Решетов С.А. Электроснабжение воздушных судов Учебник для вузов

Подождите немного. Документ загружается.

ну

угловой частотой эквивалентных гармонических колебаний

со и

угловой скоростью перекладки

можно записать:

sincof,

(8.46)

где

—

максимальная угловая скорость перекладки исполнительного органа;

со

—

частота эквивалентных гармонических колебаний.

Значения

и со

определяют

из

условий работы исполнитель-

ного органа

при

разных условиях полета.

Ускорение исполнительного органа

s = d Q/dt

-—

cos

со/

cos Ш.

Определяют максимальное ускорение

ь>, период гармониче-

ских колебаний

Т =

2я/со

частоту

/ =

IT.

Передаточное отношение

редуктора

i =

co„/Q

выбирают, используя данные каталогов для дви-

гателей аналогичных мощностей.

Эквивалентный момент

——•

= I/ (I IT) J

(/д-f-V

cos

at + M*

/i*

г,

) dt

ИЛИ

Условием правильности выбора является выполнение неравенст-

ва

М„ > М

. По

номинальному значению момента

угловой ско-

рости

со

находят потребную номинальную мощность

Р„

со

Затем

по

каталогу находят ближайшую номинальную мощность

ЭД.

уточняют передаточное отношение

и,

если нужно, эквивалентную мощ-

ность.

Если основной нагрузкой

ЭП

является динамический момент, обус-

ловленный инерционными массами,

движение

ЭП

можно свести

гармоническим колебаниям,

для

выбора мощности

ЭД

используют

ди-

намическую мощность исполнительного механизма.

По

условиям рабо-

ты задается максимальный угол отклонения исполнительного меха-

низма

. При

гармоническом законе работы

а = а

sin

со/,

где

со

—

угловая частота перекладки исполнительного органа либо задается,

либо определяется

на

основании статистического анализа.

Угловая скорость исполнительной

оси

£2 =

da.Idt

= а

со

cos

сог

= Q

cos cor,

где

— а

ы —

максимальная угловая скорость исполнительной

оси.

Угловое ускорение исполнительной

оси

= d Q/dt = —cc

со

sin со r = e

sin со t,

где

= a

—

максимальное угловое ускорение.

158

Динамический момент исполнительного механизма

М дин.

и.

m =

и.

СО

sin

со

С учетом момента инерции

ЭД

Мдин

= (Уд

Л),

м)

= J «т

СО

sin

со

В следящих приводах передаточные отношения

/ да 600 ... 2000

и больше, поэтому приближенно можно считать,

что /

да J„.

Тогда динамический момент М

дин

2У„.

е ==

2.1

lbM

co'

sin wt.

Динамическая мощность

при

таком допущении

дин

==Мд„

Й =

а'^

со

sin со (cos со t = /

со

sin 2со t.

Амплитудное значение динамической мощности

дин

—

/„атсо

." Эквивалентная мощность определяется

как

действующее

значение гармонически изменяющейся величины:

_ р

л/Т

0, 7У

ее

(

"а. дин —

дин.

ml V ^

•

Потребную мощность принимают равной эквивалентной:

По вычисленной номинальной мощности выбирают ЭД

наиболее близ-

кой

потребной номинальной мощностью, уточняют передаточное

от-

ношение

из

условия достижения максимальной угловой скорости

при

номинальной угловой скорости

ЭД: i =

co„/Q

. Определяют момент-

инерции двигателя

и,

приведя

его к

исполнительному механизму

^д.пр

—

^д'

уточняют принятое допущение

/„г

+ /

= 2/„.

случае необходимости корректируют номинальную мощность

выбранного двигателя.

159

РАЗДЕЛ

СЙЛО»^^

6 СИСТЕМЫ

ПРАВЛЕНИЯ

СИЛОВЫМИ УСТАНОВКАМИ

Глава

ПУСКОВЫЕ СИСТЕМЫ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

ОСОБЕННОСТИ ПРОЦЕССА ЗАПУСКА

в режим малого газТеврежи*ГмгГД

авто

отац

ии

(в

полете)

с минимально возможной

тмЛ

лбты

Двигателей осуществляют: saZcTVlJ^e'

3аПУСКа

(СЗ)

ложный запуск чят™

земле, холодную прокрутку

при пробе^М^З*' Управление реверсированием

АД

При запуске

на ™,

роГо

АД пя,,п "

ДРУГИ6 спе

иал

ьные режимь?

(стартерам)

до

оп^а^Жо^

ЕТ™

УСТ

ОЙСТВ

™

ме подается

воспламеняется топГ^Т

ЭТОМ

ПО

ог

м-

ловых

механических

SeSvTnv Пп

обеспечен

"ем запуска

без теп-

представить тремя этапами

МПуСКа

(РИС

9Л)

М0ЖНО

ковой\

ОСТ) до пус-

менения

горения тепливTvnZ*

Т°

УСЛ

ВИЯ

на

ежн

°™ воспла-

момент

М На

этом

УР Т

начинает

вращаться, развивая

М гле /

Уравнение движения имеет вид

„

-«*кк?Д,

^ет

вращающихся частей, приве'ден-

сопротивления

* включающий

^ "

ИВеденный

валу ЭСТ момент

(сжатие воздуха) ^^^^^^

ня ко

^Рессора

ния

подшипниках

AL а

ллГтнТ

еодоленИе

сил тре-

винта. Моменты

Щ 7м'

~ "

ац

ение

воздушного

Для

ГТД

принимается

^М

„

bnna,OT 5 %

поэтому

пропорционален величин';

^.^^

Режимах момент

постоянная составляющая.

' ~~ ' *^

к0

где М

™ ~

На этапе

// при

со

> со, в КС

подается топливо, вступает

рабо-

ту

Т.

Раскрутка ротора

до

угловой скорости сопровождения

* uvo

изводится совместно

ЭСТ и Т: /со = М + Л* л7 гт

2 Р

этапа характерны няппяжрниий

"•

ля

этого

запас устойчив^™

STeS

ШиТ'

реж

™

УР

™

малый

<»Р

Л*т =

Мк

начиная с,

ПрИ

aBHOBecHO

« Усовой скорости

помощи

ЭСТ.

