Система запуска авиационных двигателей

Система запуска авиационных двигателей. Этапы запуска

Запуск двигателя представляет собой процесс перевода его из нерабочего состояния на режим малого газа. Продолжительность запуска составляет 30—120 сек. Для снижения продолжительности необходимо располагать достаточно мощными пусковыми устройствами, а это усложняет конструкцию и увеличивает вес силовой установки.

Запуск двигателя включает раскрутку ротора двигателя, подачу топлива в камеру сгорания, воспламенение его и вывод двигателя на режим малого газа. Для запуска нужны пусковое устройство — стартер, источники энергии для питания стартера, пусковые топливные магистрали, агрегаты зажигания и управления. Комплекс этих устройств и агрегатов называется системой запуска

К системам запуска предъявляются следующие основные требования.

1. Двигатель должен надежно запускаться на землеи в полетебез дополнительной регулировки перед запуском элементов автоматики и топливорегулирующей аппаратуры. Необходимо исключить возможность возникновения очагов пламени, могущих вызвать пожар на самолете.

2. Запуск двигателя на земле должен надежно обеспечиваться как от бортовых, так и от аэродромных средств при значениях температуры наружного воздуха от минус 50° С до плюс 45° С. При отрицательных температурах наружного воздуха допускается использование средств, облегчающих запуск, без увеличения времени подготовки к запуску (например, применение предварительного подогрева масла). Использование аэродромных средств, облегчающих запуск двигателя, но требующих увеличения времени подготовки к запуску (подогрев двигателя и системы запуска), при разработке систем запуска допускается для ТРД при температуре наружного воздуха ниже минус 40 0 С, для ТВД — ниже минус 25° С.

3. Безотказный запуск двигателя в полете в случае преднамеренной или самопроизвольной остановки его в результате помпажа, срыва пламени или других ненормальностей в работе, не вызвавших поломки его узлов и деталей.

4. Запуск двигателя должен быть автоматизированным и удовлетворять следующим условиям:

— система запуска включается путем нажатия на пусковую кнопку;

— процесс запуска до выхода двигателя на заданный режим происходит автоматически, без выполнения дополнительных ручных операций после нажатия на пусковую кнопку и установки РУД в положение, соответствующее запуску;

— автоматика системы запуска обеспечивает устойчивую работу двигателя в процессе запуска и выход на режим малого газа за установленное время;

— система запуска двигателя на земле и в полете автоматически отключается и подготавливается к следующему запуску;

— на многодвигательных летательных аппаратах система запуска обеспечивает возможность запуска одного из двигателей, а также запуск последующих с использованием энергии ранее запущенных.

5. Система запуска двигателей от бортовых источников питания должна Сыть автономной и обеспечивать без промежуточной дозарядки или дозаправки бортовых средств последовательные запуски, число которых должно быть на единицу больше числа двигателей на летательном аппарате.

6. Система запуска двигателя должна обеспечивать: быстрое прекращение процесса запуска, переключение питания пускового устройства с бортовых-источников на аэродромные (и наоборот) без необходимости регулировки системы, запуск на топливе, постоянно питающем двигатель.

Этапы запуска двигателя.

Раскрутка ротора ГТД при запуске осуществляется стартером и турбиной двигателя, которые участвуют в раскрутке не весь период запуска, а лишь на определенных этапах. В связи с этим запуск двигателя можно разбить на три этапа.

На первом этапе от начала запуска до вступления в активную работу турбины при скорости вращения ротора двигатель раскручивается только стартером. Момент ускорения ротора двигателя на этом этапе: , где — момент, развиваемый стартером; М_с — момент, потребный для вращения компрессора, привода агрегатов и преодоления трения; I_P — массовый полярный момент инерции ротора двигателя (а для ТВД и момент инерции винта, приведенный к валу ротора); угловая скорость вращения ротора двигателя; n — скорость вращения ротора двигателя.

Для определения полярных моментов инерции ротора проектируемых двигателя и воздушного винта можно воспользоваться приближенными формулами:

полярный момент инерции ротора ТВД: , где и диаметры роторов компрессора и турбины; и число ступеней компрессора и турбины;

для четырехлопастных воздушных винтов с дюралюминиевыми лопастями: , где — диаметр винта.

На втором этапе запуска от до отключения стартера при происходит совместная раскрутка ротора стартером и турбиной. В этом случае: , где момент, развиваемый турбиной двигателя. При и .

При скорости вращения соответствующей холодной прокрутке, .

На третьем этапе от до (до скорости вращения ротора на режиме малого газа), стартер отключен и ротор двигателя раскручивается только турбиной. В этом случае: , при , и .

