книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 5 Автоматика и регулирование авиационных двигателей и энергетических установок

3.7. Особенности диагностировния технического состояния ГГЦ наземного применения на базе аваииионных двигателей

3.7.3. Особенности диагностирования маслосистемы

Особого описания требует влияние особеннос­ тей маслосистемы на формирование системы ди­ агностирования. Указанные выше конструктивные особенности наземных ГТД, особенности режимов работы ГТД и режимов работы маслосистемы при­ водят к существенной доработке концепции при­ менения методов диагностирования.

Оценка измеряемых параметров маслосистемы (температур масла на входе и выходе ГТД, давле­ ния масла на входе ГТД) с учетом режимов работы системы маслоохлаждения позволяет выявлять плавный рост температур масла из-за попадания горячего воздуха через систему уплотнения опо­ ры в масляную полость двигателя при нарушении в работе системы маслоохлаждения или при воз­ никновении дефекта подшипника. С целью оцен­ ки параметров маслосистемы выполняется расчет приведенных к стандартным условиям значений параметров с учетом внешних условий (атмосфер­ ной температуры) и режима работы (частоты вра­ щения роторов). Контроль отклонений параметров от нормы выполняется на динамических и стати­ ческих режимах с периодичностью 0,1... 10 Гц. До­ полнительно выполняется тренд-анализ и прогно­ зирование с частотой один раз в час или реже.

Расчет и оценка изменения расчетного парамет­ ра часового расхода масла в маслосистеме позво­ ляет выявлять утечки масла. В отличие от авиаци­ онных ГТД, расчет выполняется не за полет, а за фиксированные промежутки времени, например, ежечасно. Увеличение интервала времени между контрольными точками позволяет повысит точ­ ность и достоверность контроля, но снижает быс­ троту реакции на выявляемые отклонения. Опти­ мальным решением может быть одновременное применение расчетов расхода масла за различные интервалы времени с различными допусками.

Наличия стружки в маслосистеме контролиру­ ется при помощи МСС. Из-за длительного цикла работы наземных ГТД применение в них МП ис­ ключено полностью, поскольку контроль МП не­ возможен без выключения ГТД, а осмотры с пери­ одичностью 1500...3000 часов неэффективны. МСС могут быть задействованы в системе автома­ тической защиты - при их срабатывании будет про­ исходить вынужденный или аварийный останов. Издержкой введения данной функции является ве­ роятность необоснованного останова из-за ложно­ го срабатывания МСС. Хотя выключение наземно­ го ГТД не так опасно, как выключение двигателя в полете, но оно может привести к прекращению подачи электроэнергии, помпажу в магистрали га­ зопровода. Кроме того, сам факт выключения с пос­

ледующим запуском, особенно выключение с вы­ сокого режима снижает ресурс ГТД. Поэтому тре­ буется тщательная проработка конструкции МСС и магистралей откачки масла в местах, где они ус­ тановлены с целью обеспечения максимально ран­ него обнаружения неисправности и исключения ложного срабатывания.

Возможность анализа наличия продуктов изно­ са в масле имеет те же ограничения, что и приме­ нение МП для выявления стружки. Поскольку от­ бор проб масла возможен лишь при выключении ГТД (через каждые 1500...3000 часов работы), то вероятность выявления дефекта таким методом становится крайне малой. Ситуация усугубляется большим объемом масла, циркулирующим в мас­ лосистеме. Поэтому для создания систем трибодиагностики наземных ГТД требуется альтернатив­ ный подход.

Таким подходом может быть анализ смывок с фильтров тонкой очистки масла. Решению дан­ ной задачи способствует применение в конструк­ ции маслосистемы сдвоенных (параллельно) вы­ носных фильтров с переключением магистралей. Съем одного из фильтров для выполнения смыв­ ки с него возможен с требуемой периодичностью в процессе работы ГТД, когда масло проходит че­ рез другой фильтр. Еще более радикальным ре­ шением является внедрение датчика непрерыв­ ного контроля частиц износа в масле.

3.7.4. Особенности диагностирования вибросо­ стояния наземных ГТД

По сравнению с авиационными двигателями, на наземных ГТД более благоприятные условия для при­ менения стационарных систем вибродиагностики, которые обеспечивают анализ спектров вибрацион­ ных сигналов, поступающих с датчиков. В отличие от штатных датчиков, которые устанавливаются по 1 - 2 штуки на двигатель, для вибродиагностики мо­ жет применяться 6 - 8 специальных датчиков. Эти датчики измеряют вибрацию в трех взаимно перпен­ дикулярных плоскостях - вдоль оси ГТД, в вертикаль­ ной и горизонтальной плоскостях. Информация от них преобразуется с помощью специальных уст­ ройств в цифровой код, который поступает в компь­ ютер для анализа. В настоящее время преобладают системы, обеспечивающие лишь мониторинг, т.е. ото­ бражение информации на экране и выдачу сигналов при каких-то отклонениях. Применение таких сис­ тем требует от оператора слежения за результатами. При этом оператор должен обладать высокой квали­ фикацией. В перспективе должны быть разработаны алгоритмы, автоматически определяющие причину отклонения в работе и выдающие рекомендации обслуживающему персоналу.