Однато отключение

ЭСТ

nDi^m*

0НСХ0ДИть

без

-запуска

температуру газов"^

ту».

КТст^Го

ЭСТ отключают

при

скорости

со

когда избыточный момент

AM =

УИ

— М

(частая штриховка) имеет достаточное значение.

На этапе

/// (от со

до

со

.г) раскрутку осуществляет только

Т:

Jo>

= М

— М

. На

рис.

9.1

графически сложены

и М

Результи-

рующий момент

момент

/И

ст

определяют ускорение системы

под

действием динамического момента (редкая штриховка)

Md = М

ст

—

Время выхода

АД на

режим малого газа

непосредственно

влияет

на

характер изменения температуры

перед турбиной

проч-

ностные характеристики лопаток. Уменьшение

достигается увели-

чением мощности пускового устройства

турбины

уменьшением

момента

Увеличение

п У

позволяет сдвинуть начало подачи топ-

лива

область более высоких

со (при

условии надежного воспламене-

ния

горения топлива),

т. е. в

область работы компрессора

боль-

шим запасом устойчивости. Кроме того,

при

увеличении

.у

умень-

шается максимальная температура

длительность интервала,

на

котором

тах

. Однако

ростом

Я„.

увеличиваются

его

мас-

са

габаритные размеры. Увеличение момента

/И

достигается поддер-

жанием

процессе запуска максимально допустимой температуры

TVmax,

уменьшение

—

уменьшением расхода воздуха через ком-

прессор,

а у ТВД —

установкой лопастей винта

на

предельно малый

шаг.

Запуск

воздухе производится

случае самовыключения

АД при

резких изменениях режима работы

или

эволюциях самолета. Само-

выключение сопровождается прекращением горения топлива

умень-

шением угловой скорости ротора

АД —

переходом

режим авторота-

ции. Запуск осуществляется

без

использования

ЭСТ, так как

изме-

нением скорости полета можно получить скорость авторотации,

кото-

рой возможен вывод

АД на ре-

жим малого газа,

т. е.

процесс

сводится

воспламенению топли-

вовоздушной смеси

раскрутке

ротора

до

скорости

со

м г

Запуск

в полете, особенно

на

больших

высотах, затруднен вследствие

понижения давления

темпе-

ратуры

в КС. С

поднятием

на

высоту вследствие снижения

давления

роста скорости

по-

тока

на

входе

в КС

существен-

но сужаются пределы устойчи-

вого горения

по

составу смеси.

Поэтому надежный запуск

в ре-

жиме авторотации возможен

лишь

до

определенной

для каж- "

дого

АД

высоты полета

всрав-

Рис

9л

иаг

рамма изменения момен-

нительно узком диапазоне

ско- тов в

процессе запуска

ГТД

6 Зак. 831

161

ростеи.

Причем нижний предел ограничен недостаточно большой

частотой вращения при авторотации, а верхний — ухудшением ус-

ловии воспламенения топлива при повышенной скорости воздуха

на входе в КС и трудностями обеспечения точной дозировки топлива

при изменении условий полета в широком диапазоне. Правильная

дозировка топлива до выхода на режим полетного малого газа

должна обеспечивать достаточную мощность турбины без чрезмер-

ного повышения температуры Т

. Для расширения диапазона высот

на которых возможен запуск, применяют системы зажигания (СЗЖ)

с более мощными разрядами.

Под встречным запуском в полете подразумевают включение СЗЖ

и подачу пускового топлива в момент, предшествующий возможному

самовыключению АД. Иногда его применяют на взлете, при посадке

и полете в грозу. При этом СЗЖ могут функционировать на протяже-

нии всего опасного (для самовыключения АД) режима полета. Холод-

ная прокрутка на земле осуществляется при консервации АД и после

неудавшегося запуска перед повторным. Топливо не подается, СЗЖ

не включается. Для проверки топливной автоматики используется

«ложный запуск», при котором топливо подается, но не воспламеняет-

ся.

Режим реверсирования АД реализуется при посадке или прерван-

ном полете. Отклоняющиеся створки реверсивного устройства (РУ) АД

выдвигаются в зону газового потока. Газы выпускаются через специ-

альные решетки РУ, создавая обратную тягу.

Режим повышенной тяги (РПТ) используется в полете при само-

произвольном уменьшении угловой скорости со одного из АД. Исправ-

ный АД переводится в режим, немного превышающий максимальный.

Характеристики СЗ непосредственно влияют на степень готов-

ности ВС к полету, его безопасность, надежность и ресурс АД. Необ-

ходимо по возможности уменьшать значение t

, обеспечивать автоном-

ный запуск от бортовых источников энергии или от уже запущенных

АД (при воздушной пусковой системе), возможность по крайней мере

трехкратного повторения запуска от бортовых источников и постоян-

ную готовность СЗ к действию. Поэтому к. п. д. СЗ должен быть вы-

соким.

9.2. ПУСКОВЫЕ УСТРОЙСТВА. ВЫБОР ПЕРЕДАТОЧНОГО ОТНОШЕНИЯ

РЕДУКТОРА

Тип пусковой системы (ПС) определяется типом пускового уст-

ройства (ПУ). Различают СЗ с электростартером, в том числе с СТГ;

турбокомпрессорные, работающие на топливе основного АД; с воздуш-

ным турбостартером, работающим на горячем газе; воздушно-порого-

вые,

работающие на горячем газе, получаемом при сгорании твердого

топлива. Наиболее распространены электрические, турбокомпрессор-

ные и воздушные СЗ. Все СЗ содержат ПУ, систему зажигания, агре-

гаты запуска АД (электромагнитные клапаны и др.), аппаратуру уп-

162

Рис.

9.2. Механическая ха-

рактеристика стартера

равления, включающую временные про-

граммные автоматы, регулирующую аппа-

ратуру (например, угольные регуляторы

тока),

логические устройства и аппарату-

ру коммутации цепей управления и си-

ловых электрических цепей.

Минимальная мощность ПУ должна

быть больше мощности прокрутки ротора

АД в конце первого этапа (со = со,).