Значения скорости вращения , , , , зависят от характеристик компрессора, турбины и стартера, работы камеры сгорания, конструктивных и эксплуатационных факторов.

Дата добавления: 2016-06-29 ; просмотров: 9569 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ

Система управления запуском и розжигом авиадвигателя

Система управления запуском и розжигом ГТД служит для обеспечения перевода авиадвигателя из нерабочего состояния в установившийся режим малого газа, который характеризуется наименьшими оборотами турбины, при которых он может устойчиво работать длительное время.

Для запуска газотурбинного двигателя необходимо принудительно, от внешнего источника энергии раскрутить вал турбины компрессора, подать в камеру сгорания определённое количество топлива, воспламенить его. При этом процесс максимально автоматизируется, с целью обеспечения заданной устойчивости протекания процедуры запуска и предотвращения механических и тепловых перегрузок элементов двигателя.

Содержание

• 1 Состав типовой системы
• 2 Работа системы
  • 2.1 Электростартёр
  • 2.2 Турбостартёр
  • 2.3 Воздушный турбостартёр
  • 2.4 Управление запуском
  • 2.5 Зажигание
• 3 Литература

Состав типовой системы [ править | править код ]

Система состоит из пускового устройства (стартёра), агрегатов подачи топлива, системы зажигания и аппаратуры программного управления. Пусковые устройства бывают электрические (электростартёры и стартёр-генераторы), турбокомпрессорные (турбостартёр — малогабаритный ГТД) и воздушные (воздушный стартёр, работающий на сжатом воздухе). Короткоресурсные «одноразовые» турбореактивные двигатели крылатых ракет могут запускаться от пиротехнических (пороховых) стартёров.

Процесс раскрутки, подачи топлива и его воспламенения регламентируется специальными программными устройствами по времени и по частоте вращения компрессора.

Работа системы [ править | править код ]

Электростартёр [ править | править код ]

Электрическая раскрутка от стартёра или стартёр-генератора обычно применяется на небольших ГТД и ВСУ. Питание подаётся от наземных источников электроэнергии, а также от бортовых аккумуляторов или генератора работающей бортовой ВСУ. На наиболее крупных двигателях с электрозапуском (к примеру, АИ-20, оборудованный двумя стартёр-генераторами СтГ-12, АИ-24, оборудованный одним СтГ-18) вал стартёр-генератора соединяется с валом ГТД через двухскоростной редуктор и обгонную муфту, встроенные в СтГ. Передаточное отношение редуктора автоматически меняется, в зависимости от направления передачи крутящего момента — в стартёрном режиме оно больше, так как якорь соединяется с двигателем через планетарный редуктор, а в генераторном режиме напрямую. Кроме того, применяется ступенчатая подача электроэнергии для уменьшения нагрузки на трансмиссию и большей плавности хода. Для этого применяются выводимые по мере раскрутки ротора пусковые резисторы, ослабление магнитного потока стартёра на больших оборотах, а в старых системах запуска применялось пересоединение источников (батарей или коллекторов наземного генератора) с параллельного соединения на последовательное — так называемый запуск 24/48 вольт.

Турбостартёр [ править | править код ]

Более мощные авиадвигатели (АЛ-31Ф, стоящий на Су-27, НК-12 — двигатель Ту-95 и Ту-142, или ныне не эксплуатируемый АМ-3) раскручиваются от работающего турбостартёра (ТС), который представляет собой малогабаритный газотурбинный двигатель, который в свою очередь, имеет небольшой электростартёр, систему зажигания и подачи топлива, но в упрощённом виде. ТС обычно работает на том же топливе, что и основной двигатель, но бывают и исключения — С-300М, стоящий на АМ-3, работал на бензине Б-70. Валы турбостартёра и двигателя соединены через редуктор и обгонную муфту. ТС может быть как одновальным (С-300М), в этом случае ротор двигателя раскручивается от ротора стартёра через гидромуфту, так и со свободной турбиной (ТС-12, стоящий на НК-12) — одна турбина служит для привода компрессора ТС, а вторая — свободная — служит для раскрутки компрессора двигателя. Процесс запуска турбостартёра и время его работы регламентируются программным устройством.

Воздушный турбостартёр [ править | править код ]

Воздушный стартёр — это турбоагрегат, работающий на сжатом воздухе. Сжатый воздух, как правило, поступает от турбины компрессора работающей ВСУ, представляющей собой малогабаритный автономный ГТД, выполняющий на борту летательного аппарата роль энергоузла. Сжатый воздух может подаваться и от наземных установок или воздушных баллонов, а также от турбины компрессора соседнего, уже запущенного авиадвигателя. Воздушные стартёры ввиду простоты и надёжности нашли широкое применение на мощных двигателях — например, Д-18Т (Ан-124 «Руслан»), CFM56 (Airbus A320, Boeing 737), ТВ3-117 (Ми-8М, Ми-24).

