Несмотря на многообразие систем запуска газотурбинных двигателей, они все имеют стартер, обеспечивающий предварительную прокрутку ротора двигателя, источник энергии, необходимый для работы стартера, устройства, обеспечивающие подачу топлива и зажигание горючей смеси в камерах сгорания, агрегаты, обеспечивающие автоматизацию процесса запуска. Наименование систем запуска определяется типом стартера и источником питания.

К системам запуска предъявляются следующие основные требования, которые направлены на обеспечение:

надежного и устойчивого запуска двигателя на земле в диапазоне температур окружающего воздуха от - 60 до +60 °С. Допускается предварительный подогрев ТРД при температуре ниже - 40 °С, аТВД - ниже - 25 °С;

надежного запуска двигателя в полете во всем диапазоне скоростей и высот полета;

продолжительности запуска ГТД, не превышающей 120 с, а для поршневых 3...5 с;

автоматизации процесса запуска, т. е, автоматического включения и выключения всех устройств и агрегатов в процессе запуска двигателя;

автономности системы запуска, минимальных затрат энергии на один запуск;

возможности многократного запуска;

простоты конструкции, минимальных габаритных размеров и массы, удобства, надежности и безопасности в эксплуатации.

В настоящее время наибольшее применение находят системы запуска, в которых для предварительной прокрутки ротора двигателя используются электрические и воздушные стартеры. Соответственно и системы получили название - электрические и воздушные. Источники энергии стартеров могут быть бортовыми, аэродромными и комбинированными.

Автоматизация процесса запуска двигателей может осуществляться по временной программе независимо от внешних условий, по частоте вращения ротора двигателя и по комбинированной программе, где одни операции выполняются по времени, а другие по частоте вращения.

При выборе типа системы запуска для того или иного двигателя учитываются многие факторы, наиболее существенными из которых являются: мощность стартера, масса, габаритные размеры и надежность системы запуска.

Электрическими системами запуска двигателей называются такие системы, в которых в качестве стартеров используются электродвигатели. Для запуска ГТД применяются электростартеры прямого действия, у которых осуществляется непосредственная связь через механическую передачу с ротором двигателя. Электростартеры рассчитаны на кратковременную работу. В последнее время получили широкое применение стартер-генераторы, которые при запуске двигателя выполняют функцию стартеров, а после запуска - функцию генераторов.

Электрические системы запуска достаточно надежны в работе, просты в управлении, позволяют легко автоматизировать процесс запуска, а также просты и удобны в обслуживании. Они используются для запуска двигателей, имеющих сравнительно небольшие моменты инерции, или когда время вывода их на режим малого газа сравнительно велико. Для запуска двигателей с большими моментами, инерции или при сокращенном времени выхода на режим малого газа требуется увеличение мощности стартеров. Для электрических систем характерно значительное увеличение их массы и габаритных размеров при увеличении мощности стартера, что вызывается как увеличением массы самих стартеров, так и источников питания. В этих условиях массовые характеристики электрических систем могут оказаться значительно хуже других систем запуска.

Раздел 8. Электропривод запуска авиационных двигателей (электростартер)

8.1. Авиадвигатели.

Авиационный двигатель предназначен для приведения в движение различных летательных аппаратов.

На заре авиации в качестве авиационных двигателей использовали поршневые двигатели. В настоящее время - применяют газотурбинные двигатели (ГТД).

ГТД – тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя .

ГТД более совершенны по сравнению с поршневыми. Они позволяют получить весьма большую тягу (развить большую скорость) при меньшей массе и значительно меньших размерах. Уже первые самолеты с ГТД имели скорость около 950 км/ч, в то время как максимальная скорость со специальными гоночными поршневыми двигателями достигала только около 750 км/ч .

По способу создания тяги ГТД можно разделить на турбореактивные (ТРД) и турбовинтовые двигатели (ТВД).

ТРД – газотурбинный двигатель, в котором энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию струй газов, вытекающих из реактивного сопла .

ТВД – газотурбинный двигатель, в котором энергия сгорания топлива преобразуется механическую мощность на выводном валу, использующуюся в дальнейшем для привода тянущего воздушного винта .

Турбореактивные двигатели применяются на истребителях и бомбардировщиках и турбовинтовые – в транспортной авиации .

Итак, авиадвигатель – это тепловой двигатель. Его основными элементами являются компрессор, засасывающий атмосферный воздух, повышающий его давление и направляющий его в камеру сгорания, топливный насос, который впрыскивает через форсунку жидкое топливо, забираемое из топливного бака, в камеру сгорания и турбина .

8.2. Назначение электростартера

Чтобы тепловой двигатель функционировал, необходимо, чтобы топливо подавалось в камеру сгорания, начиная с того момента времени, когда в ней созданы благоприятные для работы двигателя условия: определенный расход воздуха и давление.

Чтобы создать эти условия, необходимо раскрутить ротор авиадвигателя от внешнего источника механической энергии.