101

Глава 3. Системы диагностики

Одной из сложностей на пути разработки алго­ ритмов вибродиагностики является отсутствие практической возможности имитации дефектов, которые должна выявлять система. Имитация мог­ ла бы заключаться в постановке на ГТД подшип­ ников, зубчатых колес, лопаток с известными де­ фектами различной степени тяжести с целью записи спектров вибраций в процессе работы не­ исправных элементов и анализа изменения харак­ тера спектров вибрации. Однако такие эксперимен­ ты являются дорогостоящими и на практике не всегда реализуются. Ситуация осложняется задемпфированной конструкцией опор роторов ГТД на базе авиационных двигателей, в результате чего сигнал с неисправного подшипника гасится и те­ ряется среди шума, вызванного работой лопаточ­ ного аппарата, центрального привода и коробки приводов.

3.7.5. Особенности диагностирования проточ­ ной части

Особенности диагностирования проточной ча­ сти ГТД связаны, в первую очередь, с влиянием па­ раметров нагнетателя на параметры ГТД, возмож­ ностями анализа поля температур за турбиной, измерением параметров газа между турбинами, ис­ пользованием измеряемой электрической мощно­ сти электрогенератора в качестве режимного пара­ метра, применением периодической обработки вместо обработки выполненного полета. Указан­ ные особенности сказываются на алгоритмах ди­ агностирования, хотя основные принципы остают­ ся такими же, как и для авиационных ГТД.

Анализ параметров проточной части выполня­ ется на динамических и статических (установив­ шихся) режимах работы ГТД. К динамическим ре­ жимам относятся режимы запуска, останова и изменения заданного режима. К статическим - работа на минимальном режиме, «в кольцо» (без перекачки газа в магистрали), на рабочих режимах. Установившиеся режимы преобладают при работе ГТД в магистральных газопроводах и на электро­ станциях обеспечивающих технологические нуж­ ды предприятий. Режимы запуска и останова, в от­ личие от авиации, бывают через 1500.. .3000 ч. Тем не менее, параметры запуска должны анализиро­ ваться для выявления отклонений и определения необходимости подрегулировок с целью сокраще­ ния затрат времени на процедуру запуска. В про­ цессе запуска контролируется общее время запус­ ка, заброс температуры газа за турбинами, темп разгона, вступление в работу ограничительных контуров. Кроме того, возможен анализ динамики изменения температур за турбинами, измеряемых отдельными термопарами, что может характеризо­

вать процессы розжига, переброса пламени, нали­ чие дефектов КС и т.д. Контроль параметров в про­ цессе останова может позволять выявлять такие не­ исправности, как утечки топливного газа, отсутствие разгрузки генератора и т.д.

Впроцессе работы на статических режимах

ипереходов между ними должен выполняться кон­ троль отклонений параметров от нормы. Этот кон­ троль является более тонким, чем реализованный в системе управления, так как при задании допус­ ков учитывается влияние метеоусловий, режима работы, индивидуальных особенностей каждого экземпляра ГТД.

Вид оценки параметров, именуемый тренд-ана­ лизом, выполняется реже, например, ежечасно. При этом анализируется выборка параметров за продолжительный период времени, например 50 часов, с целью выявления тенденций к измене­ нию параметров. Одновременно с тренд-анализом или еще реже может выполняться прогнозирова­ ние неисправностей. Для повышения достоверно­ сти в анализируемую выборку может включаться информация за еще более длительный период ра­ боты ГТД (до 500 часов). При этом время прогно­ за не должно превышать длительности выборки (50... 100 часов).

Контрольные вопросы

1.В чем состоят задачи диагностирования?

2.Что такое контролепригодность двигателя?

3.Виды диагностирования.

4.Структура систем диагностирования.

5.Регламент диагностирования.

6.От чего зависит частота регистрации параметров?

7.В чем состоит диагностирование механизации ГТД?

8.В чем состоит диагностирование САУ и ТП ГТД?

9.В чем состоит диагностирование мслосистемы ГТД?

10.Что такое трибодиагностика?

11.Бортовые средства обнаружения износа.

12.Лабораторные средства обнаружения износа.

13.Виброакустическая диагностика.

14.Датчики измерения вибраций.

15.Вибрационная диагностика.

16.Диагностирование по газодинамическим пара­ метрам ГТД.