Управление запуском [ править | править код ]

В процессе раскрутки, в строго заданной последовательности включается подача пускового топлива к пусковым форсункам и система зажигания. Подача топлива обеспечивается топливными насосами, заслонками и электрокранами, до момента полного воспламенения основного топлива и начала интенсивной раскрутки турбины. После воспламенения топлива система зажигания автоматически выключается.

Процесс запуска регламентируется программным устройством (автоматической панелью запуска — АПД), представляющим собой электромеханический программно-временной агрегат, состоящий из электродвигателя постоянного тока, редуктора, центробежного регулятора частоты вращения и пакета профилированных дисков с микровыключателями. Более современные системы собраны на полупроводниковой элементной базе. Сигналы определённых частот вращения турбины ГТД снимаются центробежными выключателями или определяются тахометрической аппаратурой двигателя. Управляющие программные сигналы подаются на блоки, агрегаты, заслонки, электрокраны не напрямую, а через силовую коммутационную аппаратуру, реле и контакторы.

Зажигание [ править | править код ]

Система зажигания состоит из агрегата зажигания (индукционной катушки), преобразующего напряжение бортсети в переменный ток высокой частоты, и свечей зажигания.

При запуске двигателя в воздухе (неважно, ТРД или ТВД) раскрутка турбины происходит от набегающего потока воздуха, поэтому при заданных оборотах авторотации включается подача топлива и зажигание, программа наземного запуска не включается. Признаком успешного запуска является рост оборотов и повышение температуры выходящих газов.

Для прекращения работы двигателя служит отсечной топливный клапан, который прерывает поступление топлива в камеру сгорания. Этот клапан управляется рычагом останова двигателя (РОД) или стоп-краном.

В процессе запуска двигателя система контролирует достаточно много параметров. Программа автоматически прекращается при затянутом запуске (зависании оборотов), превышении температуры газов за турбиной или падении давления масла, и конечно, при срабатывании пожарной сигнализации. Впрочем, в любой момент запуск двигателя может прекратить лётчик или бортинженер нажатием на кнопку «стоп» или переводом РОД.

Вопрос № 3. Основные этапы запуска ГТД

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.

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

(1)

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

, (2)

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

Второй этап продолжается до частоты n₃, называемой частотой сопровождения. При частоте вращения n₃ стартер отключается. При равновесной частоте вращения n₂ момент компрессора и момент турбины оказываются одинаковыми. Частота n₂ 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 n₂. 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 ,

Рис. 3. Этапы (периоды) запуска авиадвигателя.

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:

,(3)

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)10 4 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.

Самовыключение 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”.

Вывод: запуск авиационного двигателя – процесс вывода авиационного двигателя на минимальный режим его устойчивой работы (режим малого газа). Динамику процесса наземного запуска авиадвигателя можно представить в виде трёх периодов (этапов), следующих один за другим. Знание этих этапов необходимо не только на стадии проектирования систем запуска, но и при поиске (устранении) неисправностей.

Запуск авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) представляет собой переходный режим работы двигателя от неподвижного состояния (на земле) или режима авторотации (в полете) до режима малого газа.

Режимом малого газа авиационного газотурбинного двигателя называется режим малого вращения ротора, на котором двигатель развивает минимальную тягу, работает надежно и устойчиво и обеспечивает выход на любой рабочий режим.

Запуск авиационного двигателя представляет одну из основных операций при подготовке летательного аппарата к полету, а от надежной работы системы запуска напрямую зависит выполнение полётного задания и безопасность полётов в целом.

Классификация систем запуска определяется в зависимости от варианта использования типа энергии для раскрутки роторов двигателя до режима малого газа. Чаще всего на практике применяются электрическая энергия или энергия сжатого воздуха.

Процесс наземного запуска авиационного двигателя можно условно разделить на три основных этапа, которые следуют один за другим. Знания этапов запуска позволяет подобрать оптимальную программу запуска для любого авиационного двигателя.

Вопросы для самоконтроля

1. Классификация систем запуска.

2. Требования, предъявляемые к системам запуска.

3. Основные этапы запуска.

1. В.Д. Константинов, И.Г. Уфимцев, Н.В. Козлов «Авиационное оборудование самолётов», стр. 85…103.

