартера и чем более продолжителен период сопровождения ротора, тем меньше топлива требуются для необходимого ускорения ротора. Следовательно, снижаются тепловые нагрузки на детали турбины. С другой стороны, увеличение мощности пускового устройства вызывает

увеличение его массы или при неизменной массе - снижение надежности (ресурса) и, в конечном итоге, приводит к необоснованным экономическим затратам. Поэтому выбор и оптимизация параметров стартера имеет большое значение при проектировании двигателя.

Выбор параметров стартера выполняется в несколько этапов при разработке двигателя.

На этапе эскизного проектирования применим принцип подобия для уже эксплуатирующихся двигателей.

Строятся известные зависимости и выполняется оценка требуемых параметров для разрабатываемого двигателя в относительных координатах:

ния позволяет с достаточной точностью предварительно оценить параметры стартера для определения его конструктивных характеристик (габариты, масса). Также на этапе рабочего проектирования