Запуск и опробование авиационных двигателей реферат

Обновлено: 04.07.2024

Под запуском двигателя понимается процесс ‘приведения его в действие из нерабочего состояния в состояние устойчивой работы на режиме малого газа.

Запуск авиационных двигателей является одним из важных элементов подготовки летательных аппаратов к полету. Надежный запуск авиационных двигателей сокращает время, отводимое на предполетную подготовку, обеспечивает своевременный вылет летательного аппарата. Продолжительность запуска одного ‘газотурбинного двигателя должна составлять не более 60 с. Она в основном определяется мощностью стартера. Уменьшение ‘продолжительности запуска достигается повышением его мощности. Однако это связано с увеличением массы и габаритов стартера.

Процесс запуска авиационного двигателя включает: прокрутку ротора двигателя; подачу топлива через пусковые форсунки в камеру сгорания и воспламенение горючей смеси; подачу рабочего топлива к основным форсункам; вывод двигателя на режим малого газа.

Для запуска двигателей необходимо располагать пусковыми устройствами, включающими стартеры, источники их питания, устройства подачи пускового топлива, агрегаты зажигания и управления. Комплексы этих устройств и агрегатов называются системами запуска. К системам запуска предъявляются следующие основные требования:

обеспечение надежного и устойчивого запуска двигателя иа земле в диапазоне температур окружающего воздуха от минус 60 до плюс 60° С. Допускается предварительный подогрев ТРД при температуре ниже минус 40° С, а ТВД — ниже минус 25° С.

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

для газотурбинных двигателей продолжительность запуска не должна превышать 120 с, для поршневых — не более 3—5 с;

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

автономность системы запуска, минимальные затраты энергии на один запуск;

возможность многократного запуска;

простота конструкции, минимальные габариты н масса, удобство, надежность И безопасность в эксплуатации.

7.1. Запуск и опробование двигателей производят в случаях, предусмотренных ЭД, или по решению начальника (инженера) смены. При эксплуатации ВС на временных аэродромах такое решение принимают: при групповом базировании — старшее должностное лицо ИАС, при одиночном базировании— командир воздушного судна.

7.2. Запуск и опробование двигателей поручают инженерам и авиатехникам, допущенным к выполнению этих работ на ВС данного типа приказом руководителя авиапредприятия, а также командирам ВС, бортинженерам (бортмеханикам, пилотам). На воздушных судах, эксплуатируемых закрепленным техническим составом, каждый авиатехник, за которым закреплено ВС, должен быть подготовлен и допущен к запуску и опробованию двигателей.

7.3. Запуск двигателей разрешается производить на МС, перроне и предварительном старте, а их опробование, в том числе опробование реверса тяги, — на специально оборудованных стоянках, имеющих необходимую оснастку для ВС данного типа.

7.4. Должностное лицо, производящее запуск и опробование двигателей, до занятия рабочего места в кабине экипажа проверяет:

— готовность оборудования стоянки и наличие пожарных средств;

— очистку МС от мусора, льда, снега, а также безопасное размещение на стоянке и вблизи нее других воздушных судов, СНО и имущества;

— отсутствие чехлов и заглушек на воздухозаборных и выхлопных устройствах, приемниках воздушного давления;

— наличие упорных колодок под колесами основных опор ВС, удерживающих устройств при пробе двигателей;

— готовность специалистов, обеспечивающих запуск.

7.5. Подключение аэродромных источников энергоснабжения к бортовой сети и СПУ производят до запуска двигателей, а их отключение — по команде запускающего. При этом подход к ВС и отход от него технический состав осуществляет по маршруту, установленному для данного типа воздушного судна.

7.6. Все действия (операции) по подготовке к запуску, выполнению запуска, прогрева, опробования и останова двигателей запускающий осуществляет в соответствии с ЭД и руководством по летной эксплуатации.

7.7. На воздушных судах, оборудованных СПУ (радиосвязью), допускающими двустороннюю связь между запускающим и обеспечивающим, запуск производят только с использованием этой связи. Во всех случаях используют предусмотренные команды и сигналы

Специалисты, обеспечивающие запуск двигателей, обязаны строго выполнять установленные правила действий при запуске, команды запускающего, а также правила перемещения по стоянке.