В понятие ротор ГТД входит компрессор и турбина.

В качестве внешнего источника механической энергии в этом разделе мы рассматриваем электропривод. В соответствии со своими функциями этот электропривод называется электростартер.

Назначение электростартера – раскрутить ротор авиадвигателя до скорости, достаточной для самостоятельного и надежного выхода турбины на режим малого газа.

То есть, запуском авиадвигателя называется процесс его вывода на режим малого газа.

Режимом малого газа называют устойчивый режим работы с минимальной мощностью, с которого обеспечивается надежный выход на любой рабочий режим за заданное время.

Мы будем рассматривать работу электростартера при запуске авиадвигателя на земле.

При запуске авиадвигателя в воздухе стартер не включается, так как реактивный двигатель вращается за счет набегающего потока воздуха (авторотация).

Кроме того, применяется холодная прокрутка реактивного двигателя. Она выполняется для того, чтобы после неудачной попытки запуска удалить топливо из двигателя. Если этого не сделать, топливо будет гореть на стенках камер сгорания, на лопатках турбины и в выходном канале, вызывая недопустимое повышение температуры. Во время холодной прокрутки стартер раскручивает авиадвигатель, заставляя компрессор создавать поток воздуха. Топливо при этом в двигатель не подается, зажигание не включается.

8.3. Этапы запуска авиадвигателя

Этапы запуска авиадвигателя проиллюстрируем зависимостями моментов, действующих на вал авиадвигателя и стартера.

Рис. 1. Моменты, действующиы на вал авиадвигателя (или стартера).

М с – момент сопротивления, включающий в себя момент компрессора и момент трения. М с =М к +М тр. Также момент сопротивления может включать момент, расходуемый на привод вспомогательных механизмов . М тр по сравнению с М к мал (в отличие от поршневых авиадвигателей ) и им можно пренебречь. М к изменяется от скорости по квадратичному закону: М к =c к n 2 = k к  2 . М т – момент турбины. Движущий момент. Зависит от скорости практически линейно. Турбина начинает работать при скорости вращения n 1: М т = c т (n - n 1) = k т ( -  1) М ст – момент, развиваемый стартером. Зависимость М ст от скорости вращения представляет собой механическую характеристику ДПТ. М вр = М т +М ст – суммарный двигательный момент, развиваемый стартером и турбиной. Действует против момента сопротивления. М т =М т –М с – момент, который приходится преодолевать стартеру (момент сопротивления двигателя).

Запуск газотурбинного реактивного авиадвигателя выполняется автоматически, в соответствие с программой запуска и разделяется на следующие этапы:

1. 
   За счет электростартера ротор ГТД разгоняется до скорости вращения n 1 , называемой пусковой скоростью вращения. При пусковой скорости в камере сгорания создается расход воздуха и давление, достаточные для надежного воспламенения топлива и вступления в работу турбины. При скорости n 1 включается система зажигания и пусковая топливная система. Происходит воспламенение топливно-воздушной смеси, в очаг пламени впрыскивается рабочее топливо и начинает работать турбина, т.е. развивать вращающий момент.

Уравнение движения: М ст – М к = М ст - k к  2 = Jd /dt

где J – момент инерции всех вращающихся частей, приведенный к валу якоря стартера:

J = J ад + J ст,

где J ад – момент инерции роторов и воздушного винта авиадвигателя; J ст – момент инерции стартера.

Пусковая скорость вращения составляет для двигателей с центробежным компрессором 800-1200 об/мин, с осевым – 300 об/мин (в – от 30 до 140 рад/сек, в 10-130 рад/сек).

Продолжительность разгона турбины до пусковой скорости n 1 составляет 10- 40 сек.

1. 
   Стартер и турбина совместно раскручивают ротор ГТД до скорости n 2 , называемой скоростью сопровождения. Скорость n 2 характерна тем, что при ней турбина самостоятельно развивает мощность, достаточную для дальнейшего разгона авиадвигателя с заданным ускорением без участия стартера. Поэтому при этой скорости стартер отключается.

Между скоростями n 1 и n 2 , имеется скорость n 0 , при которой турбина развивает момент, равный моменту сопротивления компрессора. Однако при этой скорости отключать стартер нельзя, поскольку эта точка является точкой неустойчивого равновесия. Малейшее отклонение скорости от этой величины может привести к остановке двигателя. Кроме того, разгон авиадвигателя от одной турбины получается слишком медленным и сопровождается недопустимым повышением температуры газов. Поэтому стартер должен отключаться при скорости, при которой турбина создает избыточный момент, за счет которого авиадвигатель гарантированно, быстро и надежно выходит на режим малого газа.

Cтартер отключается, когда скорость достигнет приблизительно 0,7n 0 (n 0 -скорость холостого хода электродвигателя) .