Практически ПУ без помощи турбины

раскручивает ротор до скорости со

;

(1,3 ... 1,6) coj. Это необходимо для обе-

спечения холодной прокрутки. Механиче-

ские характеристики ЭСТ близки к линейным (рис. 9.2): со =

" Шо — М

ст

)/р\ где М

— пусковой момент;

р*

— жесткость MX.

Произведение М

ст

со = Я

и определяет мощность ЭСТ. Обла-

сти потребных мощностей Р

п у

для АД с различными значениями

бесфорсажной тяги Р

бф

показаны на рис. 9.3. Области на рис. 9.3, а

соответствуют АД с тягой Р

0ф

< 10 кН и t

< 5 ... 20 с. Такие АД

весьма чувствительны к перегревам лопаток турбины. Сокращая вре-

мя t„ до 5 ... 20 с (увеличивая

.у),

уменьшают время действия по-

вышенной температуры газа. Области потребных значений Р

для

ГТД с Р

ф > 10 кН при 4 > 30 с и ускоренного запуска (/

< 30 с)

показаны на рис. 9.3, б. Для запуска АД ВС, оборудованных СЭС по-

стоянного тока с напряжением U — 27 В, использовались ЭСТ и СТГ

мощностью до 24 кВт. При оборудовании ВС СЭС переменного тока

200 В, 400 Гц и увеличении мощности Р

п у

до 100 кВт и более запуск

АД стал осуществляться воздушным турбостартером (ВТС) — турби-

ной, работающей на сжатом воздухе, подаваемом от наземного источ-

ника, ранее запущенного АД или ВСУ. ВСУ, являющаяся малогаба-

ритным ГТД, запускается ЭСТ.

Функциональная схема запуска силовых установок самолета

Ту-154 приведена на рис. 9.4. Аналогичная СЗ и на самолете Ил-62.

кВт

ГРД jMr

гад //

Рвф,КН

Рис.

9.3. Области потребных мощностей стартера АД разной тяги

16S

Мощность электростартера ГС-12ТО равна 12 кВт (при токе якоря

/ —- 400 А). Управление запуском осуществляется автоматом АПД-30А

коммутация силовых цепей — панелью ПСГ-6 по командам АПД-ЗОА'

ВСУ оборудована генератором ГТ40ПЧ6 для аварийного питания в по-

лете и автономного питания борта на стоянке. ВСУ обеспечивает рас-

ход газа примерно 1 кг/с, который подается к ВТС мощностью более

100 кВт для запуска основных АД.

Турбокомпрессорный стартер (ТКС) представляет собой малогаба-

ритный ГТД мощностью 50 ... 200 кВт, запускаемый ЭСТ мощностью

до 3 кВт, который после выхода на режим раскручивает ротор запус-

каемого АД. Момент от ТКС к валу АД передается через гидро-

муфту. Отличие от ВТС состоит в том, что связь вала ТКС с валом АД

механическая. При запуске ВСУ в воздухе с запускаемыми АД связа-

на газовым трактом питания ВТС. Турбокомпрессорные ПС обеспе-

чивают запуск мощных ГТД с большими моментами инерции ротора

при относительно малых удельных массах (около 0,5 кг/кВт при

Мощ-

ности до 100 кВт и до 0,35 кг/кВт при мощности 120 .. 150 кВт) Не-

достатки систем запуска с ТКС — относительная сложность кон-

струкции, увеличение t

на время запуска самого ТКС (не менее 15 с)

и более сложное обслуживание АД. На выбор типа и параметров ПУ

большое влияние оказывает требуемое чивло запусков. Опытом экс-

плуатации установлено, что на 1 ч ресурса АД для ВС с продолжитель-

ная

АД-3 СВ

Агрегаты запуска АД-3

ПГС-6

АПДЗОА

ПГС-6

АПДЗОА

Агрегаты запуска ГА-6А

ГС-12'ТО

TA-SA

з°°гоов

АД-2

СВ От наземного

источника

Агрегаты запуска АД-2

в систему

+278

кондиционирования •

"*ч воздуха I

АД-1

СВ

/!ДА-№

Агрегаты запуска АД-1

Рис.

9.4. Функциональная схема запуска силовых установок самолета Ту-154

164

ностью полета до 2 ч необходимо производить два-три запуска, от 2

до 4 ч — один запуск, более 4 ч — один запуск на каждые 2 ч ресур-

са АД.

Выбор передаточного числа редуктора. На время t

, когда АД

достигает скорости со

, оказывает влияние передаточное отношение г

редуктора между ПУ и валом ГТД. Оптимальное г'*, при котором вре-

мя t

минимально, находят следующим образом. Полагая, что стати-

ческий момент сопротивления М

на валу ПУ мал, а его MX линейна,

имеем /со = M

(1 — &>/&>„), где / =

/АД

+ /

— момент инер-

ции вращающихся частей, приведенный к валу ПУ; i = со/со

АД

—

передаточное отношение редуктора; со„ — угловая скорость ПУ при

М„,

= 0. Так как

со„ d (со/со,,)

di — _

УИ

1—ш/сй

то время разгона до со

= co

i, если пренебречь /

п у

(принять

-Wt'

f.=_£M^Lin—! .

1—г со

/(о

Значение г*, минимизирующее /

, находят из условия

dtjdi

= 0.

Графическое решение дает i* = 0,73со

/со

. При практических расче-

тах вычисляют или t

при заданном типе ПУ и известных его характе-

ристиках, или по заданному t

требуемые параметры MX ПУ (пусковой

момент М

и жесткость), определяющие его мощность. В обоих слу-

чаях находят связь t

с параметрами ПУ и пусковыми свойствами АД.

Для определения t

решают уравнение динамики вида /со — M

, при-

веденное в §9.1, где M

— результирующий динамический момент,

под действием которого система ускоряется. Составляющие M

(со)

чаще всего нелинейно зависят от со, поэтому аналитическое решение

возможно лишь д#я частных случаев. В общем случае применяются

численные или графоаналитические методы. Для решения используют

графические зависимости М

(со), М

(со) и М

эст

(ю) в пусковом пе-

риоде. По ним строится зависимость M

= / (со) (см. рис. 9.1). Ин-

тервал угловой скорости со

м г

разбивается на участки Асо,-. Чем меньше

Асоj, тем точнее расчет. В середине каждого участка берется значение

dj (ср)- Время запуска на участке At

}

JA(Hj/M

(ср)

. Суммируя

At) по этапам, определяют время каждого этапа запуска. Полное

время 4 = /2 b-to)IM

d] (ср)

, где п = со

мг

/Асоу.

