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 40⁰С, 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.