Особенности автономного запуска авиадвигателей

Содержание группового занятия

Водная часть

Запуск ГТД производится с помощью бортовой системы запуска, обязательным элементом которой является система зажигания.

Система зажигания предназначена для воспламенения топливовоздушной смеси в основной камере сгорания (ОКС) ГТД, а также при необходимости в форсажной камере сгорания (ФКС), если такая имеется на данном типе двигателя.

Воспламенение топливовоздушной смеси в ОКС необходимо производить в трех случаях:

- при запуске двигателя на земле;

- при запуске на режиме авторотации в случае самовыключения двигателя в полете;

- при встречном запуске двигателя в полете.

Вопрос 1. Способы запуска газотурбинных двигателей. Особенности автономного запуска авиадвигателей

Способы запуска ГТД

1. По способу электропитания стартёра:

- аэродромный источник электропитания;

- автономный источник электропитания.

2. По способу раскрутки ротора авиадвигателя:

- с помощью электростартера (однокаскадный типа СТГ - самый распространённый способ запуска ГТД),;

- с помощью турбокомпрессора или турбокомпрессорного стартёра (небольшого ГТД мощностью около 100кВТ).

Двухкаскадные стартеры состоят из электростартера типа СА или СТ и турбокомпрессорного стартёра. Электростартер запускает турбостартер.

- воздушный стартёр типа СВ (двигатель ТВ3 – 117).

3. По способу управления электрическими стартёрами.

С целью получения оптимальных энергетических характеристик систем запуска, необходимого быстродействия и ограничения пусковых токов в процессе раскрутки вала турбокомпрессора АД необходимо осуществлять управление режимами работы электрического стартёра.

Частота вращения электрического стартёра n и потребляемый ток якоря I_Я определяются следующими формулами:

где U – напряжение питания стартёра; I_Я – ток якоря; R_Я – сопротивление цепи якоря; Ф – магнитный поток, создаваемый обмоткой возбуждения; С – постоянный коэффициент (конструктивная постоянная).

Из приведенных формул следует, что необходимое изменение частоты вращения стартёра n и потребляемого тока I_Я в процессе запуска можно осуществить путём изменения напряжения питания U, сопротивления якоря цепи R_Я и магнитного потока возбуждения Ф.

В связи с этим в системах запуска используются следующие методы управления электрическими стартерами:

1. Прямой (безреостатный) пуск стартера, при котором стартер подключается на полное напряжение U источника питания. При такой схеме работают стартеры в системах запуска поршневых двигателей и турбостартеров.

2. Реостатный пуск, при котором с целью ограничения тока и вращающего момента стартера в начале запуска последовательно в цепь якоря включается пусковой резистор (пусковое сопротивление) R_П(рис. 1) во избежание поломки редуктора при выборе люфтов. Подобное управление осуществляется с помощью контактора К1, который после выбора люфтов в системе передач шунтирует R_П.

В начале процесса запуска электростартер подключается к шине запуска через резистор R_п. Благодаря этому напряжение на электростартере, ток якоря и пусковой момент значительно уменьшаются. Этим обеспечивается плавное сцепление стартера с валом ГТД (выбор люфтов в механической передаче) без резких толчков и ударов. Через некоторое время (в момент t1) замыкаются контакты K1, которые шунтируют резистор R_п. Электростартер подключается непосредственно к шине запуска. Ток якоря резко увеличивается, частота вращения начинает быстро нарастать. В дальнейшем по мере увеличения частота вращения ток якоря уменьшается.

3. Ступенчатое увеличение напряжения питания электрического стартера с целью уменьшения неравномерности потребляемого стартером тока. Двухступенчатое изменение напряжения питания достигается переключением аккумуляторных батарей АБ1 и АБ2с параллельного соединения на последовательное (рис. 1) с помощью контакторов К2 и КЗ (переключение в момент времени t₂). В результате ток якоря резко увеличивается и происходит увеличение частоты вращения стартера.

4. Ступенчатое уменьшение магнитного потока возбуждения Ф.При этом неравномерность потребления тока уменьшается в результате включения последовательно в цепь параллельной обмотки возбуждения W_В дополнительного резистора RД(рис. 1) путем размыкания контактов К4 или путем отключения параллельной обмотки W_В с помощью контактов К5при смешанном возбуждении стартера. Размыкание контактов К4 или К5 происходит в момент времени t₃. При этом ток якоря резко увеличивается и частота вращения возрастает. В дальнейшем по мере увеличения частоты вращения ток якоря снижается.

5. Плавное увеличение напряженияпитания Uэлектрического стартера. Плавное изменение напряжения питания электростартера осуществляется с помощью источника электроэнергии (например, при запуске от бортовой турбогенераторной установки), напряжение которого в процессе запуска изменяется от некоторого минимального значения до максимального так, чтобы величина тока якоря электростартера оставалась неизменной.