Для определения потребного значения t

задаются характери-

стиками с разными М

. Для каждой характеристики рассчитывают

и строят зависимость t

= f (М

). По заданному t

M г

из графика оп-

ределяют характеристику с требуемым М

. Из опыта разработок ПУ

известно, что для обеспечения приемлемого t

момент М

должен пре-

вышать момент М

при угловой скорости coj в 2 ... 2,5 раза. Общее вре-

165

мя запуска составляет 30 ... 60 с. По известным М

и В рассчитывают

мощность ПУ.

Мощность пусковых устройств. Непрерывная раскрутка ротора

АД с ускорением возможна, если мощность, развиваемая ПУ и тур-

биной, больше мощности, потребной для вращения компрессора. Мощ-

ность, потребная для создания ротору ускорения е = со, равна Р

со (Уе-f Af

). Мощность, развиваемая ЭСТ с MX вида М.'

— Ьы, Р

аст

= (М

— бсо) со. При

со *

= М

/2Ь мощность °ЭСТ

максимальна: Р

эст

= МЦАЬ. Если со*<со

(частоты отключения

cJLl), то Р

эст

находится в диапазоне пусковых частот и является рас-

четной для ПУ. Если со* > со

, за расчетную принимают мощность

развиваемую ПУ при со = со

. Анализ характеристик ЭСТ позволя-

ет на рис. 9.2 нанести точки характерных режимов его работы Точка

А соответствует режиму максимальной мощности Р

= Af

/4 Не-

трудно показать, что в этой точке к. п. д. ЭСТ не может быть более 0 5

Действительно, при о>

= 0,5со

; М

- 0,5УИ

и даже без учета ме-

ханических потерь к. п. д.

П~Р

>Р Ми> сФ!

щ щ

— *п. у / П — —— = со,

U сФ/

со„ ш

т\_ е. численно равен относительной угловой скорости в точке А

(со = 0,5, поэтому ц

< 0,5). Для повышения к. п. д. режим работы

ЭСТ выбирают левее точки А (см. рис. 9.2, точка В). Режим с высоким

к. п. д. реализуется, если угловая скорость СТГ в стартерном режиме

примерно равна угловой скорости СТГ в генераторном режиме. Так

как угловая скорость вала ГТД в рабочем режиме больше скорости

СТГ в генераторном режиме, то i =;

co/co

CTr

> 1. При работе в ре-

жиме стартера угловая скорость СТГ должна быть понижена редукто-

ром. Выполнение этих условий достигается применением редуктора

с разными значениями i в генераторном и стартерном режимах (см.

рис.

9.7). Если СТГ не имеет редуктора с переключением передаточно-

го числа i (режим работы при неизменном передаточном отношении)

и передаточное отношение выбрано для обеспечения генераторного

режима, то использование СТГ в стартерном режиме неэффективно,

так как он_работает при со < 0,5 (см. рис. 9.2, точка С) и, следователь-

но,

т)

= ш

существенно меньше 0,5.

9.3. ЗАКОНЫ УПРАВЛЕНИЯ ПРОЦЕССОМ ЗАПУСКА

Выбор метода управления определяет технико-экономические по-

казатели СЗ (массу, к. п. д., /

). Использование методов, дающих вы-

сокий к.п. д., требует применения более сложной аппаратуры, что уве-

личивает массу и стоимость системы. Это оправдано для систем боль-

шой мощности (15 ... 60 кВт и более). В маломощных СЗ (1 ... 10 кВт)

используют более простые, хотя и менее экономичные способы, напри-

166

мер прямой пуск. Для реали-

зации конкретных методов не-

обходимо обеспечить требуемую

последовательность включения

элементов СЗ (пусковых рези-

сторов, источников питания, па-

раметров цепи возбуждения). Г

В качестве параметров управле-

К1

'—>—'

ния используются ток якоря,

скорость, ЭДС, время. *2

В зависимости от управляю-

щих параметров СЗ классифици- Рис. 9.5. Схема электромеханическо-

руют следующим образом: уп-

го

программного механизма

равление по времени, управле-

ние по угловой скорости, комбинированное управление по времени и

скорости (команда на срабатывание конкретного элемента форми-

руется по сигналу, проходящему первым). Особенностью временного

управления является его принудительный характер. Недостаток та-

ких СЗ — нечувствительность к характеристикам процесса. Так,

если откажет агрегат зажигания, управление будет продолжаться по

заложенной программе. Это может привести к перегреву и выходу

из строя ЭСТ. Для предотвращения аварийного режима вводят огра-

ничения по общему времени работы и разовые команды по скорости.

Положительной особенностью является простота реализации режимов,

в которых турбина не работает (холодная прокрутка, ложный запуск).

При управлении по угловой скорости удается легче согласовы-

вать параметры ПУ с пусковыми характеристиками АД, осуществлять

контроль скорости при повторных запусках при вращающемся ро-

торе.

Наиболее гибким и универсальным является комбинированное

управление по времени и скорости. Управление по скорости обеспечи-

вает высокие энергетические показатели, а наличие автомата времени—

простую реализацию режимов без работы турбины и выдачу дубли-

рующих команд основных этапов запуска (включение и отключение

СЗ,

топлива, ПУ и др.). Основной программой является программа

по угловой скорости, дублирующей — по времени. Временные сигна-

лы формируются программным механизмом с ЭД (рис. 9.5).

Для стабилизации угловой скорости ЭД используется центробеж-

ный регулятор, контакты которого периодически либо разрывают цепь

якоря ЭД, либо включают дополнительное сопротивление. Для умень-

шения выбега по окончании цикла запука осуществляется динамиче-

ское торможение ЭД. На валу редуктора R укреплены кулачковые

профилированные диски ПД, обеспечивающие в соответствующие мо-

менты времени размыкание или замыкание контактов микровыключа-

телей, осуществляющих воздействие на промежуточные реле К, кото-

рые в свою очередь воздействуют на исполнительные элементы. Такой

программный механизм (ПМ) использован в автомате АПД-ЗОА за-

пуска ВСУ самолетов Ту-154 и Ил-62. Увеличение надежности ПМ

167

VV3

Рис.