7.8. Разрешение на запуск двигателей перед выруливанием командир ВС получает от диспетчера службы движения, а на выполнение запуска — от авиатехника, выпускающего судно. Запуск двигателя не разрешается, когда с других двигателей судна не сняты чехлы и заглушки. Если после запуска последует выруливание, упорные колодки из-под колес убирают перед началом запуска, при этом колеса должны быть заторможены.

7.9. Запуск и опробование двигателей запрещается при неисправности систем торможения колес и управления двигателями, приборов контроля силовых установок, отсутствии надежной связи между запускающим и обеспечивающим.

При запуске и опробовании двигателей также запрещается.

— выполнять на ВС другие работы, кроме предусмотренных технологией запуска и опробования двигателя;

— запускающему — оставлять рабочее место в кабине экипажа, обеспечивающему запуск — находиться в опасных зонах впереди и сзади самолета, в плоскости вращения воздушных винтов, под несущим винтом вертолета, покидать установленное для него рабочее место;

— опробовать силовые установки вертолета на режиме висения, включать трансмиссии, в том числе на пришвартованных вертолетах, должностным лицам, кроме командира ВС (пилота);

— нарушать установленные ЭД режимы запуска, прогрева, опробования и останова двигателя.

7.10. При возникновении во время запуска или опробования двигателя опасности для людей или ВС любое должностное лицо, находящееся на стоянке, обязано без промедления подать установленный для этого сигнал (команду) запускающему или обеспечивающему запуск о выключении двигателя.

8. БУКСИРОВКА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ.

8.1. Перемещение ВС по территории аэродрома осуществляется рулением или буксировкой. Руление ВС выполняет командир воздушного судна или по его указанию второй пилот.

8.2. Воздушные суда на аэродроме буксируют к перрону, на МС, рубеж запуска двигателей (предварительный старт), в ангар, на специальные стоянки (площадки). Буксировку ВС по рулежным дорожкам и ВПП (их пересечение) осуществляют только с разрешения диспетчера службы движения. Бортовая радиостанция для связи с диспетчером остается включенной на весь период буксировки. При перемещении ВС ответственный за буксировку руководствуется требованиями инструкции по буксировке и схемой движения ВС и транспорта на данном аэродроме.

8.3. Решение о буксировке ВС принимает начальник (инженер) смены, он же назначает авиатехника, ответственного за буксировку, и подчиненный ему состав бригады. Авиатехник, ответственный за буксировку, и авиатехники (авиамеханики) бригады должны быть подготовлены и допущены к выполнению этих работ приказом (указанием) начальника АТБ, а водители буксировщика — приказом руководителя авиапредприятия.

Раздел: Авиация и космонавтика
Количество знаков с пробелами: 33961
Количество таблиц: 0
Количество изображений: 0

В соответствии с требованиями регламента (технического обслуживания данного типа ЛА перед каждым запуском двигателей выполняется определенный объем подготовительных работ, обеспечивающих надежный запуск и безопасность работы личного состава. Необходимо обращать внимание на наличие и надежность установки упорных колодок под колеса основных опор шасси и включение стояночных тормозов. Следует проверять наличие и исправность бортовых и аэродромных средств тушения пожара. На местах стоянок ЛА обеспечивается такой порядок, чтобы перед двигателями и в зоне действия газовой струи не находились люди, площадка под самолетом была чистой, аэродромное оборудование убрано. Для связи с работником, запускающим двигатели, и наблюдения за порядком у самолета назначается лицо технического состава.

После запуска двигателя производится выдержка его в течение 2 мин (в зависимости от температуры окружающего воздуха) на режиме малого газа (участок 1—2) для обеспечения постепенного прогрева деталей двигателя. Не допускается переводить двигатель непосредственно после запуска на повышенные режимы работы и тем более на взлетный, так как при этом в элементах (горячей части двигателя появляются высокие температурные напряжения, вызванные неравномерным их нагревом. В этих случаях на деталях могут появляться коробления и даже трещины. Поэтому очень важно перед опробованием двигателя на взлетном режиме обеспечить постепенный и равномерный его прогрев на пониженных режимах. С этой целью после предварительного прогрева на малом газе двигатель переводится на повышенный режим работы (участок 3—4), где производится окончательный его прогрев в течение 1 мин. При этом проверяется частота вращения ротора
двигателя, при которой закрываются клапаны перепуска воздуха.

