Классификация систем запуска
Содержание лекции
Введение
Запуск АД – процесс вывода авиационного двигателя на минимальный режим его устойчивой работы.
Запуск или включение силовой установки, осуществляется системой запуска, как на земле, так и в воздухе. Система запуска должна обеспечивать запуск авиационного двигателя и раскрутку его до режима малого газа в любых погодных условиях и в минимальное время. Время запуска двигателя напрямую влияет на время подготовки ВС к вылету, а, следовательно, и на боевую готовность частей и подразделений ВВС (ВКС).
Таким образом, безотказная работа системы запуска двигателя, её грамотная эксплуатация ведёт к повышению безопасности полётов, повышению боевой живучести и боевой готовности авиационных частей.
Вопрос № 1. Требования, предъявляемые к системам запуска
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.
Запуск АД – процесс вывода двигателя на минимальный режим его устойчивой работы, т.е. на режим 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.
Надежная работа системы запуска определяет:
- готовность летательного аппарата к полету;
- надежную работу двигателя;
- безопасность полета.
Исходя из важности безотказной работы систем запуска, к ним предъявляются следующие требования:
- обеспечение надежного запуска двигателя на земле и в воздухе (на любой высоте) при всех условиях, возможных при эксплуатации;
- минимальное время запуска (длительность запуска одного авиадвигателя должна составлять не более 1 минуты для бомбардировщиков и 10- 25 секунд для истребителей);
- постоянная готовность системы запуска авиационного двигателя к действию;
- обеспечение автономного запуска авиационного двигателя, т. е. возможность запуска авиадвигателя от бортовых аккумуляторных батарей;
- обеспечение как минимум трехкратного автономного запуска авиационного двигателя;
- экономичность расхода энергии (рабочего тела) источника питания системы запуска авиационного двигателя;
- простота в эксплуатации и обслуживании систем запуска;
- автоматизация всех операций систем запуска авиационного двигателя;
- минимальные габариты и масса систем запуска авиационного двигателя.
Вывод: система автоматического управления обеспечивает запуск двигателя в различных условиях, запуск в полете, встречный запуск двигателя в полете, а также такие необходимые эксплуатационные режимы, как холодная прокрутка ротора авиадвигателя пусковым устройством, аварийное прекращение процесса запуска в случае необходимости.
Вопрос № 2. Классификация и состав систем запуска
Классификация систем запуска
Система запуска является составной частью общей системы управления силовой установкой.
Классификация систем запуска определяется в зависимости от варианта использования типа энергии для раскрутки роторов двигателя до минимально устойчивого режима работы и соответственно, тип системы запуска определяется типом агрегата предварительной раскрутки ротора двигателя (тип стартера). По этому признаку различают:
- 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 турбостартерами, 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).
Наибольшее распространение получили электрические, турбокомпрессорные и воздушные системы запуска.
Все системы запуска содержат пусковые устройства (стартер), систему зажигания, обеспечивающую воспламенение топлива, агрегаты запуска двигателя с помощью которых осуществляется подача топлива и кислорода, управления выходным соплом, компрессором и др., аппаратуру управления, включающую временные программные механизмы, логические устройства, регулирующую и коммутационную аппаратуру цепей управления и силовых электрических цепей.
На современных летательных аппаратах с газотурбинными двигателями тягой более 30 000 Н используются турбостартерные системы запуска с турбокомпрессорными стартерами, работающими на топливе двигателя летательного аппарата, и с турбостартерами ограниченного запаса рабочего тела (воздушными, пороховыми, жидкостными).
Турбокомпрессорный стартер (ТКС) представляет собой сравнительно небольшой газотурбинный двигатель с ограниченной продолжительностью работы (до 90-100 с) в стартерном режиме и мощностью от 50 до 200 кВт.
Впервые в мире ТКС для запуска авиационных ГТД были изготовлены в Советском Союзе в начале 50-х годов.
ТКС запускаются от электрического стартера. После выхода на рабочий режим ТКС раскручивает ротор запускаемого двигателя за счет избыточной мощности, раскручиваемой турбины турбостартера. Основными элементами ТКС являются генератор газа, силовая турбина и редуктор.
Вращающий момент от турбостартера к валу запускаемого двигателя передается:
- механическим путем;
- через гидромуфту;
- за счет газодинамической связи.
Электрический стартер, предназначенный для запуска турбостартера, соединяется с валом турбостартера через фрикционную муфту и муфту свободного хода.
Достоинством турбостартера по сравнению с другими системами запуска является:
- сравнительно небольшой расход энергии на запуск самого стартера, а следовательно, и большая автономность системы;
- возможность получения при небольших габаритах стартера значительной мощности, что обеспечивает ускоренный запуск двигателя;
- отсутствие специального рабочего тела, так как ТКС работает на том же топливе, что и основной двигатель.
Однако использование турбостартеров усложняет производство и эксплуатацию ГТД, увеличивает общее время запуска, так как ко времени запуска ГТД добавляется время запуска турбостартера.