Уравнение движения: М ст +М т – М к = М ст + k т ( -  1) – k к  2 = Jd /dt

Скорость сопровождения для двигателей с центробежным компрессором – 2000 об/мин, с осевым компрессором – 800 об/мин.

(В – от 80 до 500 рад/с, в – 1000 – 2500 об/мин; в – 30-150 рад/сек).

Для сравнения при запуске поршневого авиадвигателя его коленчатому валу необходимо было сообщить значительно меньшую скорость вращения: 50-60 об/мин .

Скорость n 2 обычно составляет 30-40% от рабочей скорости .

Полный цикл работы стартера – от 30 до 120 сек . (Этап 2 – 10-20 сек ).

1. 
   Самостоятельный выход авиадвигателя на режим малого газа (скорость n мг). Происходит самовращение ротора запускаемого ГТД, а его турбина развивает момент, достаточный для собственного вращения и преодоления всех моментов сопротивлений.

Уравнение движения:

М т – М к = k т ( -  1) - k к  2 = Jd /dt ,

8.4. Параметры авиадвигателей и электростартеров

Характеристики реактивных авиадвигателей отличаются большим разнообразием параметров, существенных для запуска:

Момент инерции вращающихся частей авиадвигателя J д =3-40 кг*м 2 .

Максимальный момент сопротивления М с.макс = 30-350 Н*м ; 30-150 Нм .

Приближенно максимальный момент сопротивления авиадвигателя определяется по формуле

М с.макс = (0.01 – 0.015)J д  2

При этих условиях номинальная мощность стартеров составляет от 3 до 30 кВт . А стартер-генераторов – от 3 до 150 кВт .

8.5. Требования к ЭП

1. 
   Создание необходимого момента для преодоления статического и динамического момента сопротивления;
2. 
   Обеспечение вывода авиадвигателя на заданный режим за достаточно короткое время. С одной стороны это время определяет тактические возможности самолетов, с другой не может быть больше некоторого предельного значения, чтобы не допустить перегрева газов в камере сгорания и снижения прочности и ресурса лопаток турбины вследствие повышения температуры (здесь критичным является время разгона авиадвигателя от n 1 до n 2 , то есть время, когда одновременно работают стартер и турбина).

При прочих равных условиях для повышения скорости запуска авиадвигателя в два раза, мощность электростартера надо увеличить в четыре раза .

1. 
   Экономичное и рациональное расходование электрической энергии. Это требование обуславливается ограниченной мощностью источника электрической энергии, в качестве которых для стартеров могут использоваться аккумуляторные батареи, бортовые или аэродромные генераторные установки.

8.6. Типы двигателей для электростартеров

В качестве стартеров используют двигатели постоянного тока параллельного (стартеры типа СТГ ), последовательного или смешанного возбуждения (посл.+парал) . Применение смешанного возбуждения вызвано стремлением увеличить момент на валу на первом этапе запуска .

Заметим, что по одному из классификационных признаков, рассмотренных нами ранее, режим работы стартеров кратковременный.

8.7. Отключение стартера

В период запуска вал электростартера через редуктор соединяется с валом ГТД. Когда ГТД начинает работать самостоятельно, необходимо ГТД и стартер рассоединить, так как их связь приводила бы к износу стартера. Поэтому в промежутках между запусками механическая связь стартера и ГТД отсутствует. Задачу соединения и рассоединения стартера и ГТД выполняет или центробежная храповая муфта или роликовая обгонная муфта .

Принцип их действия основан на том, что пока ведущая часть муфты вращается быстрее, чем ведомая, она контактирует с ней и увлекает ее за собой. Когда ведомая часть начинает вращаться быстрее, механический контакт между частями муфты прекращается, и момент от ведомой части к ведущей не передается.

8.8. Критерии качества работы стартера :

1. 
   КПД пуска. КПД=А к /А э,

где А к – полезная энергия, равная запасенной кинетической энергии системы, А к =0.5J  2 2 ,

где  2 – угловая скорость стартера при его отключении.

А э – электроэнергия, потребленная стартером при запуске

1. 
   Время пуска t п.
2. 
   Равномерность потребления тока. При автономном запуске реактивных двигателей от бортовых аккумуляторных батарей расход их емкости повышается с увеличением неравномерности потребляемого электростартером тока.

8.9. Управление электростартером

Сокращение времени запуска;

Снижение расхода электроэнергии и уменьшение потерь в цепях электростартеров.

Сущность управления:

Изменение напряжения на якоре и потока возбуждения стартера.

Управление производится по заранее заданной программе:

В зависимости от времени;

В функции параметров, определяющих ход процесса запуска;

Комбинированный способ.

Комбинированный способ управления является более предпочтительным, так как позволяет избежать более длительного, чем это необходимо, включения того или иного агрегата. На отдельные операции запуска отводится определенное время. Если в ходе запуска операция окажется выполненной за меньшее время, соответствующий агрегат отключается по сигналу датчика. Если этого не произошло, агрегат отключается по сигналу автомата времени пуска. Это особенно существенно по отношению к агрегатам, имеющим ограниченный ресурс (турбостартеры) или запас энергии или емкости (аккумуляторные батареи).