После прогрева двигатель выводится на номинальный режим (участок 5—6), а затем на взлетный (7—8). На этих режимах проверяются частота вращения, температура газа, давление масла и топлива, температура масла, отсутствие тряски и перебоев в работе двигателя. Если проверяемые параметры двигателя выходят за пределы, установленные инструкциями по эксплуатации, то JIA в полет не допускается до выяснения причин и устранения неисправностей. Учитывая, что взлетный режим является напряженным, продолжительность работы двигателя на нем должна быть кратковременной (8. 10 с). Закончив проверку на этом режиме, рычаг управления двигателем плавно переводиться в

положение малого газа, фиксируя при этом частоту вращения, при которой открываются клапаны перепуска воздуха за компрессором. На режиме малого газа 9—10 проверяется частота вращения и устойчивость работы двигателя. Эта проверка делается лишь на прогретом двигателе. На участке 1—2 проверять частоту вращения малого газа n_мг не рекомендуется, так как холодный двигатель работает недостаточно устойчиво. После этого проверяется приемистость двигателя, т. е. его работа на переходных режимах, для чего в течение 1 . 1,5 с рычаг управления двигателем перемещается из положения малого ₍газа в положение взлетного режима (участок 10—11). Двигатель при этом должен выйти на взлетный режим за время, установленное инструкцией по технической эксплуатации, без помпажа и перебоев. Допускается кратковременный заброс температуры газа и частоты вращения с последующим восстановлением их до значений, соответствующих установившемуся взлетному режиму.

На участке 12—13 рычаг управления двигателем резко переводится (за 1. 1,5 с) из положения взлетного режима до малого газа. Двигатель при этом не должен глохнуть или давать перебои в работе.

На этом проверка работы двигателя заканчивается. Перед остановом его необходимо охладить в течение 2 мин на режиме малого газа (участок 19—20).

Не рекомендуется выключать двигатель без предварительного охлаждения, так как при этом в элементах горячей части двигателя возникают большие внутренние напряжения, вызываемые резким охлаждением. При этом не исключаются коробления, трещины отдельных деталей, особенно при низких температурах окружающего воздуха. Охлажденный двигатель выключается/прекращением подачи топлива (участок 20—21). На этапе останова двигателя необходимо проверить продолжительность свободного вращения ротора (выбега) и убедиться в отсутствии посторонних шумов. Во избежание попадания воздуха в топливную систему насосы подкачки выключаются, а пожарный кран закрывается после полного останова двигателя.

Быстрое развитие конструкции авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и широкое их применение делают необходимым специальное изучение характеристик процесса запуска двигателей и совершенствования аппаратуры запуска. В авиации эти характеристики отражают степень готовности летательного аппарата к полету, а работа элементов системы запуска непосредственно влияет на безопасность полета, надежность работы и ресурс двигателя.

Общие понятия о процессе запуска

Для возможности использования любого двигателя по прямому назначению необходимо вывести его на минимальный режим устойчивой работы. Процесс вывода на этот режим, называемый режимом малого газа, и представляет собой запуск двигателя.

Запуск авиационного газотурбинного двигателя является неустановившимся процессом раскрутки ротора двигателя от неподвижного состояния в наземных условиях или от режима авторотации в полете до режима малого газа.

Для запуска двигателя, необходимо, чтобы рабочее тело было доведено до состояния, при котором возможно устойчивое протекании рабочего процесса. Рабочий процесс ГТД характерен непрерывным горением топливно-воздушной смеси в камере сгорания.

Устойчивое горение топливно-воздушной смеси, возможно только при непрерывном поступлении в камеру сгорания необходимого количества воздуха под некоторым избыточным давлением. Воздух в камеру сгорания подается компрессором:

Как видно из формулы (1), мощность, затрачиваемая на работу компрессора, зависит от расхода воздуха через двигатель, степени сжатия воздуха в компрессоре и коэффициента полезного действия. Чем больше расход воздуха через двигатель, степень сжатия воздуха и чем меньше коэффициент полезного действия компрессора, тем большая мощность нужна для вращения компрессора [1].