17.Требования к перечню контролируемых пара­ метров.

18.Алгоритмы диагностирования проточной части.

19.Инструментальные методы диагностирования.

20.В чем суть ультразвукового метода диагности­ рования.

102

21.В чем суть вихретокового метода диагностиро­ вания?

22.Капиллярный метод диагностирования.

23.Диагностирование напряженного состояния.

24.Особенности диагнострования наземных ГТД.

25.Перспективные методы диагностирования.

Англо-русский словарь-минимум

algorithm, procedure - алгоритм breakdownполомка

breathing pressure - давление суфлирования characteristic, feature, parameter - параметр chip, debris - стружка

crack - трещина

data registration - регистрация информации defect - дефект

detector - сигнализатор deterioration - износ

diagnosis, diagnostics - диагностика diagnostic system - система диагностирования dynamic - динамический

engine - двигатель estimation - оценка failure - поломка filter - фильтр flaw - дефект

fracture - разрушение frequency - частота

heat exchanger - теплообменник maintenance - эксплуатация model - модель

nondestructive inspection (check) - неразрушающий контроль oil level - уровень масла

parametric diagnostics - параметрическая диагностика prediction, prognostics - прогнозирование

pressure - давление resonance - резонанс rotor - ротор

sensor - датчик surge - помпаж

technical condition - техническое состояние technical documentation - техническая документация temperature - температура

test - испытание

testability - контролепригодность trend - тренд, изменение, тенденция tribodiagnostics - трибодиагностика

ultrasonic diagnostics - ультразвуковая диагностика valve - клапан

valve - заслонка

vibration - вибрация, колебания

visual-optical inspection - визуально-оптический осмотр

Список литературы

Список литературы

3.1.ГОСТ 20911-89. Техническая диагностика. Термины и определения.

3.2.ГОСТ 27.002-90. Надежность в технике. Основные по­ нятия и определения.

3.3.ГОСТ 26656-85. Техническая диагностика. Контролеп­ ригодность. Общие требования.

3.4.ГОСТ 27518-87. Диагностирование изделий. Общие тре­ бования.

3.5.ГОСТ 24212-80. Система технического обслуживания и ремонта авиационной техники. Термины и определения. -М.: Издательство Стандартов, 1980. 16с.

3.6.ГОСТ 20417-75. Техническая диагностика. Общие поло­ жения о порядке разработки систем диагностирования. -М.: Стандарты, 1980. 16с.

3.7.Единые нормы летной годности самолетов ЕНЛГ-С.

3.8.ОСТ 1 00788-2000. Двигатели газотурбинные для само­ летов. Общие требования по контролепригодности.

3.9.Степанов В.А. Диагностика технического состояния уз­ лов трансмиссии газотурбинных двигателей по параметрам продуктов износа в масле. ЦИАМ, 2002,232 с. Рыбинск. 2002.

3.10.ОСТ 1 11128-83. Пробки магнитные с клапаном.

3.11.WearParticleAtlas. Spectra Technical Services LTD. Spectra inc (USA)

3.12.Кюрегян С. К. Атомный спектральный анализ нефте­ продуктов. -М.: Химия, 1985, 385 с.

3.13.Лосев Н. Ф., Смагунова А. Н. Основы рентгено-спект­ рального анализа. -М.:Химия, 1982,281 с.

3.14.ГОСТ 27674-88. Трение. Изнашивание и смазка. Тер­ мины и определения.

3.15.Технические средства диагностирования: Справочник/ Под общ. ред. В.В. Клюева. - М.: Машиностроение, 1989. - 672 с.

3.16.Технология эксплуатации, диагностики и ремонта газо­ турбинных двигателей: Учеб, пособие. / Ю.С. Елисеев, В.В. Крымов, К.А. Малиновский, В.Г. Попов. - М.: Высшая шко­ ла, 2002. - 355 с.

3.17.Бидерман В.Л. Теория механических колебаний. - М.: Высшая школа, 1980.

3.18.Сиротин Н.Н., Коровкин Ю.М. Техническая диагности­ ка авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машино­ строение, 1972. - 272 с.

3.19.Вибрация втехнике: Справочник: В 6-ти т. - М.: Маши­

ностроение, 1981.

3.20.Вентцель Е.С. Теория вероятности: Учеб, для вузов. - 7-е изд. стер. - М.: Высш. шк., 2001, - 575 с.

3.21.Генкин М.Д., Соколова А.Г. Виброакустическая диаг­ ностика машин и механизмов. - М.: Машиностроение, 1987.

-288 с.

3.22.Карасев В.А., Максимов В.П., Сидоренко М.К. Вибра­

ционная диагностика газотурбинных двигателей. - М.: Ма­ шиностроение, 1978. - 132 с.