6.Плавное уменьшение магнитного потокавозбуждения Фс помощью угольного регулятора тока (РУТ), изменяющего сопротивление угольного столба в цепи обмотки возбуждения W_В стартера.

Рис. 1. Структурная схема системы запуска

а – электрическая схема электростартера; б – зависимость I_я и n от времени.

Последние два метода управления более сложны с точки зрения их практической реализации, однако они обеспечивают наибольший КПД систем запуска. Поэтому плавное изменение этих параметров (U, Ф) применяется, как правило, при запуске мощных авиадвигателей.

В системах запуска ГТД на различных этапах цикла запуска, как правило, используются различные методы управления электрическими стартерами. Переход от одного метода управления электрическими стартерами к другому в релейных системах запуска программного типа осуществляется по командам аппаратуры управления с помощью коммутационной аппаратуры.

В автоматических системах запуска программного типа после задания соответствующего режима работы системе запуска (запуск на земле, запуск в воздухе, холодная прокрутка и т.д.) управление процессом запуска сводится к управлению по заданной программе стартером, топливной системой, аппаратурой зажигания, кислородной подпиткой, компрессором двигателя и выходным соплом.

Управление запуском двигателя производится по заранее заданной программе в зависимости от времени или в зависимости от частоты вращения ротора стартера и ГТД. Наиболее широко используются системы запуска, в которых применяются оба способа управления запуском. В подобных системах устраняются недостатки, свойственные каждому из двух первых способов управления процессом запуска. Например, обеспечивается отключение стартера, если ротор турбокомпрессора ГТД достигает необходимой частоты вращения раньше, чем это было задано программой по времени. При этом исключается излишний разряд АБ при автономном запуске и превышение допустимой частоты вращения электрического стартера. Кроме того, не допускается перегрев турбины, если по каким-либо причинам частота вращения вала турбокомпрессора не достигла заданной величины в течение времени, предусмотренного программой. Управление по времени обеспечивает реализацию режимов, на которых турбина ГТД по существу не принимает участия в работе, что имеет место при холодной прокрутке и консервации АД.

Таким образом, наибольшее применение находят программы управления процессом запуска, в которых сигналы управления формируются по частоте вращения и дублируются по времени. Команда же на срабатывание исполнительного элемента формируется в аппаратуре управления по тому сигналу, который приходит первым.

Управление в функции времени осуществляется с помощью автоматов времени, в качестве которых используются электродвигательные или электронные автоматы времени.

Основными элементами электродвигательного автомата времени являются (рис. 2):

- электрический двигатель ЭД постоянного тока с параллельным возбуждением или с возбуждением от постоянных магнитов типа Д-2Р, Д-2ТР с электротормозом и центробежным регулятором частоты вращения;

- редуктор Р червячный или шестеренчатый с одной или двумя скоростями отработки программы. Изменение скорости отработки программы необходимо для быстрого возвращения всех элементов автомата в исходное положение при неудавшемся запуске и осуществляется с помощью электромагнита ЭМ при замыкании контактов реле Р2;

- профилированные диски (кулачки), обеспечивающие в соответствующие моменты времени размыкание или замыкание контактов микровыключателей MB в цепи управления промежуточными реле, которые, в свою очередь, выключают или включают различные исполнительные элементы.

Кроме того, на валу автомата времени имеется диск, положение которого регулируется винтом с целью регулирования начала работы автомата времени.

Для стабилизации частоты вращения электродвигателя автомата времени используется центробежный регулятор, контакты которого периодически разрывают цепь якоря или включают в цепь якоря дополнительный резистор. Для уменьшения выбега по окончании цикла запуска осуществляется динамическое торможение электрического двигателя ЭД путем замыкания накоротко обмотки якоря двигателя при его отключении контактами реле P1. Число профилированных дисков и микровыключателей в автомате времени определяется программой работы системы запуска.

Электродвигатель вращает диски, которые воздействуют в определённые моменты времени на контакты, включая и выключая соответствующие агрегаты системы запуска (катушка зажигания, контакторы переключения режимов работы электростартёра и пр.). Автоматы времени обычно размещаются в пусковых коробках и панелях (ПС, ПКС, АПД и пр.), в которых монтируются также коммутационные реле, пусковые сопротивления и контакторы

Рис.2. Структурная схема электродвигательного автомата времени

Надежность и долговечность электродвигательного автомата времени определяются надежностью щеточно-коллекторного узла электрического двигателя и микровыключателей. Ресурс подобных автоматов времени составляет 8000...12000 циклов работы (запусков ГТД). Максимальная погрешность времени формирования команд составляет 4...5% от времени запуска.