Системы запуска с электрическими стартерами отличаются:
- простотой устройства и управления;
- надежностью в работе;
- обеспечивают многократное повторение запуска;
- имеют сравнительно небольшие габариты и массу по отношению к развиваемой мощности.
Операции запуска легко автоматизируются. Однако область эффективного использования электрических систем запуска ограничиваются сейчас выходной мощностью 18 кВт, а в отдельных случаях 40 кВт, так как для данных систем характерно значительное увеличение их массы с увеличением их мощности. Поэтому для двигателей с большой тягой электрические системы запуска менее пригодны, чем системы запуска с турбостартерами.
Необходимо отметить, что большинство летательных аппаратов имеют на борту электрические системы запуска. На легких самолетах и вертолетах эти системы используются для запуска основных ГТД, а на средних и тяжелых - для запуска ГТД вспомогательных силовых установок, которые в свою очередь запускают основные ГТД летательного аппарата.
Для запуска ГТД на летательных аппаратах применяются электрические стартеры и стартеры-генераторы четырех типов:
- стартеры прямого действия типа СТ;
- стартеры-генераторы типа ГСР-СТ; у них якорь машины соединен с приводом ГТД через двухскоростной редуктор;
- стартеры-генераторы типа СТГ со встроенным планетарным двухскоростным редуктором;
- обычные самолетные генераторы типа ГСР и ГС, применяемые в стартерном и генераторном режимах с постоянным передаточным числом редуктора, расположенного в приводе ГТД. Своего дополнительного редуктора в этом случае ГСР и ГС не имеют.
Для улучшения коммутации в стартерах и генераторах ГСР имеются дополнительные полюсы, а в СТГ и ГС еще и дополнительная компенсационная обмотка. Это позволяет в широком диапазоне нагрузок иметь удовлетворительную коммутацию, как в стартерном, так и в генераторном режиме.
Стартеры прямого действия представляют собой электрические двигатели смешанного возбуждения, рассчитанные на повторно-кратковременный режим работы.
Основное возбуждение создается последовательной обмоткой, а параллельная обмотка служит только лишь для ограничения частоты вращения холостого хода. При последовательном возбуждении электродвигатель сравнительно малочувствителен к понижениям напряжения при больших токах, и в то же время более экономично расходует энергию в пусковом режиме, чем при параллельном возбуждении.
При запуске электродвигателя Д через редуктор Р с передаточным отношением (i=3) и механизм сцепления МС соединяются с валом реактивного двигателя АД. В качестве механизма сцепления применяются муфты свободного хода (чаще всего храповые). Эти муфты осуществляют механическое соединение вращающихся частей или позволяют им свободно вращаться друг относительно друга в зависимости от направления передаваемого момента.
Рис 1. Структура стартера прямого действия
Основные преимущества стартеров прямого действия заключаются в простоте устройства и обслуживания, надежности в эксплуатации, сравнительно небольшом времени запуска.
Недостатки стартеров проявляются в том, что электродвигатель стартера должен иметь сравнительно большую мощность, а следовательно, большие габариты и массу; электростартер в полете не используется и после запуска становится мертвым грузом; для питания электродвигателя необходимы аккумуляторы большой емкости.
Наибольшее распространение для запуска современных авиационных газотурбинных двигателей получили системы запуска со стартер-генераторами. Основное преимущество стартер-генераторов состоит в том, что вместо двух агрегатов (стартера и генератора) на двигатель устанавливается один агрегат, который в процессе запуска выполняет роль стартера, а при работе авиадвигателя-генератора, что дает существенную экономию в массе. Стартер-генераторы имеют смешанное или параллельное возбуждение. Механическая связь стартер-генератора с авиадвигателем осуществляется через редуктор с автоматически изменяемым передаточным отношением. Применение такого редуктора позволяет лучше использовать мощность стартер-генератора в стартерном режиме.
Редуктор состоит из храповой муфты 6 и роликовой муфты свободного хода 3, вмонтированных во втулку; зубчатых колес 2 и 7, сцепленных с шестернями 8 и 4.
При запуске авиадвигателя вращающий момент передается от стартер-генератора 1 к валу авиадвигателя 5 по стрелке, обозначенной буквой "А". В этом случае вал стартер-генератора вращается быстрее вала ГТД, и храповая муфта находится в зацеплении, а муфта свободного хода расцеплена. Передаточное отношение (больше единицы) определяется числами зубцов шестерен 4 и 7.
Рис.2. Кинематическая схема редуктора с автоматически изменяемым передаточным отношением
После запуска авиационного двигателя стартер-генератор переходит в генераторный режим работы и вращающий момент передается от вала авиадвигателя 5 к стартер-генератору по стрелке, обозначенной буквой «Б». В зацеплении находится муфта свободного хода, а храповая муфта освобождается. Передаточное отношение становится равным единице или меньше ее и определяется числами зубцов 8 и 2.