3.23.Кюрегян С. К. Эмиссионный спектральный анализ неф­ тепродуктов. -М.:Химия, 1969,296 с.

3.24.Практическая диагностика авиационных ГТД. Под ред. В. П. Степаненко. -М.: Транспорт, 1985, 101 с.

3.25.Карасев В.А., Ройтман А.Б. Доводка эксплуатируемых машин. Вибродиагностические методы. - М.: Машиностро­

ение, 1986. - 192 с.

3.26. Приборы и системы для измерения вибраций, шума и удара: Справочник: В 2 кн. /Под ред. В.В. Клюева. М., 1978. 3.27 Минацевич С.Ф., Овчинников М.И., Субботин Н.С. Уст-

103

Глава 3. Системы диагностики

ройство и способ доставки гибких эндоскопов, предназна­ ченных для визуально-оптического контроля деталей и уз­ лов ТРДД // Техническая эндоскопия авиадвигателей. Труды ЦИАМ №1204. М., 1987. с.72-79.

3.28.Минацевич С.Ф., Овчинников М.И. Устройство для до­ ставки гибкого диагностического инструмента в исследуемый канал. Авторское свидетельство №1436627. 1988.

3.29.Чепкин В.М., Овчинников М.И., Минацевич С.Ф., Ли­ монов А.П. Устройство для доставки гибкого диагностичес­ кого инструмента в исследуемый канал и способ его достав­ ки. Авторское свидетельство №1228633. 1986.

3.30.Алешин М.А. Леванов Д.В., Минацевич С.Ф. Экспери­ ментально-теоретическое исследование кольцевых электро­ статических датчиков. Тезисы докладов. Российская с меж­ дународным участием научно-техническая конференция «Неразрушающий контроль в науке и индустрии - 94» М, 1994.

3.31.Заблоцкий И.Е.,Коростелев Ю.А.,Шипов Р.А. Бесконтак­ тные измерения колебаний лопаток турбомашин. -М.: «Маши­ ностроение», 1977. 160 с.

3.32.Минацевич С.Ф., Ермолаев А.В. Способы повышения эффективности диагностирования турбомашин. Наука -про­ изводству -М.: 1999. №12. с.6-11.

3.33.Minatsevich S.F.,Zvonov S.N., ErmolaevA.V., AnisimovА.V., Minatsevich E.S. Residual Stress measurements with Barkhausen noise method in pipelines and gas-turbine details // The Fifth European Conference on Residual Stresses-ECRS-5: Trans Tech Publications Ltd., Zuerich. Switzerland, 2000. c. 172-177.

Глава 4

ПУСКОВЫЕ СИСТЕМЫ

4.1. Пусковые системы авиационных ГТД

4.1.1. Назначение

Пусковая система (ПС) должна обеспечивать автоматическое выполнение холодной прокрутки, ложного запуска и запуска во всех условиях эксп­ луатации на земле и в полете, а также прекраще­ ние запуска в любой момент времени по командам с борта или по предельным параметрам.

4.1.2. Общие требования

Запуск ГТД является одним из его важнейших эксплуатационных режимов. Это самый длитель­ ный переходный процесс из одного устойчивого со­ стояния роторов, чаще всего неподвижного, в дру­ гое, характеризующееся устойчивой частотой вращения и называемое «малый газ» (или мини­ мальный режим). Надежность запуска двигателя определяет эксплуатационную надежность самоле­ та в целом, оперативность его применения, область эксплуатации и, в конечном итоге, технико-эконо­ мическую привлекательность для потенциальных заказчиков. В связи с необходимостью запуска во всей области эксплуатации к ПС предъявляются повышенные требования как по технологичности выполняемых операций, так и по качеству процес­ са. Общие требования к запуску двигателя можно сформулировать следующим образом: запуск дви­ гателя должен быть надежным.

4.1.3. Состав пусковых систем

Запуск двигателя на борту воздушного судна (ВС) обеспечивают следующие устройства и сис­ темы:

-стартер, для подвода мощности к ротору дви­ гателя;

-система топливопитания и автоматического управления подачей топлива в КС;

-система зажигания, для воспламенения горю­ чей смеси в КС;

-система механизации компрессора и перепус­ ков воздуха из КВД;

-САУ двигателя в части управлением процес­ сом запуска.

-бортовая система электропитания ЛА для под­ вода энергии к агрегатам ПС;

-вспомогательная силовая установка (ВСУ)

с системой подвода сжатого воздуха к воздушно­ му стартеру.

4.1.4. Область эксплуатации двигателя, область запуска

Область эксплуатации в земных условиях зада­ ется по допустимой температуре воздуха на входе

вдвигатель и максимальной высоте расположения аэродрома над уровнем моря. Современные авиа­ ционные двигатели эксплуатируются при темпера­ туре воздуха от минус 55 до плюс 60°С и высоте расположения аэродрома до 4500 метров. Запуск двигателя должен обеспечиваться во всей области эксплуатации на земле.

