ПОЗНАВАТЕЛЬНОЕ

Оси и плоскости тела человека - Тело человека состоит из определенных топографических частей и участков, в которых расположены органы, мышцы, сосуды, нервы и т.д.

Отёска стен и прирубка косяков - Когда на доме не достаёт окон и дверей, красивое высокое крыльцо ещё только в воображении, приходится подниматься с улицы в дом по трапу.

Дифференциальные уравнения второго порядка (модель рынка с прогнозируемыми ценами) - В простых моделях рынка спрос и предложение обычно полагают зависящими только от текущей цены на товар.

Основные способы запуска ГТД

Электрифицированные системы управления силовыми установками

Содержание:

1. Введение

2. Системы запуска АД

3. Основные этапы запуска АД

4. Основные способы запуска АД

Основными двигателями на современных летательных аппаратах являются газотурбинные двигатели (ГТД).

Они используются как на сверхзвуковых истребителях и бомбардировщиках, так и на транспортных самолетах и вертолетах.

Для обеспечения устойчивой и надежной работы авиационного двигателя на различных режимах полета необходимо контролировать и регулировать наиболее важные параметры, характеризующие процессы, протекающие в двигателе. К таким параметрам в первую очередь относятся частота вращения и температура газов перед турбиной.

Под режимом работы двигателя подразумевается определенная совокупность параметров, определяющих рабочий процесс и внешние условия, при которых работает авиадвигатель.

Управление работы авиадвигателя автоматизировано и осуществляется по определенной программе с помощью рычага управления двигателем (РУД), каждому положению которого соответствует определенный режим работы. Заданный положением РУД режим поддерживается системами автоматического регулирования так, чтобы получить наибольшую эффективность работы авиадвигателя, улучшить данные его по максимальной тяге и экономичности при условии обеспечения устойчивости рабочего процесса и надежности конструкции. Рабочий процесс авиадвигателя определяется многими параметрами.

Оптимальным является такое сочетание параметров, при котором для заданной тяги или мощности обеспечивается минимальный расход топлива и не возникают тепловые и динамические нагрузки в деталях авиадвигателя. Для достижения этого необходимо одновременно управлять большим числом параметров, что усложняет и снижает надежность систем регулирования и управления.

Управление и регулирование авиадвигателя на различных режимах работы осуществляется изменением:

1) подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания;

2) геометрии проточной части сверхзвукового входного устройства авиадвигателя при перемещении центрального тела (конуса) или открытии и закрытии выпускных и впускных створок;

3) критического сечения реактивного сопла;

4) режима работы компрессора.

Эти функции выполняются с помощью электрифицированных систем автоматики:

- запуска;

- управления выходными устройствами;

- регулирования температуры газов;

- управления подачей топлива в основную и форсажную камеры сгорания;

- управления входными устройствами;

- регулирования компрессора и др.

Система запуска АД

Запуск авиационного газотурбинного двигателя представляет собой переходный режим работы двигателя от неподвижного состояния или режима авторотации в полете до режима 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.

К основным системам запуска двигателя относятся:

1) система управления запуском, которая состоит из:

- пульта управления;

- пусковых коробок и панелей, осуществляющих автоматическое управление процессом запуска;

2) пусковая система, которая состоит из:

- бортовых аккумуляторных батарей (при автономном запуске) или аэродромных источников электроэнергии;

- пускового устройства (электрические стартеры, стартеры-генераторы и турбостартеры);

3) система воспламенения, которая состоит из:

- системы зажигания (блок зажигания, запальная свеча);

- пусковой топливной системы (пусковые топливные насосы, электромагнитные клапаны пускового топлива, пусковые топливные форсунки);

4) основная топливная система, которая состоит из:

- основных топливных насосов;

- электромагнитных клапанов подачи и отсечки рабочего топлива;

- основных топливных форсунок.

Запуск авиационного двигателя представляет одну из основных операций при подготовке летательного аппарата к полету. Надежная работа системы запуска определяет готовность летательного аппарата к полету, безопасность полета, надежную работу двигателя.

К системам запуска предъявляются следующие требования:

- обеспечение надежного запуска двигателя на земле и в воздухе при всех условиях, возможных при эксплуатации;

- минимальное время запуска;

- обеспечение автономного запуска двигателя - запуска от бортовых источников энергии;

- постоянная готовность систем к действию;

- обеспечение как минимум трехкратного автономного запуска;

- экономичность расхода энергии (рабочего тела) источника питания;

- простота в эксплуатации и обслуживании;

- автоматизация всех операций запуска;

- минимальные габариты и масса.