9.6. Бесконтактное реле времени

достигается заменой контактных

устройств на бесконтактные ре-

ле времени, выполненные, на-

пример, на полупроводниковых

приборах (рис. 9.6).

Мостовая схема, состоящая

из резисторов Rl, R2, R3, R5,

R6, питается стабилизирован-

ным напряжением. В диагональ

моста включен двухкаскадный

релейный усилитель на транзи-

сторах У 77 и VT2. При вклю-

"нении питания в первый момент

транзистор VT1 закрыт. По мере заряда конденсаторов С1 и С2 на-

пряжение на базе VT1 увеличивается, и транзистор VT1 открывается,

открывая транзистор VT2. Через промежуток времени, определяемый

значениями Rl, R4 и С/, подается питание на управляющий элек-

трод тиристора VD3. Релейный режим усилителя на VT1 и VT2 обес-

печивается введением обратной связи на конденсаторе С2. Усилителем

мощности является усилитель на тиристоре VD3. Такие реле времени

использованы в автомате ПДА-154 запуска АД НК-8-2 самолета

у-154. Формирование сигналов по скорости осуществляется специаль-

ной тахосигнальной аппаратурой. Сигналы от тахогенератора подво-

дятся к группе промежуточных реле, осуществляющих необходимые

переключения в соответствии с заданной программой работы.

В большинстве СЗ предусматриваются блокирование, облегчающее

процесс управления и предотвращающее ненормальные режимы рабо-

ты (блокирование кнопки запуска, предотвращение одновременного

запуска нескольких АД, исключение одновременного подключения СЗ

к бортовым и аэродромным источникам и возможности запуска с сере-

дины цикла (из промежуточного состояния ПМ), обеспечение прекраще-

ния запуска в любой момент цикла, предотвращение неправильных

действий экипажа при запуске).

9.4. МЕТОДЫ УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕКТРОСТАРТЕРАМИ

В качестве электрических стартеров (ЭСТ) применяют ДПТ раз-

личной конструкции. Так, для запуска ВСУ ТА-6А используется ЭСТ

ГС-12ТО мощностью 12 кВт. Ввиду достаточной надежности системы

постоянного тока современных ВС ГС-12ТО в последних модификациях

самолета Ту-154 используется лишь как ПУ. Оборудование, обеспечи-

вающее генераторный режим работы, снято с самолета, что уменьшило

массу системы. Для запуска маршевых двигателей ВС, оборудованных

СЭС постоянного тока 27 В, используют СТГ типа ГСР-СТ с дополни-

тельными полюсами, смешанным возбуждением в стартерном режиме

и параллельным в генераторном. Связь вала СТГ с ротором ГТД осу-

168

ществляется через двухскоростной редуктор, установленный в коробке

приводов АД. Иногда используют СТГ с дополнительными полюсами

и компенсационной обмоткой, параллельным возбуждением как в стар-

терном, так и в генераторном режиме со встроенным в ЭД двухскорост-

ным редуктором.

Электрические СЗ отличаются простотой конструкции и управле-

ния, высокой эксплуатационной надежностью и удобством обслужива-

ния. Операции запуска легко автоматизируются. Для лучшего исполь-

зования мощности СТГ в стартерном режиме применяется редуктор,

передаточное отношение которого автоматически изменяется в зави-

симости от направления передачи энергии. Редуктор (рис. 9.7) со-

стоит из храповой муфты 3 и роликовой муфты свободного хода 7,

вмонтированных во втулки зубчатых колес 8 и 4, сцепленных с шестер-

нями 2 ,и 6. При запуске АД, когда вращающий момент передается от

СТГ 5 к валу АД /, храповая муфта находится в зацеплении, а муфта

свободного хода расцеплена. Передаточное отношение определяется

числом зубцов шестерен 4 и 5. В этом случае частота вращения СТГ

больше, чем вала АД. После запуска АД СТГ переходит в генератор-

ный режим и вращающий момент передается от вала АД / к СТГ. В за-

цеплении находится муфта свободного хода, храповая муфта расцеп-

лена. Передаточное отношение определяется числом зубцов шестерен

2 и 8.

Основным недостатком электрических СЗ является значительная

удельная масса стартеров (3 ... 4 кг/кВт), а также необходимость при-

менения на борту мощных аккумуляторных батарей (АБ). Источники

питания электрических СЗ не имеют больших энергетических резер-

вов,

вследствие чего динамический момент M

мал, время t

велико.

Уровень выходной мощности определяется стандартным рядом 3, 6,

12, 18 и 24 кВт. При дальнейшем увеличении мощности чрезмерно уве-

личиваются размеры и масса электрической машины и ухудшаются

энергетические показатели запуска, что не позволяет обеспечить тре-

буемые ускорения при запуске. В зависимости от момента инерции ро-

тора ГТД и его пусковых характеристик время t

электрических СЗ

маломощных АД и ВСУ равно 15 ... 40 с, число повторных запусков

ограничивается тремя—пятью. Вследствие большой удельной массы

такие СЗ применяются для ГТД с тягой

до 30 кН.

Для оптимизации энергетических ха-

рактеристик СЗ, необходимого быстродей-

ствия и ограничения пусковых токов осу-

ществляется управление. Уравнение со =

IU — /

+ /?

)1/СФ показывает,

что управление возможно изменением на-

пряжения U, сопротивления добавочного

резистора 7?

, и магнитного потока Ф. д j

Для сопоставления методов вводят следую-

Рис

9 7

Схема редук-

ЩИе показатели: тора стартера-генератора

169

коэффициент полезного действия \] процесса разгона ЭСТ от на-

чальной угловой скорости ©„ до конечной со

: т] =

1А

где Л

— J («к — <»к)/2 — полезная запасенная кинетическая энергия; J ~

момент инерции вращающихся частей, приведенный к валу стартера;

А} — Уш

(©„ — со

) — энергия, затраченная источником энергии-'

продолжительность разгона t

от со

= 0 до со

;

равномерность потребления тока t

= / (0, характеризующую

рациональность расходования энергии АБ, емкость которых зависит

от i

(t).