Область полета в составе СУ самолета задается

вкоординатах: приборная скорость полета (Кпр) - высота полета (# п).

Для запуска в полете задаются требования к мак­ симальной высоте и диапазону скоростей полета,

впределах которых должен обеспечиваться надеж­ ный запуск. Принцип выработки требований к об­ ласти надежного высотного запуска сохраняется для всех типов ВС и сводится к следующему. Имеется оптимальный для данного типа ВС диапазон вы­ сот и скоростей крейсерского полета. В случае са­ мовыключения двигателя в полете происходит тор­ можение ВС. Область высотного запуска должна

снекоторым запасом включать в себя режимы крей­ серского полета, нормального и аварийного сниже­ ния.

Высота крейсерского полета современного пас­ сажирского самолета составляет 11... 12 тысяч мет­ ров. Верхняя граница области запуска двигателя

всоответствии с Требованиями летной годности пассажирских самолетов должна быть не более чем на две тысячи метров ниже крейсерской высоты полета.

4.1.5.Описание процесса запуска двигателя, особенности процесса запуска в полете

Рабочий процесс ГТД характерен непрерывным горением ТВС в КС. Устойчивое горение возможно только при непрерывном поступлении в КС необ­ ходимого количества воздуха с некоторым избыточ­ ным давлением. Затрачиваемая на работу компрес­ сора мощность, зависит от расхода воздуха через двигатель, степени сжатия и к.п.д. компрессора. Чем выше напорность и расход воздуха через компрес­ сор и ниже к.п.д., тем большая мощность нужна для

105

Глава 4. Пусковые системы

его вращения. По мере увеличения частоты враще­ ния требуется все большая мощность.

Непрерывное увеличение частоты вращения ротора двигателя в процессе запуска возможно лишь при условии превышения суммарной мощ­ ности пусковой системы и турбины над мощнос­ тью, потребной для вращения компрессора и пре­ одоления сил сопротивления в двигателе. Этот избыток мощности обеспечивает необходимое ус­ корение вращающихся частей двигателя.

Источником мощности в ГТД является турби­ на. Мощность, развиваемая турбиной, зависит от температуры газа перед турбиной и степени пони­ жения давления газа в турбине. В начальный мо­ мент запуска турбина двигателя не только не со­ здает мощности, а наоборот, для своего вращения требует ее затрат. Кроме того, и после вступления турбины двигателя в активную работу для обеспе­ чения требуемого ускорения требуются затраты мощности, пока частота вращения ротора двигате­ ля не достигнет некоторого определенного значе­ ния. При этом устанавливается режим, когда тур­ бина развивает мощность, достаточную для собственного вращения, а так же для вращения ком­ прессора, агрегатов двигателя и преодоления ме­ ханических потерь.

Для достижения этого режима двигателя к его ротору необходимо подводить мощность от посто­ роннего источника энергии. Эта мощность обес­ печивается пусковым устройствам - стартером.

При эксплуатации двигателя возможны случаи самопроизвольного или преднамеренного его вык­ лючения в полете. После прекращения горения топлива на любом режиме частота вращения рото­ ров уменьшается. При этом часть энергии набега­ ющего потока воздуха расходуется на вращение ротора, и самолет начинает испытывать дополни­ тельное сопротивление. Основной особенностью запуска двигателя в полете является наличие вра­ щения ротора (роторов) компрессора набегающим потоком - авторотация. Частота вращения роторов на авторотации зависит от скорости и высоты по­ лета, загрузки ротора, конструктивных особенно­ стей двигателя. Современные ПС обеспечивают запуск в полете как с подводом мощности от стар­ тера, так и без подвода - в случае, когда мощность набегающего потока воздуха достаточна для вра­ щения ротора двигателя с требуемой минимальной частотой [4.1].

4.1.6. Надежность запуска

Надежность запуска оценивается коэффициентом надежности, который равен отношению количества запусков без отказов к суммарному числу запусков, выполненных при данных наземных или полетных

условиях. Коэффициент надежности запуска ха­ рактеризует техническое состояние двигателя и ве­ роятность выполнения удачного запуска.

Экономическая целесообразность обеспечения высокого коэффициента надежности запуска обус­ лавливается высокой степенью интенсивности ис­ пользования авиационной техники (особенно в граж­ данской авиации). Это плотность расписания пассажирских рейсов, высокая стоимость време­ ни стоянки на транзитных аэродромах, аренды на­ земной техники обеспечения вылета. В условиях военного применения высокий коэффициент на­ дежности запуска обуславливается требованиями боевой готовности самолета, обеспечения его боеживучести (запуск в воздухе после возможной ос­ тановки двигателя после пусков ракет) и т.д.