Состав систем запуска.
Система запуска современных авиационных двигателей это довольно сложная система обеспечивающая выход двигателя на минимальный устойчивый режим работы в различных метеоусловиях, в рамках допустимых отклонений, после которого возможна его эксплуатация по назначению.
Состав системы запуска современных авиационных силовых установок включает в себя следующие элементы:
- пусковых топливных устройств (пусковых и подкачивающих электрических насосов, электромагнитных кранов, форсунок), обеспечивающих подачу пускового топлива к пусковым форсункам в период запуска двигателя; если основное топливо подаётся в двигатель турбоприводным насосов, то до выхода на режим малого газа работает электрический подкачивающий насос, обеспечивая подачу основного топлива к рабочим форсункам;
- системы зажигания топлива;
- стартёра, обеспечивающего раскрутку ротора авиадвигателя до определённой скорости вращения;
-система автоматического управления процессов запуска;
-источника энергии для приведения в действие всех элементов системы запуска;
- пусковые топливные устройства.
В системах запуска самолётных ускорителей, работающих обычно на твёрдом топливе, стартёры отсутствуют.
Пусковые топливные устройстваобеспечивают подачу топлива к пусковым форсункам в период запуска двигателей. К ним относятся: электромагнитные клапаны, пусковые воспламенители и импульсаторы.
Электромагнитные клапаны предназначены для подачи топлива к пусковым форсункам и основного топлива к двигателю, а также для включения продувки пусковых магистралей после прекращения подачи топлива в целях предотвращения его коксования в топливопроводах. Управление клапанами осуществляется электрическими сигналами пусковых панелей.
Для обеспечения более надежного запуска двигателей применяется импульсная подача пускового топлива, для чего используются реле времени и импульсаторы И-2 (вертолет Ми-8, двигатель ТВ2-117), включающие питание клапана пускового топлива импульсами. Импульсная подача топлива при запуске двигателя увеличивает высотность запуска в полёте и обеспечивает надёжный запуск «горячего» двигателя.
Элементы систем запуска
Для запуска ГТД применяются однокаскадные и двухкаскадные стартёры. Однокаскадные стартёры раскручивают непосредственно вал турбокомпрессора. К ним относятся электрические, пороховые и пневматические стартёры. Двухкаскадные стартеры состоят из двух последовательно работающих стартеров. Они используются главным образом для запуска мощных ГТД, имеющих большие моменты инерции. Стартер первого каскада служит для запуска стартера второго каскада, последний раскручивает вал турбокомпрессора двигателя. В первом каскаде обычно используются электрические стартеры, во втором – турбостартеры.
Структурная схема системы запуска авиадвигателя с помощью двухкаскадного стартера приведена на рисунке 1.
Рис. 1. Структурная схема системы запуска авиадвигателя с помощью
двухкаскадного стартера
Основными элементами системы являются:
источник питания 1, в качестве которого применяются бортовые или аэродромные источники электроэнергии;
пульт управления запуском 2, на котором размещается коммутационная и сигнальная аппаратура;
аппаратура управления 3, которая состоит из пусковых панелей или коробок и автоматов времени запуска, осуществляющих автоматическое управление процессом запуска;
электрический стартер 4, представляющий собой электродвигатель постоянного тока;
турбостартер 6, представляющий собой малогабаритный турбореактивный двигатель с агрегатами запуска и управления, к которым относятся система управления выходными заслонками 7, система зажигания 8, пусковая топливная система 9 (электромагнитные топливные клапаны, пусковые топливные насосы), электромагнитный клапан кислородной подпитки 10;
элементы механических передачвращающего момента от электростартера к турбостартеру 5 и от турбостартера к валу авиадвигателя 11; к ним относятся муфты свободного хода, предназначенные для разъединения валов, когда частота вращения запускаемого устройства становится больше частоты вращения стартера, редукторы, фрикционные или гидравлические муфты, предназначенные для ограничения передаваемого момента;
Агрегаты запуска авиадвигателя 12, к которым относятся система зажигания 13, пусковая топливная система 14, электромагнитные клапаны подачи и отсечки топлива 15, кислородной подпитки 16, управления лентами или клапанами перепуска воздуха 17 и реактивными створками авиадвигателя 18.
Система запуска с однокаскадным стартером не содержит элементов 5-10. В качестве однокаскадных стартеров применяются стартеры прямого действия или стартеры-генераторы, представляющие собой электрические машины, которые во время запуска работают в режиме электродвигателя, а после запуска — в режиме генератора.
Вывод: Классификация систем запуска определяется в зависимости от варианта использования типа энергии для раскрутки роторов двигателя до минимально устойчивого режима работы и соответственно, типом системы запуска определяется типом агрегата предварительной раскрутки ротора двигателя (типом стартера). Чаще всего на практике применяются электрические (СТГ) и воздушные стартёры (СВ).