Классификация и основы устройства системы запуска

Для обеспечения надежного запуска двигателя требуется специальный комплекс агрегатов и устройств, размещаемых на двигателе и на летательном аппарате. Комплекс таких агрегатов и устройств совместно с соединенными коммуникациями различного рода и составляет систему запуска, или пусковую систему.

В систему запуска входят агрегаты и устройства, обеспечивающие предварительную раскрутку ротора двигателя; агрегаты для подачи топлива и воспламенения горючей смеси в камере сгорания; устройства, обеспечивающие устойчивую работу двигателя в процессе запуска; устройства, создающие необходимую последовательность и автоматичность работы системы запуска.

Тип системы запуска определяется типом агрегата предварительной раскрутки ротора двигателя и типом источника питания. В качестве агрегатов предварительной раскрутки чаще всего используют электростартеры и турбостартеры, работающие на различных видах топлива.

Источники питания могут быть бортовыми, установленными на самолете, или аэродромными.

Вес и габариты агрегатов системы запуска данного двигателя зависят от типа выбранной системы запуска и времени, в течение которого двигатель должен быть выведен на режим малого газа [2].

2.1. Электрические системы запуска

Электрические пусковые системы широко применяются для запуска различных турбореактивных и турбовинтовых двигателей благодаря, тому, что им свойственны простота управления и легкость автоматизации операции запуска, надежность в работе, простота и удобство обслуживания.

Для электрических систем запуска характерно значительное увеличение веса из-за увеличения мощности.

3. Пусковое устройство

Пусковое устройство предназначено для раскрутки ротора ГТД до частоты вращения, при которой обеспечивается надежное воспламенение топлива в камере сгорания и турбина ГТД начинает развивать положительную мощность на валу ротора ГТД, достаточную для дальнейшей самостоятельной раскрутки. Пусковое устройство является частью пусковой системы ГТД, включается и отключается по сигналам система автоматического управления (САУ) ГТД.

На большинстве ГТД пусковое устройство связано с ротором двигателя через кинематический привод и размещается на коробке приводов двигателя. Для однороторных двигателей применяется также прямой привод, когда пусковое устройство размещается в коке компрессора и непосредственно соединяется с ротором ГТД. Применение прямого привода пускового устройства позволяет уменьшить массу и сократить габариты двигателя и упростить его кинематическую схему.

На основе опыта проектирования, изготовления и эксплуатации пускового устройства можно определить предъявляемые к нему основные требования:

обеспечение раскрутки ротора ГТД (запуск, ложный запуск, холодная прокрутка, а также консервация и расконсервация) требуемой продолжительности и до необходимой частоты вращения во всех заданных условиях эксплуатации;

конструкция в виде отдельного законченного агрегата;

наличие устройства, обеспечивающего автоматическое соединение- рассоединение с ротором ГТД;

обеспечение безопасной эксплуатации;

наличие аварийных систем отключения при возникновении нерасчетных условий или параметров работы;

применение тех же марок горюче-смазочных материалов, что и в ГТД;

минимальные масса и габариты;

относительно низкая стоимость изготовления и обслуживания.

3.1.Основные типы пусковых устройств современных ГТД.

На современных ГТД, в основном, используются электрические, воздушные, гидравлические и турбокомпрессорные пусковые устройства (далее по тексту - стартеры).

На выбор типа пускового устройства значительное влияние оказывает тип источника энергии, имеющегося на борту ЛА, а также величина требуемой мощности пускового устройства и продолжительность запуска двигателя.

Электрические стартеры могут быть как постоянного, так и переменного тока. Однако, вследствие широкого использования в качестве бортового источника питания аккумуляторных батарей и более простой конструкции, большее распространение получили стартеры постоянного тока, особенно для небольших самолетов и вертолетов пассажирской, транспортной и вспомогательной авиации.

В настоящее время широко используются как электростартеры, так и стартеры- генераторы. Их область применения ограничивается величиной выходной мощностью 18. 20 кВт. Электрические стартеры постоянного тока нашли применение также и на многодвигательных летательных аппаратах (ЛА), где в качестве бортового источника питания используется вспомогательная газотурбинная генераторная электроустановка.