Надежность запуска двигателя обеспечивается оптимальным сочетанием характеристик узлов двигателя и его систем, участвующих в запуске, адаптивностью законов управления, точностью регулирования, точностью выполнения технологи­ ческих операций по запуску, исправностью само­ летных систем и другими условиями.

4.1.7. Характеристики запуска

Процесс запуска авиационного ГТД условно может быть разбит на три этапа (см. рис. 4.1).

На первом этапе запуска - с момента подключе­ ния стартера к ротору двигателя до момента воспла­ менения ТВС в КС - раскрутка ротора двигателя ве­ дется только стартером. Можно считать, что турбина двигателя вступает в активную работу с начала вос­ пламенения ТВС в КС. В течение первого периода запуска расход и давление воздуха за КВД увели­ чиваются по мере увеличения числа оборотов ро­ тора двигателя.

На втором этапе запуска - с момента воспламе­ нения ТВС в КС до момента отключения стартера от ротора двигателя - раскрутка ведется одновре­ менно стартером и турбиной двигателя. Пусковое устройство отключается от двигателя автоматичес­ ки в момент выхода на определенную частоту вра­ щения ротора, при которой турбина имеет необхо­ димый избыток мощности для раскрутки ротора. Этот этап запуска характеризуется продолжитель­ ностью и максимальными тепловыми нагрузками на детали турбины.

На третьем этапе запуска - с момента отключе­ ния пускового устройства до выхода двигателя на режим малого газа - ротор двигателя раскручива­ ется только турбиной [4.2].

Рассмотренные этапы характерны для процес­ са вывода на режим малого газа большинства со­ временных авиационных двигателей и ГТУ назем­ ного применения.

106

4.1. Пусковые системы авиационных ГТД

Параметр Тл

Рис. 4.1. Этапы запуска ГТД, циклограмма запуска:

Тт-температура газа за турбиной; л, - частота вращения ротора КВД; GT - расход топлива в КС

Рис. 4.2. Положение границ запуска ГТД - « дорожка запуска»

107

Глава 4. Пусковые системы

Для качественной и количественной оценки применяется комплексная характеристика процес­ са запуска - допустимый диапазон изменения мгно­ венного расхода топлива в КС. Допустимый диапа­ зон расхода топлива (для текущей частоты вращения ротора) ограничивается «богатой» и «бедной» гра­ ницами.

Так, на этапе розжига КС (начало второго эта­ па) «богатая» граница - это максимальный расход топлива, при котором обеспечен розжиг и отсут­ ствует потеря устойчивости КВД. Потеря устой­ чивости КВД проявляется ростом температуры газа за турбиной с одновременным уменьшением тем­ па роста частоты вращения (зависание). «Бедная» граница - это минимальный расход топлива, при котором возможно воспламенение ТВС.

На этапе разгона (продолжение второго и тре­ тий этапы запуска) «богатая» граница - это запуск на максимальном расходе топлива, при котором отсутствует потеря устойчивости КВД или дости­ жение предельной температуры газа за турбиной. «Бедная» граница - это запуск с минимальным рас­ ходом топлива, при котором возможно увеличение частоты вращения (раскрутка ротора) с выходом на «малый газ».

Применительно к топливорегулирующей аппа­ ратуре допустимый диапазон изменения расхода топлива определяется регулировками соответству­ ющих программ, и называется «дорожка запуска».

Положение границ запуска показано на рис. 4.2.

4.1.8. Выбор типа и параметров стартера

Для запуска авиационных ГТД применяют стар­ теры различного принципа действия. Выбор стар­ тера зависит от большого числа факторов, в частно­ сти, от назначения и размерности двигателя, требуемой продолжительности запуска, требования автономности пусковой системы. При этом немало­ важное, а в ряде случаев определяющее значение имеет тип энергосистемы самолета (в особенности для автономных пусковых систем). Наибольшее рас­ пространение для двигателей малой размерности в гражданской авиации нашли электрические стар­ теры. Для двигателей средней и большой размерно­ сти - воздушные стартеры. Для двигателей военно­ го назначения - газотурбинные стартеры.

Каждому типу стартера свойственна опреде­ ленная механическая характеристика, представля­ емая обычно в виде изменения крутящего момен­ та на выходном валу стартера в зависимости от частоты его вращения. Аналитически механичес­ кая характеристика пускового устройства часто выражается линейной, гиперболической функци­ ей или ломаной кривой, составленной из этих функций.

Так, например, для воздушного стартера анали­ тическое выражение механической характеристи­ ка имеет вид:

MCY=M0 -b n ,

где М0 - начальный крутящий момент на роторе двигателя;

Ъ- постоянный коэффициент для данного типа стартера и передаточного отношения

от стартера к ротору двигателя; п - частота вращения ротора двигателя.