8.9.1. Пуск электростартера

В начальном положении при запуске ГТД между ведущей и ведомой частями муфт может быть довольно большой свободный ход (люфт): ведущая часть до момента сцепления с ведомой частью поворачивается на некоторый угол. Это может привести к сильному удару частей муфт и их поломке. Чтобы этого избежать в цепь питания в первые секунды запуска включают пусковые резисторы Rп. Момент и скорость вращения стартеров ограничиваются, и осуществляется плавное, без резких ударов, сцепление муфт. После того, как сцепление осуществилось, пусковые резисторы шунтируют, в результате чего стартеры оказываются включенными на полное напряжение .

8.9.2. Способы управления стартерами при запуске ГТД:

1. 
   Прямой пуск – включение стартера на постоянное напряжение при постоянном потоке.

Рис. 2. Потребляемый электростартером ток

Особенности:

Наиболее простой способ запуска;

Большая неравномерность потребления тока (рис. 2);

Низкий КПД. КПД = 0,35 ;

Время запуска 1.2Т м .

1. 
   Ступенчатое уменьшение потока возбуждения стартера. Напряжение на якоре стартера в течение всего запуска постоянно и равно номинальному.

Рис. 3. Потребляемый электростартером ток, поток возбуждения и скорость вращения стартера

На первом этапе стартер работает при максимальном магнитном потоке Ф 1 . При скорости n 1 поток уменьшается до уровня Ф 2 . Как вы знаете, в ДПТ при изменении потока скорость меняется неоднозначно. Все зависит от положения рабочей точки на механической характеристике. В данном случае, скорость n 1 должна быть достаточно близка к угловой скорости идеального холостого хода при потоке Ф 1 . В этом случае уменьшение потока приведет к увеличению скорости. Этим обеспечивается надежное сопровождение авиадвигателя до конца запуска.

Изменение тока при этом способе управления для АБ благоприятнее, чем при прямом пуске. Основной бросок тока (пусковой ток) на первом этапе быстро затухает. Второй бросок тока значительно меньше первого. Ступенчатое уменьшение Ф в имеет преимущество перед прямым пуском по энергетическим показателям и по времени запуска. КПД = 0,467 . Время запуска 1,1Т м .

Изменение уровня магнитного потока может быть достигнуто за счет шунтирования части последовательной обмотки возбуждения или отключения параллельной обмотки возбуждения .

1. 
   Плавное уменьшение потока возбуждения стартера при постоянном напряжении питании.

Рис. 4. Потребляемый стартером ток, поток возбуждения и скорость вращения стартера

На первом этапе запуска поток сохраняет неизменное значение, пока частота вращения не достигнет значения n 1 . На втором этапе с ростом частоты вращения поток возбуждения уменьшают. Закон изменения потока выбирается таким образом, чтобы при нарастании угловой скорости обеспечивалось бы постоянство противоЭДС машины: Е =с 0 Фn . Ток якоря в процессе регулирования остается также постоянным: I =(U ном -E )/R . Отклонение тока якоря от заданного значения воздействует на цепь обмотки возбуждения и ток возбуждения изменяется таким образом, чтобы ток якоря снова вернулся к требуемому уровню.

Плавные изменения магнитного потока в процессе запуска осуществляется с помощью угольного регулятора тока типа типа РУТ. В отличие от угольного регулятора напряжения (УРН), в РУТ электромагнитные усилия не растягивают, а сжимают угольный столб .

При кратности изменения магнитного потока Ф 1 /Ф 2 =2.5 КПД=0.603, время запуска 1.17Т м .

Способ управления электростартером с плавным изменением магнитного потока сложнее других способов, так как требует наличия регулятора тока, а стартер должен быть сконструирован так, чтобы обеспечить нужные пределы изменения магнитного потока .

Этот способ дает самый высокий КПД процесса запуска, почти вдвое превышающий КПД процесса прямого запуска, и равномерное потребление тока .

1. 
   Ступенчатое повышение напряжения на якоре стартера.

Пример двухступенчатого повышения напряжения .

В качестве источника питания электростартера используются две аккумуляторные батареи. На первом этапе запуска они соединены параллельно. Когда скорость вращения достигнет значения n 1 , батареи переключаются с параллельного соединения на последовательное, что увеличивает напряжение питания электростартера вдвое (при схеме запуска 24/48 с 24В до 48В ). Возникает новый бросок тока, возрастает ускорение стартера, скорость продолжает нарастать.

Для двухступенчатого изменения напряжения питания:

КПД запуска 0,425 ;

Время запуска 1,55Т м .

5) Плавное повышение напряжения на якоре стартера.

