ЭЛЕКТРОПРИВОД ЗАПУСКА АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Раздел 8. Электропривод запуска авиационных двигателей (электростартер)
8.1. Авиадвигатели.
Авиационный двигатель предназначен для приведения в движение различных летательных
аппаратов.
На заре авиации в качестве авиационных двигателей использовали поршневые двигатели. В
настоящее время - применяют газотурбинные двигатели (ГТД).
ГТД – тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в
кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя [7].
ГТД более совершенны по сравнению с поршневыми. Они позволяют получить весьма большую
тягу (развить большую скорость) при меньшей массе и значительно меньших размерах. Уже первые
самолеты с ГТД имели скорость около 950 км/ч, в то время как максимальная скорость со
специальными гоночными поршневыми двигателями достигала только около 750 км/ч [5].
По способу создания тяги ГТД можно разделить на турбореактивные (ТРД) и турбовинтовые
двигатели (ТВД).
ТРД – газотурбинный двигатель, в котором энергия топлива преобразуется в кинетическую
энергию струй газов, вытекающих из реактивного сопла [7].
ТВД – газотурбинный двигатель, в котором энергия сгорания топлива преобразуется
механическую мощность на выводном валу, использующуюся в дальнейшем для привода тянущего
воздушного винта [7].
Турбореактивные двигатели применяются на истребителях и бомбардировщиках и турбовинтовые
– в транспортной авиации [8].
Итак, авиадвигатель – это тепловой двигатель. Его основными элементами являются компрессор,
засасывающий атмосферный воздух, повышающий его давление и направляющий его в камеру
сгорания, топливный насос, который впрыскивает через форсунку жидкое топливо, забираемое из
топливного бака, в камеру сгорания и турбина [6].
8.2. Назначение электростартера
Чтобы тепловой двигатель функционировал, необходимо, чтобы топливо подавалось в камеру
сгорания, начиная с того момента времени, когда в ней созданы благоприятные для работы двигателя
условия: определенный расход воздуха и давление.
Чтобы создать эти условия, необходимо раскрутить ротор авиадвигателя от внешнего источника
механической энергии.
В понятие ротор ГТД входит компрессор и турбина.
В качестве внешнего источника механической энергии в этом разделе мы рассматриваем
электропривод. В соответствии со своими функциями этот электропривод называется электростартер.
Назначение электростартера – раскрутить ротор авиадвигателя до скорости, достаточной для
самостоятельного и надежного выхода турбины на режим малого газа.
То есть, запуском авиадвигателя называется процесс его вывода на режим малого газа.
Режимом малого газа называют устойчивый режим работы с минимальной мощностью, с которого
обеспечивается надежный выход на любой рабочий режим за заданное время.
Мы будем рассматривать работу электростартера при запуске авиадвигателя на земле.
При запуске авиадвигателя в воздухе стартер не включается, так как реактивный двигатель
вращается за счет набегающего потока воздуха (авторотация).
Кроме того, применяется холодная прокрутка реактивного двигателя. Она выполняется для того,
чтобы после неудачной попытки запуска удалить топливо из двигателя. Если этого не сделать,
топливо будет гореть на стенках камер сгорания, на лопатках турбины и в выходном канале, вызывая
недопустимое повышение температуры. Во время холодной прокрутки стартер раскручивает
авиадвигатель, заставляя компрессор создавать поток воздуха. Топливо при этом в двигатель не
подается, зажигание не включается.
8.3. Этапы запуска авиадвигателя
Этапы запуска авиадвигателя проиллюстрируем зависимостями моментов, действующих на вал
авиадвигателя и стартера.
Мс – момент сопротивления, включающий в себя
момент компрессора и момент трения. Мс=Мк+Мтр.
Также момент сопротивления может включать
момент, расходуемый на привод вспомогательных
механизмов [3]. Мтр по сравнению с Мк мал (в отличие
от поршневых авиадвигателей [3]) и им можно
пренебречь. Мк изменяется от скорости по
квадратичному закону: Мк=cкn2 = kк 2.
Мт – момент турбины. Движущий момент. Зависит
от скорости практически линейно. Турбина начинает
работать при скорости вращения n1: Мт = cт(n - n1) = kт
( - 1)
Мст
–
момент,
развиваемый
стартером.
Зависимость Мст от скорости вращения представляет
собой механическую характеристику ДПТ.
Мвр = Мт+Мст – суммарный двигательный момент,
развиваемый стартером и турбиной. Действует
Рис. 1.
Моменты, действующиы на вал
против момента сопротивления.
авиадвигателя (или стартера).
Мт=Мт–Мс – момент, который приходится
преодолевать стартеру (момент сопротивления
двигателя).
Запуск газотурбинного реактивного авиадвигателя выполняется автоматически, в соответствие с
программой запуска и разделяется на следующие этапы:
1) За счет электростартера ротор ГТД разгоняется до скорости вращения n1, называемой пусковой
скоростью вращения. При пусковой скорости в камере сгорания создается расход воздуха и давление,
достаточные для надежного воспламенения топлива и вступления в работу турбины. При скорости n1
включается система зажигания и пусковая топливная система. Происходит воспламенение топливновоздушной смеси, в очаг пламени впрыскивается рабочее топливо и начинает работать турбина, т.е.
развивать вращающий момент.
Уравнение движения: Мст – Мк = Мст - kк 2 = Jd/dt
где J – момент инерции всех вращающихся частей, приведенный к валу якоря стартера:
J = Jад + Jст,
где Jад – момент инерции роторов и воздушного винта авиадвигателя; Jст – момент инерции стартера.
