2. Слайд 8.1
Определение и назначение запуска
Запуск ГТД представляет собой процесс
вывода ГТД на минимальный режим
устойчивой
работы,
называемый
режимом малого газа (МГ). Запуск
является неустановившимся процессом
раскрутки ротора ГТД от неподвижного
состояния в наземных условиях или от
режима авторотации в полёте до режима
МГ.
Запуск - эксплуатационное свойство ГТД,
характеризующее способность выхода
ГТД на режим МГ при данных
климатических и высотно-скоростных
условиях за определенный промежуток
времени.
Количественно
запуск
оценивается
временем τ зап от момента нажатия на
кнопку запуска (переключения тумблера)
до момента достижения n, равной ≈ 90%
от её значения на МГ.
3. Слайд 8.2
Виды запуска
Различают следующие виды
запуска ГТД в зависимости от
условий
и
способов
его
проведения:
- наземный;
- высокогорный;
высотный,
с
режимов
авторотации;
высотный,
с
режимов
холодной прокрутки стартером,
- встречный (с режимов сброса газа) и
т. п
4. Слайд 8.3
Параметры запуска
При запуске ГТД в наземных
условиях
регламентируются
следующие параметры:
время запуска τ зап;
- диапазон TH, в пределах которого
обеспечивается надежный запуск;
функциональная
надежность
запуска;
- количество запусков за ресурс ГТД;
- тепловое состояние ГТД перед
запуском
5. Слайд 8.4
Требования к запуску ГТД
Требования к запуску ГТД ограничивают время
выхода ГТД на режим МГ. Запуск ГТД должен
осуществляться автоматически после нажатия
лётчиком стартовой кнопки. При запуске не
допускается перегрев ГТД, снижающий его ресурс
и надёжность. На многодвигательных ЛА ГТД
запускаются последовательно по одному, однако в
ряде случаев предъявляется требование
одновременного запуска ГТД.
Требование к τ зап в наземных условиях запуска при
САУ обычно составляет 20 … 30 с и при
экстремальных температурах возрастает в 1,5—2 раза.
При низкой TH время запуска возрастает вследствие
загустевания масла и роста момента сопротивления Jz
ротора прокрутке ГТД.
τ зап ГТД на дозвуковом самолёте обычно не превышает
30÷60 с.
Для сверхзвуковых самолётов в ряде случаев требуется
меньшее время запуска.
Для высотного запуска помимо τ зап задаются диапазоны
H и Vп, в пределах которого должен обеспечиваться
надежный запуск.
6. Слайд 8.5
Способы задания времени запуска
Существует несколько способов задания τ зап.
Наиболее простой - задание максимально допустимого τ зап
для всего диапазона TH и T элементов, характеризующих
тепловое состояние ГТД, в пределах которого
обеспечивается надежный запуск (линия А - на рисунке
3.8). При таком способе задания τ зап не учитываются
возможности ГТД в отношении запуска в наиболее важном
эксплуатационном диапазоне TH, и в эксплуатацию могут
сдаваться ГТД, отрегулированные с повышенным забросом
фактической Tг*, что может повлиять на ресурс этих ГТД.
Другой способ - задание τ зап в наземных условиях таким
образом, при котором устанавливается изменение
максимальной и минимальной τ зап в зависимости oт TH и
оговоренного теплового состояния элементов ГТД (Б - на
рисунке 3.8).
Рисунок 3.8 Зависимость требуемой продолжительности запуска ГТД
от TH в наземных условиях
7. Слайд 8.6
Надежность запуска
Надежность запуска оценивается
отношением количества запусков
без отказов к суммарному числу
запусков,
выполненных
при
данных наземных или полетных
условиях. Для наземного запуска
под надежным запуском
подразумевается
возможность
проведения с первой попытки
подряд трех ~ пяти запусков.
8. Слайд 8.7
Общая характеристика процесса
запуска
Запуск ГТД требует первоначальной
раскрутки ротора ГТД (или одного из его
роторов) от постороннего источника N
(стартёра), т.к. самостоятельная работа
ГТД возможна при n, большей некоторой
минимальной nmin.
Процесс запуска ГТД состоит из трёх
этапов.
Первый этап – раскрутка ротора стартёром
без подачи топлива в ГТД.
Второй этап - совместная работа стартёра
и турбины ГТД после подачи топлива в
КС и его воспламенения при частоте
вращения n1.
Третий этап – самостоятельная раскрутка
ГТД от частоты вращения отключения
стартёра n2 до nМГ.
