МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения»

Учебный военный центр при ГУАП
Отдел Военно-воздушных сил
Групповое занятие № 28
«Электрические системы управления запуском силовых установок» по дисциплине:
Эксплуатация и ремонт авиационного оборудования самолетов и
вертолётов
(наименование учебной дисциплины)
Специальность:		160903 «Техническая эксплуатация
		авиационных электросистем и пилотажно-
		навигационных комплексов»
		(код и наименование специальности)
Военно-учетная специальность:		«Эксплуатация и ремонт авиационного оборудования самолетов и вертолётов»
		(наименование ВУС)

	Рассмотрено и одобрено
	на заседании отдела УВЦ при ГУАП
	Протокол № ____
	от «____» ___________ 20___ г.

Санкт-Петербург

2011 г

Водная часть

Вопрос 1. Основные этапы запуска

Динамику процесса наземного запуска авиадвигателя можно представить в виде трёх периодов (этапов), следующих один за другим. В течение каждого этапа на ротор авиадвигателя действуют моменты, при которых ротор находится в состоянии динамического равновесия.

В соответствии с рис. 1, на первом этапе, начинающемся с момента подключения пускового устройства, раскрутка ротора авиадвигателя осуществляется только стартером, без подачи топлива в камеры сгорания. В течение этого периода по всему газовоздушному тракту проходит воздух, причем количество воздуха и его давления за компрессором с ростом частоты вращения ротора авиадвигателя возрастают. Частота вращения выбирается из условий обеспечения надежного воспламенения и устойчивого горения топливно-воздушной смеси и называется пусковой частотой вращения. На этом этапе момент, развиваемый стартером , уравновешивается моментом сопротивления компрессора и инерционных сил:

(2.5)

На втором этапе, начинающемся с момента воспламенения горючей смеси, ротор авиадвигателя раскручивается стартером и турбиной, начавшей развивать положительную мощность (>0). Вращающий момент, развиваемый турбиной с начала вступления ее в активную работу, практически линейно зависит от частоты вращения, т.е.

, (2.6)

где m и p - постоянные коэффициенты, зависящие от характеристик турбины авиадвигателя на пусковых режимах.

Рисунок 1.Диаграмма этапов запуска АД

Второй этап продолжается до частоты , называемой частотой сопровождения. При частоте вращения стартер отключается. При равновесной частоте вращения момент компрессора и момент турбины оказываются одинаковыми. Частота является частотой неустойчивого равновесия, так как малейшие отклонения от этой частоты в ту или другую сторону приводит или к остановке двигателя, или к выходу в режим малого газа. Поэтому стартер нельзя отключать при частоте . Кроме того, одновременная работа стартера и турбины сокращает время запуска, исключает возможность перегрева лопаток турбины и камер сгорания, так как расход воздуха через камеры при этом быстро возрастает, т.е. сокращается время работы авиадвигателя на переобогащенной смеси. Поэтому необходимо, чтобы стартер помогал турбине разгонять вращающиеся части авиадвигателя до частоты отключения стартера.

; ;

;

На втором этапе выполняется следующее условие:

М_ст + М_т = М_с + J,

Движущий момент, состоящий из момента стартера и турбины , должен превышать суммарный момент сопротивления настолько, чтобы вращающиеся части двигателя все время получали необходимое угловое ускорение .

На третьем этапе, начинающемся с момента отключения стартера, происходит самостоятельный разгон ротора авиадвигателя с заданным ускорением под воздействием значительного избыточного момента турбины, обеспечивающего быстрое достижение частоты вращения малого газа. При этом:

, (2.8)

Рассмотренные этапы запуска характерны для процесса вывода на режим малого газа большинства современных авиационных газотурбинных двигателей. В некоторых случаях, для ускоренного вывода отдельных типов двигателей на режим малого газа, третий этап запуска исключают. До частоты вращения, соответствующей режиму малого газа, авиадвигатель раскручивается совместно стартером и турбиной.

Анализ процесса запуска авиационных газотурбинных двигателей различных типов показывает, что продолжительность каждого этапа процесса запуска различная. Как правило, самым продолжительным бывает второй этап (этап совместной работы турбины и пускового устройства), который является наиболее ответственным и определяет, с одной стороны, надежность запуска авиадвигателя, с другой - максимальную величину и характер изменения требуемой мощности пускового устройства. Мощность пускового устройства зависит от требуемого времени запуска и развиваемой авиадвигателем тяги или мощности. Чем быстрее должен происходить процесс запуска, тем более мощным должно быть пусковое устройство. Так, например, для ГТД с тягой P=(3,5÷ 4)10⁴ Н, запуск в течение 35-40 с может быть осуществлен стартером, имеющим мощность 100-120 л.с., при времени запуска около 20 с, потребуется мощность стартера около 200 л.с. В полете иногда возможны случаи самопроизвольного или преднамеренного выключения двигателя. Cамовыключение ГТД наблюдается при стрельбе из бортового оружия (при пуске ракет или стрельбе из пушек), резких изменениях режима авиадвигателя при эволюциях летательного аппарата, появлении неисправностей в отдельных агрегатах и системах двигателя и летательного аппарата и т.д.

Самовыключение двигателя сопровождается прекращением горения топлива в камерах сгорания, частота вращения ротора двигателя уменьшается, но он полностью не останавливается, а постепенно переходит на установившийся режим авторотации (самовращение под действием набегающего потока воздуха).

Для запуска двигателя в полете необходимо осуществить следующие операции:

1. воспламенить топливо в пусковом воспламенителе;

2. воспламенить и обеспечить устойчивое горение основного топлива в камере сгорания;

3. обеспечить устойчивую работу авиадвигателя на пусковых режимах и непрерывную раскрутку ротора до режима малого газа, при этом рычаг управления двигателем (РУД) должен находится в положении “МАЛЫЙ ГАЗ”.

При неудачном запуске производится повторный запуск на меньшей высоте полета после продувки двигателя.

После выхода двигателя из режима малого газа, система воспламенения топлива отключается и двигатель переводится на требуемый режим работы. В некоторых случаях, чтобы предупредить возможный срыв потока пламени, производится встречный запуск, т.е. включается система зажигания, обеспечиваются подача пускового топлива и кислородная подпитка, например, в момент пуска ракет или стрельбы из пушек. Особенностью встречного запуска является повышенный расход воздуха через пусковой воспламенитель. Поэтому для нормальной работы воспламенителя необходимо подавать большее количество топлива и использовать специальную систему зажигания с более интенсивным разрядом между электродами свечи.