Такое представление механической характерис­ тики является в известной степени условным. Фак­ тическое изменение крутящего момента по частоте вращения носит более сложный характер вследствие наличия передаточного запаздывания в системе под­ вода энергии при релейном срабатывании органов управления, а также вызванных нестабильностью частоты вращения стартера колебательных процес­ сов, взаимодействием инерционных масс старте­ ра, привода и ротора двигателя. Под воздействием эксплуатационных факторов механическая харак­ теристика стартера изменяется [4.2].

Наиболее заметно характеристики могут из­ меняться при изменении давления воздуха, по­ даваемого на турбину стартера, как вследствие особенностей регулирования и нестабильности под­ держания давления источником сжатого воздуха, так и из-за увеличения потерь давления в трубопрово­ дах пусковой системы. Немаловажное значение имеет температура сжатого воздуха, величина по­ терь тепла при передаче.

Передаточное отношение (/0) кинематической цепи определяется отношением частоты вращения ротора стартера к частоте вращения ротора двига­ теля. Оно определяет соотношение между момен­ том и частотой вращения выходного вала стартера, мощность которого при этом остается постоянной. С увеличением i0 увеличивается момент на выхо­ де редуктора, а частота вращения уменьшается. И наоборот - с уменьшением передаточного отно­ шения момент на выходе уменьшается, а частота вращения увеличивается. В зависимости от значе­ ния его меняется наклон моментной характерис­ тики пускового устройства приведенной к ротору двигателя (см. рис. 4.3). Как видно, при уменьше­ нии 10 уменьшается наклон моментной характери­ стики к оси абсцисс, а максимум мощности пуско­ вого устройства смещается в сторону большей частоты вращения ротора двигателя [4.2].

Так как i0 влияет на величину момента, переда­ ваемого к двигателю, то имеется оптимальное зна­ чение передаточного отношения, при котором обес­ печивается наилучшее использование моментной характеристики.

108

4.1. Пусковые системы авиаиионных ГТД

Ку

Ку

Рис. 4.3. Моментные и мощностные характеристики пускового устройства на валу ротора двигателя при различных общих

передаточных отношениях

В общем случае крутящий момент на валу ро­ тора двигателя Мпу(кг-м) и мощность стартера А^у (л.с.) определяются выражениями:

А / =	А4 i —М i i	(4.1)
	•‘«ПУР ‘о ^К4ПУР *РЕД *п
Nny	716,2МПУ«ПУ	(4.2)

где Мпур- крутящий момент на валу ротора старте­

	ра, кг-м,
/0	- общее передаточное отношение между
	роторами пускового устройства и дви­
	гателя;
/РЕД	- передаточное отношение редукто­
	ра, включенного в конструкцию пуско­
	вого устройства;
/п	- передаточное отношение редуктора,
	включенного в конструкцию двигателя;

ппу - частота вращения выходного вала пускового устройства.

Кроме передаточного отношения важным пара­ метром, влияющим на надежность запуска, явля­ ется частота сопровождения ротора двигателя стар­ тером. Раннее отключение пускового устройства приведет к увеличению продолжительности запус­ ка, увеличению потребного расхода топлива и, как следствие - к росту температуры газа, снижению запасов ГДУ компрессора.

Очевидно, чем больше подводимая к ротору дви­ гателя мощность от стартера и чем более продол­ жителен период сопровождения ротора, тем мень­ ше топлива требуются для необходимого ускорения

ротора. Следовательно, снижаются тепловые нагруз­ ки на детали турбины. С другой стороны, увеличе­ ние мощности пускового устройства вызывает уве­ личение его массы или при неизменной массе - снижение надежности (ресурса) и, в конечном ито­ ге, приводит к необоснованным экономическим затратам. Поэтому выбор и оптимизация парамет­ ров стартера имеет большое значение при проек­ тировании двигателя.

Выбор параметров стартера выполняется в нес­ колько этапов при разработке двигателя.

На этапе эскизного проектирования применим принцип подобия для уже эксплуатирующихся дви­ гателей.

Строятся известные зависимости и выполняет­ ся оценка требуемых параметров для разрабаты­ ваемого двигателя в относительных координатах:

ППУ^ПМГ f (*к)>

где ппу - частота вращения ротора двигателя при отключении стартера;

/7МГ - частота вращения ротора двигателя на режиме «малый газ»,

жк - степень сжатия компрессора, Кдв - тяга двигателя, ЛГу - мощность стартера.

Такой подход на этапе рабочего проектирования позволяет с достаточной точностью предваритель­ но оценить параметры стартера для определения его конструктивных характеристик (габариты, масса).