Прямой пуск стартера имеет наихудшие показатели качества и в настоящее время практически не используется. Наиболее высокие показатели получаются в системах с плавным повышением напряжения источника и с автоматической регулировкой тока стартера.

В реальных системах часто используют комбинации различных способов управления электростартерами .

8.10. Типы электростартеров

Электростартеры разделяются на электростартеры прямого действия, стартер-генераторы и электростартеры косвенного действия.

1) Стартеры прямого действия (например, СТ-2, СТ-2-48, СТ-2-48В, СТ-3ПТ и др.) представляют собой четырехполюсные электродвигатели смешанного возбуждения мощностью от 3 до 7 кВт .

2) Стартер-генераторы. Стартер-генератор работает во время запуска реактивного двигателя как стартер (в двигательном режиме), а когда реактивный двигатель запустится, переводится в генераторный режим и, получая механическую энергию от ГТД, работает как источник электроэнергии на борту самолета.

Стартер-генераторы используются на самолетах, где первичным является постоянный ток и мощность генераторов достаточна для их использования в качестве стартера .

Пример стартер-генератора: ГСР-СТ-12/40 – генератор самолетный с раcширенным диапазоном частот вращения, работающий в качестве стартер-генератора мощностью 12 кВт в генераторном режиме и 40 кВт в стартерном режиме (используется на МиГ-29, правда, только в генераторном режиме) .

При применении стартер-генератора достигается значительная экономия в весе, по сравнению со случаем отдельного применения на борту стартера и генератора.

Рис. 7. Структурная схема запуска с использованием стартер-генератора

Назначение элементов схемы.

Редуктор уменьшает скорость вращения вала авиадвигателя по отношению к скорости вращения вала стартера. Поскольку передаваемая мощность с учетом потерь в редукторе уменьшается незначительно, происходит увеличение момента, что необходимо для начального трогания авиадвигателя. Передаточное отношение редуктора – около 3.

ЦХМ - центробежная храповая муфта.

ОМ – обгонная муфта.

Назначение муфт – передача момента только в одном направлении.

Назначение обгонной муфты состоит в передаче момента от авиадвигателя к стартеру. В режиме стартера муфта находится в расцепленном состоянии, а в режиме генератора – в сцепленном.

Назначение ЦХП состоит в передаче момента от стартера к авиадвигателю. В режиме стартера муфта находится в сцепленном состоянии, а в режиме генератора – в расцепленном .

В двигательном режиме энергия передается от стартера через редуктор при сцепленной центробежной храповой муфте. Обгонная муфта находится в расцепленном состоянии. Передаточное отношение 3.

В генераторном режиме энергия передается от авиадвигателя к генератору при расцепленной ЦХМ и сцепленной обгонной муфте. Передаточное отношение 1 .

Направление вращения валов стартера и авиадвигателя в обоих режимах одинаково. Противоположно направление передачи энергии.

Выбор различных передаточных отношений в стартерном и генераторном режимах обуславливается стремлением получить приблизительно одинаковые максимальные скорости вращения вала стартер-генератора в обоих режимах: в режиме стартера, в котором авиадвигатель вращается медленно, и в режиме генератора, когда авиадвигатель вращается с большой скоростью. При выполнении этого условия удается наилучшим образом использовать стартер-генератор как электрическую машину .

Стартер-генераторы, выпускаемые ОАО «Энергомашиностроительный завод» «Лепсе»

ГС-12ТОК Стартерный режим Напряжение питания от 20 до 30В Средний потребляемый ток 600 А Частота вращения вала в момент отключения, не более – 3000 об/мин Генераторный режим Выходное напряжение от 26,5 до 30В Ток нагрузки 400 А Мощность при U=30В – 12 кВт Диапазон изменения частоты вращения от 5680 до 7000 об/мин Габариты 200х355 мм Масса 31 кг

СТГ-6м Стартерный режим Нагрузочный момент 6 кгс*м Напряжение питания 30 В Потребляемый ток 300 А Генераторный режим Выходное напряжение 28,5 В Ток нагрузки 200А Мощность 6кВт Частота вращения 4500-8500 об/мин Режим работы – продолжительный с принудительным продувом Габариты 190х415 мм Масса 27,5 кг

3) Стартеры косвенного действия обеспечивают запуск турбостартера, который в свою очередь обеспечивает раскрутку ротора авиадвигателя, Наибольшее распространение получили электростартеры типа СА (например, СА-189Б), представляющие собой двухполюсные электродвигатели постоянного тока, последовательного возбуждения, мощностью 1000-1500 Вт .

8.11. Сравнение различных способов запуска

Основными способами запуска газотурбинного авиационного двигателя являются:

1) Электрический запуск. Осуществляется стартерами прямого действия или стартер-генераторами - ГС, ГСР-СТ, СТГ. В качестве источника энергии используются бортовые аккумуляторные батареи или бортовая турбогенераторная установка (автономный запуск), а также аэродромные источники в виде аккумуляторных тележек или автомобильных передвижных агрегатов .