Для упрощения анализа пренебрегают реакцией якоря, магнит-

ными и механическими потерями в ЭСТ, электрическими переходными

процессами. Считают, что ЭСТ имеет только инерционную нагрузку.

Для СЗ это допущение оправдано, так как при малых со момент сопро-

тивления компрессора мал, а при больших со он компенсируется мо-

ментом турбины.

Используют следующие методы управления: прямой и реостатный

пуск; ступенчатое и многоступенчатое (в пределе — плавное) увеличе-

ние напряжения; ступенчатое и плавное уменьшение магнитного по-

тока.

При прямом пуске ЭСТ непосредственно подключается к источни-

ку питания (рис. 9.8). Допустим, что магнитная система ЭСТ насыще-

на (Ф =

const).

Энергия, затраченная источником А

= Е

]

dt,

где t

— ток якоря двигателя; Е

— ЭДС аккумулятора. Так как

сг

= сФг'

= /со,

ТО

<а =

^ы/сФ;

- сФ

vMk_

«)'

(9.1)

где

со„ =

/сФ

— угловая скорость холостого хода при потоке Ф.

Коэффициент полезного действия процесса пуска

т]

= А

/А

= (ы

~со

)/2ю

. (9

При со

= 0 т) = со

/2со

. Так как со

< со

, то к. п. д. прямого пуска

всегда меньше 0,5. При этом время разгона от со

до со

' ,

'р

'м1п . 9.3)

со

—

со

v ;

Зависимость i

= f (t) резко меняется в

процессе пуска экспонента, вследствие чего

емкость АБ расходуется нерационально.

Метод реостатного пуска обычно исполь-

зуют на первом этапе запуска для ограни-

Рис.

9.8. Схема прямого чения пускового момента ЭСТ во избежание

пуска

электростартера поломки редуктора при выборе люфтов Так

170

Рис.

9.9. Двухступенчатый пуск электростартера с переключением аккумуля-

торных

батарей

как при выводе уравнения (9.1) не накладывалось ограничений на

характер изменения тока якоря, то оно справедливо и при реостатном

пуске. Поэтому к. п. д. пуска т) = со

/2со

. Время разгона определяет-

ся выражением, аналогичным (9.3) с учетом, что постоянная времени

увеличилась вследствие включения в цепь якоря резистора R

т. е. разгон до со

длится дольше. Зависимость i

— f (t) — экспонен-

та, но начальное значение тока существенно меньше, так как

«а

о =

I(RK

+ R

+ Яд) < Е/(Я

+ R

Метод ступенчатого увеличения напряжения обычно реализуется

переключением аэродромных источников или бортовых АБ с парал-

лельного соединения на последовательное (рис. 9.9, а). Управление

осуществляется по времени или току. Сначала замыкаются контакты

К1.

Через некоторый промежуток времени они размыкаются, а кон-

такты К2 замыкаются. Момент переключения выбирают так, чтобы

пик тока в момент переключения t

при со — co

(рис, 9.9, б) не пре-

вышал тока в момент пуска:

с Ф ео

сФ(со

— o>i)

Ra (2 + р) Яа(1+2р) *

где р =

;

со

= 2Е

/сФ.

Тогда

(й

(1-р)/(2

+ р). (9.4)

Энергия, отдаваемая источником,

С учетом (9.1)

0,5/

со,,

IOJ

-f-

<о„

(со

—

со

171

Полезная запасенная энергия

У©2/2

и и = ^

Если

coi при

которой осуществляется переключение, выбрана'из

ус-

ловия

(9.4),

то

<o»

Общая длительность процесса запуска складывается

из

времени дви-

жения

на

первой

второй ступенях

подсчитывается

по (9 3)

Плавное многоступенчатое увеличение напряжения возможно

при

использовании специального источника энергии, напряжение кото-

рого можно изменять

по

заданному закону. Обычно

процессе запуска

обеспечивают постоянство тока якоря

UJR

= const, где

сУ„

—

напряжение

момент подключения

ЭСТ к

генератору

При

этом

/со

сФсУ

/Я

;

со =

//7

//(

ФГ

где Т

JRJ(cO>)*,

т е.

нарастает

по

линейному закону.

Так как

»а

= (U (0 —с

со Ф)/Я

/Я

= const,

ТО

(t)=U

(l+t/T

т.

е. для

поддержания

= const

необходимо напряжение изменять

по

линейному закону.

Коэффициент полезного действия

„_

К I( Jul , иг \

№ \

Длительность запуска

со

7Усо

Ступенчатое изменение магнитного потока осуществляется отклю-

чением параллельной обмотки возбуждения

ЭСТ при

смешанном воз-

буждении

или

включением резистора последовательно

параллельной

обмоткой.

Это

увеличивает частоту вращения. Плавное уменьшение

магнитного потока осуществляется специальным регулятором автома-

тически изменяющим

ток

возбуждения

ЭС так,

чтобы

= const Это

достигается

тем, что

поток изменяют обратно пропорционально

упо-

вои скорости,

так как при i

= (U —

cwO)/R

= const Е = сшф =

—

const и Ф = Е/ш.

Практически уменьшение потока.

возможно лишь

от

некоторого

начального значения

, как

показано

на

рис.

9.10. На

этапе

/ Ф„ =

—

const, на

этапе

II с

увеличением

со

поток уменьшается,

а ток "по-

стоянен. Энергия, израсходованная

процессе пуска,

/Ш

" -4- '•• г "к-"»

41 2 т|

где

%, т)

— к. п. д.

пуска

на

этапах

/ и //.

172

Рис.

9.10.

Диаграмма

плав-

ного

уменьшения магнитного

потока

Рис.

9.11.

Схема угольного регулятора

тока

Согласно (9.2)т],

со

/2со

. Учитывая,

что U =

сФ„со

сФ

где

со

1 и

со02—-угловые

скорости холостого хода, соответствующие зна-

чениям потока

Ф„ и Ф

получаем

ill

«02

•ф

где

ф =

Ф„/Ф

—

кратность регулирования

. 1 со

Так

как

сФ„со

сФ

(о„,

то со„ =

со

/<р

и т| = ^ —.

