Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 83
Текст из файла (страница 83)
Степени понижения давления в турбинах высокого и низкого давления, а следовательно, и отношение их мощностей, являются функцией только суммарной степени повышения давления в двигателе, создаваемой обоими каскадами компрессора. В то же время мощности, потребляемые соответствующими каскадами компрессора, изменяются из-за переменного скольжения.
В процессе приемистости каскад высокого давления опережаег каскад низкого давления, и относительная величина мощности, потребляемой им, возрастает, в то время как отношение мощностей турбин сохраняется. В результате, отстающий ротор низкого давления замедляет раскрутку ротора высокого давления, отбирая часть общей мощности турбины, и наоборот, быстрее раскручивающийся ротор высокого давления ускоряет вращение отстающего ротора низкого давления посредством увеличения мощности его турбины, увеличивая общее и„* всего компрессора. Такое взаимодействие роторов уменьшает рассогласование их 412 частот вращения при приемистости или сбросе газа и сближает их динамические характеристики. При расчете переходных режимов двухвзльных ТРД приходится применять методы совместного интегрирования уравнений движения обоих роторов с учетом их газодинамического взаимодействия.
Общее время приемистости двухвального ТРД оказывается, как правило, несколько меньшим времени приемистости близкого к нему по параметрам рабочего процесса одновального ТРД, без широкого регулируемого компрессора нли других устройств для существенного повышения частоты вращения на режиме малого газа. Это объясняется бблыпими запасами устойчивости компрессора двухвальиого ТРД, более быстрой раскруткой облегченного внутреннего ротора и другими факторами. 13.4.
ЗАПУСК ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В СТАРТОВЫХ УСЛОВИЯ Х Существует минимальная частота вращения ротора и,„, при которой возможна самостоятельная работа газотурбинного двигателя. В гл. 8 показано, что при дросселировании двигателя от п,„температура газов сначала уменьшается, а затем, вследствие ухудшения КПД компрессора и турбины и снижения и,', начинает вновь расти. Минимальная частота вращения может быть определена, например, условием равенства температуры газов перед турбиной максимально допустимой величине Т„* В ТРД с осевым компрессором а,„может составлять 15 ... .„20 % от а,„, т. е.
существенно меньше частоты вращения на режиме малого газа, на котором возможна продолжительная работа двигателя без перегрева при пониженной температуре газа перед турбиной. Следовательно, запуск газотурбинного двигателя требует первоначальной его раскрутки от постороннего источника мощности (пускового устройства или стартера). Процесс запуска газотурбинного двигателя состоит из трех этапов, 1.
Раскрутки ротора пусковым устройством без подачи топлива в двигатель (до некоторой частоты вращения и, .с и,„). 2. Совместной работы пускового устройства и турбины двигателя после подачи топлива в камеры сгорания и его воспламенения. 3. Самостоятельной раскрутки двигателя от частоты вращения, при которой отключается стартер, г~ ) п,„, до режима малого газа — и„„. Характер кривых крутящих моментов в процессе запуска одновального ТРД показан на рис. 13.13.
Крутящий момент и частота вращения стартера на графике приведены к частоте вращения ротора двигателя с учетом передаточного числа редуктора. Величины всех моментов отнесены к моменту турбины на режиме 413 малого газа. На первом этапе г пусковое устройство преодоле'упу вает момент сопротивления ро! Ллуг тора (Мп у ) М„нр).
При частоте вращения и, в камеры сгорания двигателя подается Ю топливо, которое воспламеня- ется специальными пусковыми Дг грпл воспламенителями. Мощность пускового устройства и частоту вращения п„при которой по- 1)2 дается топливо, выбирают так, чтобы выполнялось условие дг и, < и„ (и, — конечная частота 112 вращения при ехолоднойй прокрутке двигателя от пускового устройства), иначе запуск ста- 41 нет невозможным. Обычно и, = = (0,5 ... 0,85) и, После подачи а топлива мощность турбины на- чинает возрастать и при неко- Г 2Г Л" умали торой частоте вращения (на рис. 13.13 при и ) 0,18) на й, л, л „„' валу двигателя появляется по- ложительный избыточный мо'ту луплгел мент турбины ЬМ,.
Однако для ускорения запуска пусковое Рнс. 1з.13. диаграмма крутящих мо- устройство отключают при значительно большей частоте вращения и„ когда избыточный момент турбины достигает заметной величины, сравнимой с моментом стартера в начальный момент запуска. Заштрихованная область на рис.
13.13 соответствует моментам, идущим непосредственно на ускорение вращения ротора двигателя на раз-' ных этапах его запуска. В двухвальных одноконтурных и двух- контурных двигателях с помощью пускового устройства раскручивают один из роторов, как правило, ротор высокого давления. Характерные частоты вращения при запуске имеют у выполненных ТРД и ТРДД примерно следующие значения (по отношению к максимальной частоте вращения): подача топлива йг = 0,08 ... 0,15; отключение пускового устройства пя = 0,25 ...