2) Турбостартерный запуск. Осуществляется сравнительно небольшим газотурбинным пусковым двигателем (турбостартером), установленным на авиадвигателе и имеющим с ним непосредственную кинематическую связь , который, в свою очередь, запускается электростартером . Применяется на МиГ-29 – ГТДЭ .

Основным источником энергии является топливо, поступающее в турбостартер. Для питания электростартера используется энергия аккумуляторной батареи или другого источника .

Достигается высокая мощность при малом расходе энергии.

Особенностью турбостартеров является то, что они могут развить номинальную мощность только при достаточно высокой скорости вращения компрессора и турбины, разгон которой должен совершаться без нагрузки .

3) Пневматический запуск. Для запуска используется небольшая воздушная турбина или сжатый воздух подается к лопаткам турбины авиадвигателя. Источником энергии являются баллоны со сжатым воздухом или компрессорная установка. Сжатый воздух подается либо от аэродромного источника, либо от бортового турбокомпрессора .

Пневмостартер состоит из пневматического двигателя, установленного на авиадвигателе для его запуска, и специального газотурбинного двигателя, подающего сжатый воздух на пневматический двигатель .

Этот способ менее распространен по сравнению с первыми двумя

Преимущества электрического запуска определяются общими достоинствами электрического привода: простота управления, легкость автоматизации, надежность, быстрота пуска. Важно и то, что электрический запуск не требует специальных источников питания; для него используются существующие источники, необходимые в качестве резерва или работы самолетных систем в аварийных режимах или на стоянке. К этим источникам относятся аккумуляторные батареи и вспомогательные силовые установки .

Недостатком электростартеров является увеличение их массы с ростом мощности. Применение стартер-генераторов позволяет снизить массу, приходящуюся на стартерную часть системы запуска, так как в качестве стартера используется генератор, необходимый для электроснабжения .

Электростартер применяется, если требуется малая пусковая мощность: на поршневых самолетах; на легких реактивных самолетах; для запуска газотурбинных двигателей турбостартеров и пневмостартеров .

Турбостартеры и пневмостартеры.

Достоинства:

1) Высокая надежность запуска: пусковой двигатель может длительно подкручивать вал авиадвигателя .

2) Обеспечивается многократность запуска, т.к. для питания собственно электростартера пускового двигателя требуется небольшой ток аккумуляторной батареи, а запас топлива неограничен .

Преимущество пневмостартера перед турбостартером заключается в том, что один газотурбинный двигатель является источником энергии для нескольких авиадвигателей, которые запускаются поочередно. Возможен и такой вариант, при котором специальный газотурбинный двигатель запускает один авиадвигатель; воздух для запуска остальных отбирается от работающего авиадвигателя. При таком запуске энергия может быть подана и от наземного источника. Все это позволяет снизить массу и расход топлива по сравнению с турбостартерным запуском .

Недостатки:

1) Увеличенное время запуска: сначала необходимо при помощи электростартера запустить турбостартер или газотурбинный двигатель, а затем уже авиадвигатель.

2) Сложность устройства .

Газотурбинные двигатели применяются на самолетах, на которых первичным источником электроэнергии являются генераторы переменного тока или бесконтактные генераторы постоянного тока (поскольку эти машины нельзя использовать в качестве стартера?), а также для запуска мощных авиадвигателей при невозможности их питания от аккумуляторных батарей (так как аккумуляторные батареи должны иметь большую массу). Впервые в мире такие стартеры были применены на самолете Ту-104. Турбостартерный запуск целесообразен на многомоторных (3 и более мотора) самолетах независимо от типа первичных источников электроэнергии, при пусковых мощностях выше 22-30 кВт .

Для запуска поршневых авиационных двигателей использовались электроинерционные стартеры. Стартер в течение 10-20 секунд раскручивает специальный маховик, обладающий большим моментом инерции, сообщая ему запас кинетической энергии, достаточный для запуска авиадвигателя. После сцепления маховика с коленчатым валом маховик отдает запасенную в нем энергию примерно в течение 3-4 секунд. Таким образом, мощность, отдаваемая при торможении маховика, в несколько раз больше мощности, потребленной при его раскрутке .

8.12. Электростартеры переменного тока .

В качестве стартеров переменного тока принципиально могут использоваться асинхронные электростартеры и синхронные стартер-генераторы.

8.12.1.Асинхронные электростартеры

Асинхронные двигатели при использовании их в качестве электростартеров обладают следующими недостатками:

1) Кратность пусковых моментов по отношению к номинальным у АД значительно ниже, чем у стартеров постоянного тока .

2) При пуске асинхронных стартеров возникают большие реактивные токи, превышающие номинальный ток в 3-5 раз .