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.

Для запуска авиадвигателя в наземных условиях необходимо с помощью внешнего источника энергии, посредством пускового устройства (стартера), осуществить раскрутку ротора авиадвигателя до достаточно высокой частоты вращения, подать пусковое топливо, воспламенить его и подать рабочее топливо, обеспечив вывод двигателя на минимальный режим устойчивой работы - режим малого газа. Вывод двигателя на режим малого газа должен быть достаточно быстрым. Невыполнение этого условия ведет к повышению температуры газов перед турбиной, что опасно для камер сгорания и лопаток турбины.

Стартеру при запуске реактивного двигателя приходится преодолевать момент сопротивления и момент инерционных сил .Основное сопротивление вращению ротора авиадвигателя в процессе запуска создает момент компрессора. Момент компрессора является вентиляторным моментом, пропорциональным квадрату частоты вращения n:

Основные этапы запуска

Динамику процесса наземного запуска авиадвигателя можно представить в виде трёх периодов (этапов), следующих один за другим. В течение каждого этапа на ротор авиадвигателя действуют моменты, при которых ротор находится в состоянии динамического равновесия.

На первом этапе, начинающемся с момента подключения пускового устройства, раскрутка ротора авиадвигателя осуществляется только стартером, без подачи топлива в камеры сгорания. В течение этого периода по всему газовоздушному тракту проходит воздух, причем количество воздуха и его давления за компрессором с ростом частоты вращения ротора авиадвигателя возрастают. Частота вращения выбирается из условий обеспечения надежного воспламенения и устойчивого горения топливно-воздушной смеси и называется пусковой частотой вращения.

На втором этапе, начинающемся с момента воспламенения горючей смеси, ротор авиадвигателя раскручивается стартером и турбиной, начавшей развивать положительную мощность (>0).

Второй этап продолжается до частоты, называемой частотой сопровождения. При этой частоте вращения стартер отключается. При равновесной частоте вращения момент компрессора и момент турбины оказываются одинаковыми. Частота является частотой неустойчивого равновесия, так как малейшие отклонения от этой частоты в ту или другую сторону приводит или к остановке двигателя, или к выходу в режим малого газа. Поэтому стартер нельзя отключать при частоте ниже частоты сопровождения. Кроме того, одновременная работа стартера и турбины сокращает время запуска, исключает возможность перегрева лопаток турбины и камер сгорания, так как расход воздуха через камеры при этом быстро возрастает, т.е. сокращается время работы авиадвигателя на переобогащенной смеси. Поэтому необходимо, чтобы стартер помогал турбине разгонять вращающиеся части авиадвигателя до частоты отключения стартера.

На третьем этапе, начинающемся с момента отключения стартера, происходит самостоятельный разгон ротора авиадвигателя с заданным ускорением под воздействием значительного избыточного момента турбины, обеспечивающего быстрое достижение частоты вращения малого газа.

Анализ процесса запуска авиационных газотурбинных двигателей различных типов показывает, что продолжительность каждого этапа процесса запуска различная. Как правило, самым продолжительным бывает второй этап (этап совместной работы турбины и пускового устройства), который является наиболее ответственным и определяет, с одной стороны, надежность запуска авиадвигателя, с другой - максимальную величину и характер изменения требуемой мощности пускового устройства.

В полете иногда возможны случаи самопроизвольного или преднамеренного выключения двигателя. Cамовыключение ГТД наблюдается при резких изменениях режима авиадвигателя при эволюциях летательного аппарата, появлении неисправностей в отдельных агрегатах и системах двигателя и летательного аппарата и т.д.

Самовыключение двигателя сопровождается прекращением горения топлива в камерах сгорания, частота вращения ротора двигателя уменьшается, но он полностью не останавливается, а постепенно переходит на установившийся режим авторотации (самовращение под действием набегающего потока воздуха).

Для запуска двигателя в полете необходимо осуществить следующие операции:

1) воспламенить топливо в пусковом воспламенителе;

2) воспламенить и обеспечить устойчивое горение основного топлива в камере сгорания;

3) обеспечить устойчивую работу авиадвигателя на пусковых режимах и непрерывную раскрутку ротора до режима малого газа, при этом рычаг управления двигателем (РУД) должен находится в положении “МАЛЫЙ ГАЗ”.

При неудачном запуске производится повторный запуск на меньшей высоте полета после продувки двигателя.

Основные способы запуска ГТД

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, 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 муфту;

Электрический стартер, предназначенный для запуска турбостартера, соединяется с валом турбостартера через фрикционную.

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 выходной мощностью 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.