0,4. Большие значения здесь относятся к двухвальным двигателям, имеющим повышенные частоты вращения ротора высокого давления на режиме малого газа. Характерные частоты вРащения при запуске изменяются в более узких пределах, если их отнести к соответствующим частотам вРащения на режиме малого газа: й( = пг/п„.г = 0,2...0,25; пй =пя1п„„= 0,8...0,8. 414 Рне, 13.14.
Характерное протеквняе крутящего момента пусковых устройств по частоте вращения: — турбосгвргер топлпво-воздушный нлн гвердогоплнвпый; — — — гурбокоыпрессорный стзрзер со свободной скловой еурбнной; — — — воздушный гурбосгзргер; — — — — — — злектрнеескнй севрзер Существует несколько видов пусковых устройств, используемых для раскрутки газотурбинных двигателей. Различают автономные пусковые системы (источник энергии для питания пускового устройства находится на борту самолета) и неавтономные системы, тРебующие подвода энергии от постороннего аэродромного источника. Для запуска малоразмерных двигателей используются электрические старгперы.
Большую мощность при сравнительно низком удельном весе могут иметь турбокомпреесорные стартеры, представляющие собой небольшие ГТД со свободной турбиной, вРащающей через редуктор ротор двигателя. Дополнительное преимущество такого стартера заключается в том, что он может быть соединен с электрогенератором и использован в качестве автономного бортового источника энергии, необходимой, например, для подготовки самолета к вылету. Наименыпий удельный вес при достаточно высоких мощностях имеют воздушные турбостартеры, однако для их работы необходим источник сжатого воздуха (350 ... 450 кПа) на борту самолета или на аэродроме. Для ускоренного автономного запуска могут быть использованы легкие, малогабаритные и мощные топливо-воздушные или твердотопливные турбостартеры, которые работают на жидком горю* чем и сжатом воздухе в качестве окислителя или шашки твердого топлива, включающего компоненты горючего и окислителя.
Характерной особенностью всех рассмотренных типов турбостартеров является практически прямолинейная зависимость крутящего момента от частоты вращения ротора двигателя (рис, 13.14). У топливо-воздушного и твердотопливного турбостартеров момент слабо изменяется по частоте вращения, а у пусковых устройств других типов — заметно уменьшается. В общем случае крутящий момент пускового устройства может быть выражен простой зависимостью: (13.14) М =М вЂ” ап, где М . у — крутящий момент стартера при и = 0; и — частота вращейия ротора двигателя; а — коэффициент, зависящий от типа применяемого пускового устройства.
415 Расчет времени запуска ТРД Рассмотрим расчет процесса запуска на наиболее простом примере одновального одноконтурного ТРД. Предварительно должны быть выбраны в соответствии с изложенными выше рекомендациями частоты вращения ротора на режиме малого газа и .„, в начале подачи топлива и, и при отключении пускового устройства и . Уравнение движения ротора ТРД при запуске по аналогии с (13.1) может быть записано в виде Мяу+ Мт — Мк Мю = (тг(юФ (13 15) где М, — ̄— М == М, — М„)т) — момент сопротивления при холодной прокрутке двигателя (М„„р), или избыточный момент турбины при работающем двигателе (АМ,), для определения которых существуют различные приближенные методы.
Отсюда время раскрутки до частоты вращения пм „равно: "м.г и м — м (13.16) о Это выражение интегрируется последовательно для всех трех этапов запуска. При выбранных частотах вращения в начале подачи топлива (п,) и при отключении пускового устройства (пз) время запуска может быть сокращено при увеличении крутящего момента (мощности) пускового устройства (первый и второй этапы) и увеличении избыточного момента турбины АМ, (третий и отчасти второй этапы). Увеличение ЛМт достигается повышением относительной температуры газа перед турбиной в процессе запуска по сравнению с установившимися режимами при тех же частотах вращения ротора Тг = Тг.
вви)Тт, уст ° На рис. 13.15 показаны результаты расчета раскрутки ротора одновального ТРД в процессе запуска при разных удельных мощностях пускового устройства, определяемых как отношение мощности стартера к максимальной нефорсированной тяге двигателя )ч', 1Ре Основную часть времени запуска составляют первый и второй этапы, в которых ускорение двигателя зависит, главным образом, от крутящего момента пускового устройства. Поэтому главным резервом ускорения запуска является уменьшение времени этих двух этапов.
Как правило, время запуска газотурбинных двигателей не должно превышать одной минуты. Двигатели средних размеров обычно имеют пусковое устройство с удельной мощностью 5 ... ...10 кВт на каждый 1000 даН максимальной тяги (ТРД и ТРДД) или 15 кВт на каждые 1000 кВт взлетной мощности (ТВД). В ряде случаев необходим ускоренный запуск, время которого должно быть меньше 20 ... 30 с. Л/л ваа ймс ас л м хз м вз дз кя гг Рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