Большие пусковые токи приводят снижению напряжения в момент запуска и заставляет выбирать номинальную мощность генератора, питающего стартер, значительно превышающую номинальную мощность стартера. Если допустить, чтобы напряжение снижалось не более чем на 10% против номинального, то отношение номинальных мощностей генератора и стартера должно быть не меньше 6,5. Если допустить значительное снижение напряжения во время запуска, то отношение мощностей можно уменьшить до 2,5. Все это влечет за собой увеличение массы генераторов и аппаратуры управления и является основным препятствием к использованию АД в качестве стартеров в военной авиации, где запуск должен быть автономным .

3) Невозможность использования АД в качестве стартер-генератора .

8.12.2. Синхронные стартер-генераторы

Запуск авиадвигателя от синхронного стартер-генератора может выполняться, например, по следующей схеме.

Во время подготовки к запуску авиадвигателя запускается бортовой турбогенератор, состоящий из газовой турбины и генератора переменного тока, питающий стартер-генератор СТГ. При запуске турбогенератора происходит асинхронный разгон вхолостую невозбужденного СТГ, имеющего короткозамкнутую демпферную обмотку. На валу СТГ установлен дифференциально-тормозной привод, состоящий из дифференциального редуктора и электродинамического тормоза. Авиадвигатель на первом этапе неподвижен, а скорость вращения тормоза увеличивается одновременно с увеличением скорости СТГ.

Когда скорость СТГ достигнет значения, близкого к синхронному, производится синхронизация турбогенератора и СТГ, которые образуют друг с другом синхронный электрический вал. Эти две машины вращаются со строго одинаковыми скоростями, а механическая нагрузка на валу СТГ вызывает их расхождение по углу, которое можно сравнить с деформацией кручения обычного вала.

Передача крутящего момента на вал авиадвигателя достигается возбуждением тормоза. Скорость тормоза падает, а скорость авиадвигателя постепенно нарастает. Скорость СТГ сохраняет неизменное значение.

Недостатком способа управления запуском при постоянной частоте являются большие потери в тормозе. Потери могут быть снижены, если использовать синхронный вал при переменной скорости вращения. Для этого перед запуском авиадвигателя устанавливают пониженную скорость вращения турбогенератора. В результате этого тормоз и СТГ разгоняются до меньшей скорости. Синхронизация и формирование синхронного вала происходят при пониженной частоте. Как показали исследования, синхронный вал способен передавать почти полный крутящий момент уже при скорости, составляющей около 25% от номинальной. Так же, как и в предыдущем случае, процесс разгона авиадвигателя начинается возбуждением тормоза.

Третий этап запуска протекает также, но скорость, которую имеет турбина авиадвигателя к концу третьего этапа, недостаточна для его запуска. Необходимое повышение скорости осуществляется путем увеличения скорости вращения турбогенератора. на последнем этапе запуска скорости СТГ и авиадвигателя повышаются, а скорость тормоза остается неизменной. Благодаря тому, что скорости вращения тормоза значительно ниже, чем при постоянной скорости синхронного вала, потери в тормозе и его нагрев снижаются, а КПД процесса запуска увеличивается.

В генераторном режиме управление скоростью вращения СТГ также производится путем изменения тока возбуждения тормоза, что дает возможность получить постоянство скорости вращения СТГ при изменениях скорости вращения авиадвигателя и изменениях нагрузки СТГ

Литература.

1. Б.А.Ставровский, В.И.Панов. Автоматизированный электропривод летательных аппаратов. Киев. 1974. 392с.

2. Д.Н.Сапиро. Электрооборудование самолетов. М., «Машиностроение», 1977, 304с.

3. Д.Э.Брускин. Электрооборудование самолетов. М.Л., «Государственное энергетическое издание», 1956, 336с.

4. http://www.airwar.ru/breo/sz.html

5. Г.С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: машиностроение, 1981, 550с.

6. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет/ В.И.Локай, М.К.Максутова, В.А.Стрункин. – М.: Машиностроение, 1991, 512с.

7. Боргест Н.М., Данилин А.И., Комаров В.А. Краткий словарь авиационных терминов/ Под ред.В.А.Комарова. – М.: Изд-во МАИ, 1992, 224с.

Для запуска газотурбинных двигателей, имеющих большие *п}ги (мощности), применяются системы с турбостартерами. Последние представляют собой малогабаритные высокооборотиые газотурбин­ные двигатели. Турбостартеры имеют обычно центробежные комп­рессоры, приводимые в действие одно — или двухступенчатыми тур­бинами, и отличаются между собой типом и формой камер сгора­ния, способом передачи крутящего момента на вал запускаемого двигателя, размерами и техническими характеристиками.