На этапе

с Ф

со„

42 = Г-уГ, =

со„/со„

U Г

Тогда

•

—

со„

C0Q2

ш?.

2Л

со

(со

со;

со

'+<Р

Сопоставление методов показывает,

что

наиболее высокими энер-

гетическими показателями характеризуются

СЗ с

плавным измене-

нием напряжения

магнитного потока.

В СЗ с

плавным уменьшением

потока применяют угольный регулятор тока (РУТ), схема которого

показана

на рис. 9.11. В

отличие

от

регулятора напряжения

в РУТ

угольный столб сжимается электромагнитом

(ЭМ). На

сердечнике

ЭМ расположены

три

обмотки: рабочая

(последовательная), вклю-

ченная

цепь якоря; управляющая

подключенная

независимому

источнику питания

(U = const) в

режиме стабилизации тока

или па-

раллельно обмотке якоря

ЭСТ при

стабилизации мощности; обратной

связи

включенная параллельно обмотке возбуждения

ЭСТ (при

жесткой обратной связи

—

непосредственно,

а при

гибкой

—

через

конденсатор).

МДС

обмоток

и W

действуют согласно.

На

якорь

173

Рис.

9.12.

Характеристика угольного регулятора тока-

й-астатическая; б-настройка

положительным статизмом

г?ст^бТГ7эмТ

ПРУЖИНЫ

Fпр

УПРУГ

де

Ф°Р^ЦИ" Угольно-

го столоа

ст

ЭМ

Равновесное состояние возможно, если

Рэ

F>&

Fnp-r-F

(9.6)

™

eHHe

условия

(

)- обусловленное уменьшением МДС обмот-

ки

при уменьшении тока якоря при запуске ЭСТ приводит

пеое

мещеникэ якоря ЭМ

сторону увеличениязазора

меадТякорёми

сердечником, увеличению сопротивления цепи возбуждения умень

шению противоЭДС

и,

следовательно, увеличению

т^а

якоря

Про-

зазоое

Г7/яТ

ЯД

НаСТУ

ЛеНИЯ

НОВОГО

ав

«°весия сил при большем

llfrl

астатическои

настройки необходимо, чтобы

на

рабочем

участке возможных изменений зазора

(б)

= F

(б)

(рис 9 12 а)

При настройке

положительным статизмом характеристики'

К (6)

(б) показаны

на

рис. 9.12,

б.

При этом по мере разгона ток якоря

cZlrZelZZT^

аСТР

ЙКа

РУТ

ос

У^?вл

яется изменений

ZZZI

Резистора

включенного последовательно

управ-

чеТие тока

МО

ко

ПРИ УВеЛИЧеНИИ

растет

стабилизируемой

La-

ные

усяТиТн

КаАД

УЩеСТВеННОе ВЛИЯНИе

отзывают атмосфер-

т, п J Наибольшие трудности возникают при низких темпера-

НаруЖН0Г0 в

°ЗДУ

ха:

Уменьшение вязкости масла увели»

cZZ:™

ПР

ШВЛеНШ комп

ссора, ухудшаются распыл топлива фор-

сунками

условия воспламенения. Кроме того, при уменьшении тем-

пературы уменьшается емкость

АБ

(снижение температуры

на Г

ЕиТапуск

ппи

ИЮ

ШК

СТИ

На 1

5 %)

Для

Мщения надеж¬

Л7и

^Г

НИЗКИХ темпе

ат

УР

* рекомендуется заливать

,5 TZi °*

МаСЛ

°'

подог

евать

АД от

аэродромных подогрев

те-

^^ста^еГА^м^

НИЖе

С 2

- 3

раза запускать только

Гп£™

ДУ

олетами слел

ет х

нить

теплом помеще-

нномS?™

ЬНЫ6

контеине

тепловой изоляцией

электрообо-

гревом обеспечивают

при

температуре окружающей среды

- 40

°С

сохранение исходной температуры электролита

(+5

°С)

течение

При необходимости поддержания ВС

состоянии готовности

вы-

лету

течение длительного времени следует периодически проводить

174

запуск

прогрев АД либо подогрев

помощью аэродромных средств.

Особое внимание следует обращать

на

состояние контактных соеди-

нений силовых цепей

ЭС и

правильность выполнения программы

за-

пуска. ГТД можно запускать только

от

заряженных АБ (на ВС допус-

кается установка АБ, имеющих емкость

не

менее

85 %

номинальной).

При температуре окружающей среды

°С допускается

не

более трех

попыток запуска от АБ,

при температуре —

°С—только одна. При

запуске

от

аэродромных источников или ВСУ число повторных запус-

ков ограничивается тепловым состоянием ЭСТ

аппаратуры управле-

ния.

На

самолете Ту-204 запуск

ЭС

осуществляется

АБ

совместно

бортовыми выпрямительными устройствами, питаемыми

от

наземных

источников переменного тока.

9.5. СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО ЗАЖИГАНИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

Системы зажигания предназначены

для

воспламенения топливо-

воздушной смеси (ТВС)

камерах сгорания ГТД. Включение

СЗ со-

гласуется

работой топливной аппаратуры, ЭСТ

других устройств

СЗ.

Электрические СЗ осуществляют воспламенение ТВС

за

счет энер-

гии, выделяющейся при электрическом разряде.

соответствии

с ви-

дом электрического разряда СЗ делят

на

индуктивные (энергия, полу-

ченная

от

источника, используется для создания индуктивных разря-

дов

на

свече), емкостные (энергия, полученная

от

источника, исполь-

зуется для создания емкостных разрядов

на

свече)

комбинированные

(энергия, полученная

от

источника, используется

для

создания

ин-

дуктивных

емкостных разрядов

межэлектродном промежутке све-

чи).

Кроме того, электрические СЗ делят

на

низковольтные (до

кВ)

и высоковольтные (до 15 кВ). Основными элементами СЗ являются ис-

точник высокого напряжения (агрегат зажигания)

электрические

свечи. Свеча является частью воспламенителя,

состав которого вхо-

дят также пусковая форсунка

электромагнитный клапан.