Воздушные стартеры широкое распространение получили на многодвигательных самолетах пассажирской и транспортной авиации, для надежного запуска которых требуется применение пусковых устройств с располагаемой мощностью более 20 кВт. Конструктивно стартер выполняется с воздушной турбиной. В качестве источников питания для воздушных стартеров применяется вспомогательная силовая установка (ВСУ) многоцелевого назначения, сжатый воздух от которой, кроме запуска двигателя, используется также для работы системы кондиционирования самолета.

4. Описание процесса запуска двигателя

4.1. Особенности процесса запуска в полете

Рабочий процесс ГТД характерен непрерывным горением топливно-воздушной смеси (ТВС) в камере сгорания. Устойчивое горение возможно только при непрерывном поступлении в камеру сгорания необходимого количества воздуха с некоторым избыточным давлением. Затрачиваемая на работу компрессора мощность, зависит от расхода воздуха через двигатель, степени-сжатия и КПД компрессора. Чем выше напористость и расход воздуха через компрессор и ниже КПД, тем большая мощность нужна для его вращения. По мере увеличения частоты вращения требуется все большая мощность.

Существует режим, когда турбина развивает мощность, достаточную для собственного вращения, а так же для вращения компрессора, агрегатов двигателя и преодоления механических потерь.

Для достижения этого режима двигателя к его ротору необходимо подводить мощность от постоянного источника энергии. Эта мощность осуществляется пусковым устройством-стартером.

При эксплуатации двигателя возможны случаи самопроизвольного или преднамеренного его выключения в полете. После прекращения горения топлива на любом режиме частота вращения ротора уменьшается. При этом часть энергии набегающего потока воздуха расходуется на вращение ротора, и самолет начинает испытывать дополнительное сопротивление.

Основной особенностью запуска двигателя в полете является наличие вращения ротора компрессора набегающим потоком-авторотация. Частота вращения роторов на авторотации зависит от скорости и высоты полета, загрузки ротора, конструктивных особенностей двигателя. Современные пусковые устройства обеспечивают запуск в полете как с подводом мощности от стартера, так и без подвода - в случае, когда мощность набегающего потока достаточно для вращения ротора двигателя с требуемой минимальной частотой [3].

4.1.2. Основные этапы запуска

Процесс запуска авиационного ГТД условно может быть разбит на три этапа.

На первом этапе запуска - с момента подключения стартера к ротору двигателя до момента воспламенения топливно-воздушной смеси (ТВС) в камере сгорания- раскрутка ротора двигателя ведется только стартером. Можно считать, что турбина двигателя вступает в активную работу с начала воспламенения ТВС в камере сгорания. В течение первого периода запуска расход и давление воздуха за компрессором высокого давления (КВД) увеличивается по мере увеличения числа оборотов ротора двигателя.

На втором этапе запуска - с момента воспламенения ТВС в камере сгорания до момента отключения стартера от ротора двигателя - раскрутка ведется одновременно стартером и турбиной. Пусковое устройство отключается от двигателя автоматически в момент выхода на определенную частоту вращения ротора, при которой турбина имеет необходимый избыток мощности для раскрутки ротора. Этот этап запуска характеризуется продолжительностью и максимальными тепловыми нагрузками на детали турбины.

На третьем этапе запуска - с момента отключения пускового устройства до выхода двигателя на режим малого газа - ротор двигателя раскручивается только турбиной.

Рис. 1. Этапы запуска ГТД, циклограмма запусков.

ТТ - температура газов за турбиной; щ -частота вращения ротора КВД;

GT -расход воздуха в камере сгорания

5. Обеспечение надежного запуска на земле

5.1. Основные причины ненадежного запуска двигателя на земле

В процессе запуска авиационный ГТД работает на довольно сложном неустановившимся режиме. Надежность запуска зависит от надежности и устойчивости протекания различных процессов в двигателе и элементов системы запуска.

Основные причины ненадежного запуска двигателя:

надежность может быть снижена из-за недостаточной располагаемой мощности пускового устройства или из-за неисправности отдельных элементов пусковой системы;

надежность может быть снижена из-за отклонений в программах подачи топлива и в подводе мощности пускового устройства;

устойчивость работы двигателя может быть нарушена при задержке воспламенения топлива в камере сгорания и т.д. [3].