Передача крутящего момента от турбостартера к двигателю мо­жет осуществляться либо при помощи различных муфт (в том чис­ле и гидравлических), либо за счет газовой связи между двумя турбинами. В последнем случае одна из турбин устанавливается на

ротор стартера, а другая дол жиа быть связана с ротором запускаемого двигателя При запуске двигателя стартером, не имеющим кинематической связи с запускаемым двигате­лем, турбокомпрессор старте­ра основную часть времени ра­ботает на остановившемся ре­жиме (кроме времени разго­на), а турбина, установленная на запускаемом двигателе, ра­ботает при непрерывно увели­чивающейся частоте вращения, обеспечивая плавную раскрутку ротора двигателя Расход газа при этом через стартовую турбину остается постоянным, а крутящий момент при увеличении частоты вращения уменьшается (кривая 1 на рис 15.6) У турбостартеров, имеющих кинематическую связь с ротором двигателя (гидромуф­ту), величина крутящего момента при изменении частоты враще­ния остается постоянной (кривая 2 на рис. 15.6), что обеспечива­ется топливным насосом-регулятором турбостартера.

К достоинствам систем запуска с газотурбинными стартерами следует отнести- возможность получения при сравнительно неболь­ших габаритах и массе стартера значительной мощности, много­кратных автономных запусков, что объясняется малыми расходами электроэнергии и пускового топлива. Одиако по надежности рабо­ты эти системы запуска, как правило, уступают электрическим. Усложняется и техническое их обслуживание. Объясняется это мно­гообразием агрегатов л сложностью систем запуска в цепом Вся система запуска по существу включает две системы: систему

запуска турбостартера и вывода его на режим рабочей частоты вра­щения и систему запуска основного двигателя. Система автомати­ческого регулирования процесса запуска двигателя управляет агре­гатами многих систем: топливной, масляной, электрической, пнев­матической и др. Автоматическое регулирование осуществляется по частоте вращения. Так как процессы запуска турбостартера и основного двигателя совершаются последовательно, то общий цикл запуска продолжается обычно не менее 2 мин.

Запуск двигателя турбостартером осуществляется в следующей последова­тельности (рис 15.7) При нажатии на кнопку запуска 14 ток от бортовой сета через реле максимальных оборотов 13 поступает к электростартеру 1 и одно­временно к пусковой катушке и свечам 12 турбостартера 2 Электростартер всту­пает в работу, начинает вращать ротор турбостартера 2, а следовательно, и топ­ливный насос-регулятор (ТНР) Ю Последний через открытый клапан 11 подает топливо из бачка 15 к форсункам пускового блока, где оно поджигается, в ре­зультате чего соадается пусковой факел пламени. По мере повышения частоты вращения ротора турбостартера, а следовательно, я ТНР повышается давление топлива, в результате чего вступают в работу основные (рабочие) форсунка. С этого момента начинает работать турбина, и дальнейшая прокрутка ротора стартера некоторое время продолжается совместно электростартером и турбиной При достижении заданной частоты. вращения. ротора турбостартера реле махсл-

рис 157 Блок-схема системы запуска с турбостартером

мйльиых оборотов ІЗ отключает электростартер и систему зажигания 12 Даль­нейшая прокрутка ротора турбостартера до «выхода на рабочий режим произво­дится турбиной. Гидромуфта 3 при определенной частоте вращения постепенно вхлючаясь, обеспечивает сцепление ротора турбостартера и ротора основного двигателя С ротором двигателя жестко соединен тахогенератор 6 напряжение которого пропорционально частоте вращения ротора ГТД

Дальнейший процесс запуска двигателя автоматически правляется при по мощи тахогенератора и коробки реле 7 Тахогенератор по мере увеличения час тоты вращения ротора ГТД повышает создаваемое им напряжение и при дости женин заданных его значений срабатывают определенные реле в коробке 7 ко торые подают соответствующие команды на исполнительные элементы агрегатов системы запуска На ‘первом этапе прокрутки ротора ГТД включается система зажигания 8 «и топливная пусковая система 9 При этом создаются в камерах сгорания пусковые факелы тамени Несколько позже тотнвнын автомат эзпус ка 5 начинает подавать топливо к рабочим форсункам, дозируя его по величине давления воздуха за компрессором Турбина основного двигателя вступает в ра боту, и дальнейший процесс прокрутки ротора производится совместно с турбо стартером. На этом этапе запуска двигателя уже отпадает надобность в работе пусковой системы. Поэтому реле коробки 7 при достижении задаиной чзстош вращения ротора двигателя отключает топливную пусховую систему, г затем с некоторым интервалом отключает и систему зажигания Последняя отклю­чается позже с целью обеспечения «необходимого временя для тренировке све­чей, что создает более благоприятные условия для последующего запуска Когда мощность турбины возрастает до такой величины, при которой от падает надобность в работе турбостартера, последний отключается. В этом слу чае от реле «коробки 7 подается команда на закрытие клапана // гоплкэвого «V соса-регулятора Дальнейшее увеличение частоты вращения ротора двигатели н вывод его иа режим малого газа обеспечивается за счет собственной турбюш.

Запуск авиационных газотурбинных двигателей можно осуществлять следующим образом:

Наибольшее распространение получили пневматический, турбостартерный и электрический способы запуска.

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;

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.