2. Ю. П. Доброленский «Авиационное оборудование», стр. 57…77

3. А.С. Тырченко, Н.Н. Точилов, М.М. Ногас, В.М. Блувштейн «Авиационное оборудование вертолётов»

А.С. Бочаров «Комплексы авиационного и радиоэлектронного оборудования. Комплексы авиационного оборудования». Военный учебно-научный центр ВВС «Военно-воздушная академия им. Проф. Н.Е. жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, 2012г., стр. 198 – 208.

Презентация на тему Системы запуска газотурбинных двигателей (ГТД )

Презентация на тему Системы запуска газотурбинных двигателей (ГТД ), предмет презентации: Физика. Этот материал содержит 13 слайдов. Красочные слайды и илюстрации помогут Вам заинтересовать свою аудиторию. Для просмотра воспользуйтесь проигрывателем, если материал оказался полезным для Вас — поделитесь им с друзьями с помощью социальных кнопок и добавьте наш сайт презентаций ThePresentation.ru в закладки!

• Главная
• Физика
• Системы запуска газотурбинных двигателей (ГТД )

Слайды и текст этой презентации

Тема № 11. Электрические устройства систем запуска силовых установок

Лекция № 7. Системы запуска газотурбинных двигателей (ГТД )

Отводимое время на занятие 90 минут

— классификацию систем запуска;

— требования, предъявляемые к системам запуска.

— основные этапы запуска.

1. Классификация систем запуска.

2. Требования, предъявляемые к системам запуска.

3. Основные этапы запуска.

1. В.Д. Константинов, И.Г. Уфимцев, Н.В. Козлов «Авиационное оборудование самолётов», стр. 85…103.
2. Ю. П. Доброленский «Авиационное оборудование», стр. 57…77
3. А.С. Тырченко, Н.Н. Точилов, М.М. Ногас, В.М. Блувштейн «Авиационное оборудование вертолётов»

Классификация систем запуска

В зависимости от типа стартера системы запуска АД классифицируют:

электрические системы запуска с электростартерами
(в том числе со стартерами-генераторами);
турбокомпрессорные системы запуска
(с турбокомпрессорными стартерами, работающими на топливе основного двигателя);
воздушные системы запуска (с воздушными турбостарте-рами, работающими на сжатом воздухе);
воздушно-пороховые системы запуска (с пороховыми турбостартерами, работающие на горячем газе, получаемом при сгорании твердого топлива);
гидравлические системы запуска с гидростартерами (в том числе со стартерами-генераторами).

Для запуска ГТД на летательных аппаратах, применяются электрические стартеры
и стартеры-генераторы четырех типов:

стартеры прямого действия типа СТ;
стартеры-генераторы типа ГСР-СТ (якорь машины соединен с приводом ГТД через двухскоростной редуктор);
стартеры-генераторы типа СТГ со встроенным планетар-ным двухскоростным редуктором;
обычные самолетные генераторы типа ГСР и ГС, приме-няемые в стартерном и генераторном режимах с постоянным передаточным числом редуктора, расположенного в приводе ГТД.

Структура стартера прямого действия

Кинематическая схема редуктора с автоматически изменяемым передаточным отношением

Требования
предъявляемые к системам запуска

Требования к системам запуска :

обеспечение надежного запуска двигателя на земле и в воздухе при всех условиях, возможных при эксплуатации

минимальное время запуска

обеспечение автономного запуска двигателя — запуска от бортовых источников энергии

постоянная готовность систем к действию

обеспечение как минимум трехкратного
автономного запуска

экономичность расхода энергии (рабочего тела)
источника питания

простота в эксплуатации и обслуживании

автоматизация всех операций запуска

минимальные габариты и масса

Основные этапы запуска

Первый этап, начинающемся с момента подключения пускового устройства, раскрутка ротора авиадвигателя осуществляется только стартером, без подачи топлива в камеры сгорания.

На втором этапе, начинающемся с момента воспламенения горючей смеси, ротор авиадвигателя раскручивается стартером и турбиной, начавшей развивать положительную мощность (МТ>0).

Второй этап продолжается до частоты n3, называемой частотой сопровождения. При частоте вращения n3 стартер отключается.

Третий этап, начинается с момента отключения стартера.

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

Основные этапы запуска авиационного двигателя

Момент, развиваемый стартером

Вращающий момент, развиваемый турбиной с начала вступления ее в активную работу, практически линейно зависит от частоты вращения, т.е.

На втором этапе выполняется следующее условие:

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

Основные этапы запуска авиационного двигателя

Этапы (периоды) запуска авиадвигателя