109

Глава 4. Пусковые системы

Также на этапе рабочего проектирования уточня­ ются предварительно выбранные параметры. На математической модели двигателя выполняются расчеты, на основании которых определяют распо­ лагаемые запасы ГДУ компрессора на пусковых ре­ жимах для нескольких вариантов сочетаний мощ­ ности, частоты сопровождения ротора пусковым устройством и общего передаточного отношения в кинематической цепи пускового устройства.

4.1.9. Особенности запуска двигателей двухроторных схем

Современный авиационный ТРДД имеет два (а в некоторых конструкциях и три) механически не связанных ротора ВД и НД, которые на всех эксплу­ атационных режимах вращаются с различной час­ тотой вращения в зависимости от распределения работ между каскадами компрессора, срабатываемо­ го перепада на турбинах (между ступенями турбин), а так же от режима работы двигателя, площади ре­ активного сопла и атмосферных условий.

При запуске двигателя двухроторной схемы не­ обходимо каждый ротор вывести из состояния по­ коя на режим малого газа.

Возможны три варианта запуска двухроторно­ го двигателя [4.2]:

-стартер раскручивает ротор ВД, а обороты ро­ тора НД увеличиваются за счет газовой связи меж­ ду роторами;

-стартер раскручивает ротор НД, а ротор ВД раскручивается за счет газовой связи между рото­ рами;

-стартеры раскручивают оба ротора.

Если стартер раскручивает один ротор, то вто­ рой ротор до вступления турбины в активную ра­ боту будет авторотировать.

При раскрутке обоих роторов ни один из них не работает на режиме авторотации и потому давление за ротором ВД повышается в большей степени, чем за компрессором при раскрутке одного из роторов. В первом случае турбина раньше вступает в работу и отдает в процессе запуска большую мощность. Благодаря этому запуск двигателя улучшается. Од­ нако раскрутку обоих роторов стартерами трудно выполнить конструктивно. Кроме того, такая схема приводит к увеличению массы ПС. Поэтому при запуске двухроторных двигателей пусковое устрой­ ство раскручивает только один из роторов.

На современных двухроторных двигателях за­ пуск путем раскрутки ротора НД не применяют по следующим причинам. Во-первых, момент инерции ротора НД обычно больше момента инерции рото­ ра ВД, поэтому для его раскрутки требуется более мощный стартер. Во-вторых, при таком запуске дви­ гателя обороты ротора НД получаются выше, чем

у ротора ВД. Поэтому диапазон устойчивой рабо­ ты компрессора на пусковых режимах снижается, что приводит к необходимости уменьшения расхо­ да топлива в КС. В результате снижается эффектив­ ность работы турбины на пусковых режимах.

Таким образом, в силу указанных причин, за­ пуск двухроторных двигателей выгоднее осуществ­ лять путем раскрутки ротора ВД.

4.1.10. Системы зажигания

К важным характеристикам агрегатов зажигания относится величина накопленной энергии и часто­ та разрядов в канале. Как правило, агрегаты зажи­ гания современных авиационных двигателей - двух­ канальные. Для систем зажигания с пусковыми воспламенителями применяют агрегаты зажигания с величиной накопленной энергии 1...2 Дж и час­ тотой разряда 7...10 Гц. Системы зажигания не­ посредственного воспламенения требуют более высоких параметров агрегата зажигания. Так, ве­ личина накопленной энергии канала может нахо­ диться в пределах 6...20 Дж, а частота разряда мо­ жет быть 0,5...4 Гц.

Основным критерием в выборе типа системы зажигания является надежность воспламенения ТВС в заданной области эксплуатации. Современное раз­ витие техники предполагает следующее направле­ ние: если конструкция КС со свечами зажигания не­ посредственного воспламенения обеспечивает надежное воспламенение во всей области эксплуа­ тации, то ей отдается предпочтение перед системой зажигания с пусковыми воспламенителями в силу ее простоты. Однако кажущаяся простота системы зажигания со свечами непосредственного воспламе­ нения требует тщательной отработки всех парамет­ ров ПС, проведения полного комплекса испытаний КС, в том числе в термобарокамере. Окончатель­ ное решение по выбору системы зажигания прини­ мается по результатам летных испытаний двигате­ ля с запусками в согласованной области полета.

4.1.11. Обеспечение характеристик запуска на разгоне

При воспламенении и горении ТВС в КС повы­ шается температура газов перед турбиной, влияю­ щая на мощность турбины. Можно сказать, что после вступления в работу турбины величина ус­ корения ротора зависит от избытка подаваемого в КС топлива и от мощности пускового устройства. При повышении температуры газов перед турби­ ной увеличивается объем газов, проходящих через сопловой аппарат и, следовательно, увеличивает­ ся тепловое сопротивление сети, на которую рабо­ тает компрессор. Избыточная мощность турбины

по