9. Слайд 8.8
Диаграмма крутящих моментов
при запуске одновального ТРД
Рисунок 3.9 Диаграмма крутящих моментов при запуске
одновального ТРД
10. Слайд 8.9
Процесс запуска
Крутящий момент стартёра Mст на рисунке 3.9
приведён к n ротора ГТД с учётом передаточного
числа редуктора. Величины всех Mкр отнесены к
моменту турбины Mт на установившемся режиме
МГ, а n – к nmax.
На первом этапе стартёр преодолевает момент
сопротивления ротора ГТД (Mдв = Mсопр < 0). При n1 в КС
подаётся
топливо,
которое
воспламеняется
специальными мощными пусковыми воспламенителями.
Мощность стартёра Nст и n1 выбирают так, чтобы
выполнялось условие nхп > n1, (nхп – максимальная n при
“холодной” прокрутке ГТД от стартёра), иначе запуск
невозможен. Обычно nхп = (1,25 ÷1,6) n1.
После подачи топлива Nт начинает возрастать, и при
некоторой n на валу ГТД появляется положительный
избыточный момент турбины (Mдв = ∆Mт > 0). Однако
для ускорения запуска стартёр отключают при
значительно большей n, когда ∆Mт достигает заметной
величины, сравнимой с Mст в начальный момент запуска.
Заштрихованная на графике область, определяемая
алгебраической суммой
Mст и Mдв, соответствует
моментам, идущим на ускорение вращения ротора ГТД
11. Слайд 8.10
Типы пусковых устройств ГТД
Различают автономные системы запуска (источник энергии для
питания стартёра находится на борту ЛА) и аэродромные
системы, требующие подвода энергии от постороннего
источника.
Для запуска малоразмерных ГТД используются электрические
стартёры, которые также выполняют функции генераторов
тока на повышенных n. Удельная масса (gуд) этих стартёров
велика, вследствие чего они не используются на больших ГТД.
В автономных системах запуска часто применяют
газотурбинный стартёр, представляющий собой небольшой
ГТД со свободной турбиной, вращающей через редуктор и
муфту ротор основного ГТД. Газотурбинный стартёр имеют
большую Nст при сравнительно низкой gуд. Преимущество этих
стартёров состоит в том, что он может быть соединён с
электрогенератором и использован ещё до запуска ГТД в
качестве автономного бортового источника энергии.
Наименьшую gуд при высоких
Nст имеют воздушные
турбостартёры, однако для их работы необходим источник
сжатого воздуха (до 350 ÷450 кПа) на борту ЛА или на
аэродроме.
Для ускоренного автономного запуска используются лёгкие,
малогабаритные и мощные топливо - воздушные или
пороховые турбостартёры. Однако их Nст при этом понижена,
а τ зап соответственно увеличивается.Возможно большое число
других схем пусковых устройств.
12. Слайд 8.11
Продолжительность запуска
Продолжительность запуска τ зап определяют
следующие факторы.
1 Величина коэффициента динамичности Кt,
влияющего на длительность всех переходных
процессов.
2 Величина относительного крутящего
момента (мощности) стартёра
Mст= Mст/ M т max, Nст= Nст/ Nт max,
а также длительность его работы при
раскрутке ротора от n =0 до n2.
3 Диапазон раскрутки до nМГ.
4 Величина Mсопр или ∆Mт =Mт – Mк/η м,
который, в частности, зависит от момента
подачи топлива и степени увеличения Tг* на
втором и третьем этапах запуска.
13. Слайд 8.12
Запуск ГТД в полёте
Область высотного запуска должна с некоторым
запасом включать в себя режимы крейсерского
полета, нормального и аварийного снижения
(рисунок 3.11).
Величина запаса по H и V
обуславливается стабильностью пусковых свойств
ГТД и носит обычно индивидуальный характер.
Рисунок 3.11 Область высотного запуска ГТД
14. Слайд 8.13
Границы высотного запуска ГТД
Границы области гарантированного высотного
запуска определяются (рисунок 3.12): границей 1-1,
определяемой процессом воспламенения топлива;
- границей 2-2, определяемой динамическими
характеристиками ГТД
Рисунок 3.12 Границы высотного запуска ГТД
1-1 – граница запуска, определяемая процессом воспламенения
топлива; 2–2 – граница высотного запуска, определяемая
динамическими характеристиками; А – область режимов полёта,
рекомендуемая для высотного запуска; B - область режимов полёта
При
увеличении H или уменьшении Vп
увеличивается время переходного процесса, как
вследствие снижения Pвх* и, соответственно,
избыточной мощности на валу ГТД, так и
вследствие расширения диапазона раскрутки из-за
увеличения nМГ. Обычно время высотного запуска
составляет 60÷80 с.