Увеличение ресурса автоматов времени до 30000...50000 циклов с одновременным уменьшением погрешности времени до 1...2% достигается при использовании электронных автоматов времени, выполненных на базе цифровых счетчиков импульсов. Функциональная схема такого автомата времени приведена на рис. 3. Прямоугольные импульсы подаются от генератора импульсов ГИ с кварцевой стабилизацией на цифровой счетчик, состоящий из триггеров Т₁,..., Т_п,которые в начале запуска устанавливаются в исходное состояние сигналом «Обнуление». Выход счетчика соединяется с дешифратором, который формирует необходимую последовательность команд (сигналов) через заданные интервалы времени. Эти сигналы через усилители мощности У₁, У₂, ..., У_п подаются на соответствующие исполнительные устройства системы запуска.

Рис. 3. Функциональная схема электронного автомата времени

Триггер (англ. trigger в значении существительного «собачка, защёлка, спусковой крючок - в общем смысле, приводящий нечто в действие элемент»; в значении глагола «приводить в действие»).

Триггер (триггерная система) — класс электронных устройств, обладающих способностью длительно находиться в одном из двух устойчивых состояний и чередовать их под воздействием внешних сигналов. Каждое состояние триггера легко распознаётся по значению выходного напряжения. По характеру действия триггеры относятся к импульсным устройствам — их активные элементы (транзисторы, лампы) работают в ключевом режиме, а смена состояний длится очень короткое время.

Подобные автоматы времени устанавливаются на самолетах 4-го поколения.

Для управления процессом запуска по времени используются специальные пусковые панели, которые конструктивно представляют собой в общем случае металлическую коробку, в которой размещаются автомат времени и необходимая коммутационная аппаратура (силовые контакторы, управляющие реле и пусковые резисторы).

Коррекция программы запуска по частоте вращения стартера и авиационного двигателя осуществляется с помощью центробежных выключателей (микровыключателей), расположенных в топливном насосе-регуляторе, или осуществляется по сигналам с блока предельных команд (БПК) авиационного двигателя.

Управление программой запуска в функции частоты (скорости) вращения ротора авиадвигателя осуществляется с помощью тахогенераторов, напряжение с которым подаётся к обмоткам управляющих реле, центробежных выключателей, реле максимальных оборотов (РМО). Эти устройства коммутируют соответствующие электрические цепи при достижении заданных скоростей вращения авиадвигателя.

Особенности автономного запуска авиадвигателей

Запуск авиадвигателя электрическими стартерами должен осуществляться в любых условиях эксплуатации. Для надежного действия систем запуска важное значение имеет состояние источников электрической энергии, особенно аккумуляторных батарей, исправность всех элементов системы запуска и их соединений, а также соблюдение расчетного повторно-кратковременного режима работы. Ввиду больших токов, потребляемых стартерами ( стартерами - генераторами ), как правило ГТД запускаются от аэродромных источников электрической энергии. Автономный запуск производится только в крайних случаях от бортовых аккумуляторных батарей.

Аккумуляторные батареи, используемые для автономного запуска, должны быть полностью заряжены, их температура должна находиться в установленных пределах. Последнее особенно важно для серебряно-цинковых аккумуляторов.

При недостаточной степени заряженности запаса энергии может не хватить для запуска. Исходя из запаса энергии аккумуляторных батарей, допускается не более двух-трех попыток автономного запуска с трехминутными паузами между попытками. При большем числе попыток аккумуляторные батареи окажутся разряженными и непригодными для полета.

При автономном запуске ГТД ЛА с несколькими авиационными двигателями от бортовых аккумуляторных батарей следует запускать только один ГТД, остальные запускаются от бортовой сети, к которой подключен генератор работающего авиационного двигателя и аккумуляторные батареи.

Особое внимание необходимо обращать на состояние контактных соединений в силовых цепях электрических стартеров. Небольшое увеличение переходного сопротивления вызывает значительные падения напряжения, так как токи стартеров достигают больших значений, что может привести к увеличению времени запуска, а иногда и к срыву запуска.

Проверка состояния контактов в силовых цепях стартеров производится при длительном выходе ГТД на режим малого газа. Причиной этого может явиться также неправильная работа автомата времени.

В случае неудавшейся попытки запуска повторный запуск производится лишь после полной остановки и предварительной холодной прокрутки авиадвигателя. Включение зажигания без холодной прокрутки при повторном запуске может вызвать взрыв скопившихся паров топлива в камерах сгорания.

Вывод: изменение частоты вращения стартёра n и потребляемого тока I_Я в процессе запуска можно осуществить путём изменения напряжения питания U, сопротивления якоря цепи R_Я и магнитного потока возбуждения Ф.

В связи с этим в системах запуска используются шесть основных методы управления электрическими стартерами чаще всего используются комбинации из нескольких методов. Переход от одного метода управления электрическими стартерами к другому в релейных системах запуска программного типа осуществляется по командам аппаратуры управления с помощью коммутационной аппаратуры.

Управление осуществляется в функции времени, в функции частоты вращения ротора ГТД или комбинированно.