При запуске

АД

топливо лоступает

пусковой форсунке, кото-

рая распыляет его

газовом потоке. Одновременно (если

не

произво-

дилась предварительная тренировка свечей) начинается электриче-

ский разряд. Возникает пусковой факел пламени,

от

которого вос-

пламеняется топливо, поступающее

в КС

через рабочие форсунки.

Авиационные свечи.

СЗ используются три вида свечей: искровые,

j в

которых выделение энергии, необходимой

для

воспламенения ТВС,

происходит между электродами, разделенными газовым промежутком,

свечи поверхностного разряда —полупроводниковые

эрозионные.

| Искровые свечи зажигания.

Газ,

являясь диэлектриком, электри-

ческий

ток не

проводит.

атмосфере

при

воздействии космического

излучения, рентгеновских или ультрафиолетовых лучей

газе наряду

с нейтральными молекулами

или

атомами появляются частицы,

не-

сущие электрический заряд (свободные электроны

ионы), вследствие

175

Рис.

ча

9.13.

Искровая

све

чего

газ

становится проводящим. Пробивное

напряжение

пр

необходимое

для

пробоя

промежутка между электродами, зависит

от

ряда факторов: длины разрядного промежут-

ка, давления

температуры газа,

котором

происходит пробой. Приближенно считают,

что

при

среднем значении напряженности

при

пробое

кВ/см <У

пр

= 1,36 ± 308d, где d —

расстояние между электродами;

б =

0,386/7/Т

—

относительная плотность воз-

духа (отношение плотности воздуха

при про-

ивзольном давлении

р и

температуре

Т к

плотности воздуха

при р — 10

Па и Т =

293 К). При

работе свечи благодаря иони-

зации

за

счет высоких температур, предшест-

вующих искр

и т. п. при

расстоянии между

электродами свечи

2 ... 3 мм

напряжение,

не-

обходимое

для

пробоя промежутка, равно

10 ... 12 кВ.

Искровая свеча

(рис. 9.13)

состоит

из

керамического изолятора

3 с

центральным

электродом

установленным

корпусе свечи

из

жаропрочной

стали. Центральный электрод изготавливается также

из

специаль-

ной жаропрочной стали

укрепляется

на

резьбе

термоцементе

в изоляторе. Изолятор

из

электропрочной керамики устанавливает-

ся

корпусе

8 на

медную шайбу

9, на

него накладывается шайба

а затем запрессовывается втулка

Кроме того, изолятор

корпусе

армируется стеклогерметиком

Корпус завальцовывается

на

шайбу

Расстояние между электродами свечи составляет

(3 ± 0,2) мм.

Све-

ча обеспечивает нормальное искрообразование

при

температуре

в ис-

кровом промежутке

до 973 К. В

процессе эксплуатации свеча

не

раз-

бирается

расстояние между электродами

не

регулируется.

Свечи поверхностного разряда. Образование разряда

по

поверх-

ности полупроводника нельзя объяснить теорией электрического раз-

ряда

газах.

Это

связано

тем,

что

разряд обус-

j—

_jj

ловлен

основном тепловыми явлениями

полу¬

)

проводнике, протекание которых определяется

„

энергетическими соотношениями.

Для

анализа

разряда используем схему

(рис. 9.14),

вклю-

чающую полупроводник

электроды

разде-

лительное устройство

(разовый разрядник

или

контактное устройство)

предварительно заря-

женный конденсатор

2. В

качестве полупровод-

ника обычно используют керамический материал

на основе двуокиси титана, подвергнутого час-

тичному восстановлению

водороде.

При

замы-

кании разделительного устройства

толще

по-

Рис.

9.14.

разования

Схема

об-

разряда

по поверхности полу

проводника

176

лупроводника возникает

ток.

Вследствие неоднородности структуры

материала

его

проводимость,

следовательно,

плотность тока

на

раз-

личных участках неодинаковы.

результате этого

отрицательного

температурного коэффициента сопротивления наиболее проводящий

участок полупроводника нагревается сильнее,

что

вызывает дальней-

шее увеличение

его

проводимости.

При использовании полупроводника

форме усеченного конуса

ток протекает

основном

по

какому-то участку вблизи

его

верхней

по-

верхности. Максимальная температура

проводящем канале зависит

от энергии, запасенной

конденсаторе

моменту срабатывания раз-

делительного устройства. Если

это

количество энергии достаточно

ве^

лико,

то

проводящий канал

за

малый промежуток времени приобрета-

ет температуру,

при

которой происходит испарение материала полу-

проводника,

и на

границе паров материала

окружающего газа воз-

никает скачок температуры

давления.

результате между электро-

дами образуется область, заполненная сильно ионизированными пара-

ми материала

пониженной электрической прочностью,

которой

при

определенных условиях возникает электрический емкостный разряд.

Энергия, выделяющаяся

канале разряда, обусловлена количеством

энергии, сохранившейся

этому времени

конденсаторе.

Разряд происходит

в две

стадии.

течение первой (подготовитель-

ной) образуется токопроводящий канал

происходит

его

нагрев

до не-

которой критической температуры

кр

, при

которой наступает испаре-

ние материала

ионизация пространства между электродами. Этот

процесс сопровождается разрядом конденсатора

до

некоторого напря-

жения

Часть энергии, запасенная конденсатором

до

замыкания раз-

делительного устройства, тратится

на

нагрев полупроводника

тепло-

отдачу

окружающую среду. Благодаря скоротечности процесса раз-

ряда конденсатора

первом приближении теплоотдачей можно пре-

небречь

считать,

что

(У*

_{/*)

= j

ЙГ

кр

Го

где

кр

— Г

кр

— 7"

; U

—

начальное напряжение

на

конденсаторе;

— ем-

кость накопительного конденсатора;

—

теплоемкость токопроводящего

участка полупроводника;

—

начальная температура полупроводника.

Вторая стадия (емкостный разряд

на

свече) характеризуется раз-

рядом конденсатора через ионизированный канал

газовой среде

поверхности полупроводника. Условие возникновения разряда

—

наличие между электродами некоторого напряжения

которое зна-

чительно меньше напряжения пробоя воздушного промежутка,

т. е.

-(1/1-^)>С

кр

177