Пусковая скорость вращения составляет для двигателей с центробежным компрессором 800-1200
об/мин, с осевым – 300 об/мин (в [1] – от 30 до 140 рад/сек, в [11] 10-130 рад/сек).
Продолжительность разгона турбины до пусковой скорости n1 составляет 10- 40 сек.
2) Стартер и турбина совместно раскручивают ротор ГТД до скорости n2, называемой скоростью
сопровождения. Скорость n2 характерна тем, что при ней турбина самостоятельно развивает
мощность, достаточную для дальнейшего разгона авиадвигателя с заданным ускорением без участия
стартера. Поэтому при этой скорости стартер отключается.
Между скоростями n1 и n2, имеется скорость n0, при которой турбина развивает момент, равный
моменту сопротивления компрессора. Однако при этой скорости отключать стартер нельзя,
поскольку эта точка является точкой неустойчивого равновесия. Малейшее отклонение скорости от
этой величины может привести к остановке двигателя. Кроме того, разгон авиадвигателя от одной
турбины получается слишком медленным и сопровождается недопустимым повышением
температуры газов. Поэтому стартер должен отключаться при скорости, при которой турбина
создает избыточный момент, за счет которого авиадвигатель гарантированно, быстро и надежно
выходит на режим малого газа.
Cтартер отключается, когда скорость достигнет приблизительно 0,7n0 (n0-скорость холостого хода
электродвигателя) [1].
Уравнение движения: Мст+Мт – Мк = Мст + kт ( - 1) – kк 2 = Jd/dt
Скорость сопровождения для двигателей с центробежным компрессором – 2000 об/мин, с осевым
компрессором – 800 об/мин.
(В [1] – от 80 до 500 рад/с, в [3] – 1000 – 2500 об/мин; в [11] – 30-150 рад/сек).
Для сравнения при запуске поршневого авиадвигателя его коленчатому валу необходимо было
сообщить значительно меньшую скорость вращения: 50-60 об/мин [3].
Скорость n2 обычно составляет 30-40% от рабочей скорости [2].
Полный цикл работы стартера – от 30 до 120 сек [1,11]. (Этап 2 – 10-20 сек [3]).
3) Самостоятельный выход авиадвигателя на режим малого газа (скорость nмг). Происходит
самовращение ротора запускаемого ГТД, а его турбина развивает момент, достаточный для
собственного вращения и преодоления всех моментов сопротивлений.
Уравнение движения:
Мт – Мк = kт ( - 1) - kк 2 = Jd/dt,
8.4. Параметры авиадвигателей и электростартеров
Характеристики реактивных авиадвигателей отличаются большим разнообразием параметров,
существенных для запуска:
Момент инерции вращающихся частей авиадвигателя Jд=3-40 кг*м2 [1,11].
Максимальный момент сопротивления Мс.макс = 30-350 Н*м [1]; 30-150 Нм [11].
Приближенно максимальный момент сопротивления авиадвигателя определяется по формуле
Мс.макс = (0.01 – 0.015)Jд2 [1]
При этих условиях номинальная мощность стартеров составляет от 3 до 30 кВт [1]. А стартергенераторов – от 3 до 150 кВт [1].
8.5. Требования к ЭП
1) Создание необходимого момента для преодоления статического и динамического момента
сопротивления;
2) Обеспечение вывода авиадвигателя на заданный режим за достаточно короткое время. С одной
стороны это время определяет тактические возможности самолетов, с другой не может быть больше
некоторого предельного значения, чтобы не допустить перегрева газов в камере сгорания и снижения
прочности и ресурса лопаток турбины вследствие повышения температуры (здесь критичным
является время разгона авиадвигателя от n1 до n2, то есть время, когда одновременно работают
стартер и турбина).
При прочих равных условиях для повышения скорости запуска авиадвигателя в два раза,
мощность электростартера надо увеличить в четыре раза [4].
3) Экономичное и рациональное расходование электрической энергии. Это требование
обуславливается ограниченной мощностью источника электрической энергии, в качестве которых
для стартеров могут использоваться
аккумуляторные батареи, бортовые или аэродромные
генераторные установки.
8.6. Типы двигателей для электростартеров
В качестве стартеров используют двигатели постоянного тока параллельного (стартеры типа СТГ
[4]), последовательного или смешанного возбуждения (посл.+парал) [1]. Применение смешанного
возбуждения вызвано стремлением увеличить момент на валу на первом этапе запуска [2].
Заметим, что по одному из классификационных признаков, рассмотренных нами ранее, режим
работы стартеров кратковременный.
8.7. Отключение стартера
В период запуска вал электростартера через редуктор соединяется с валом ГТД. Когда ГТД
начинает работать самостоятельно, необходимо ГТД и стартер рассоединить, так как их связь
приводила бы к износу стартера. Поэтому в промежутках между запусками механическая связь
стартера и ГТД отсутствует. Задачу соединения и рассоединения стартера и ГТД выполняет или
центробежная храповая муфта или роликовая обгонная муфта [1].
Принцип их действия основан на том, что пока ведущая часть муфты вращается быстрее, чем
ведомая, она контактирует с ней и увлекает ее за собой. Когда ведомая часть начинает вращаться
быстрее, механический контакт между частями муфты прекращается, и момент от ведомой части к
ведущей не передается.
8.8. Критерии качества работы стартера:
1) КПД пуска. КПД=Ак/Аэ,
где Ак – полезная энергия, равная запасенной кинетической энергии системы, Ак=0.5J22,
где 2 – угловая скорость стартера при его отключении.
Аэ – электроэнергия, потребленная стартером при запуске
tп

Aэ  uiя dt
0
2) Время пуска tп.
3) Равномерность потребления тока. При автономном запуске реактивных двигателей от бортовых
аккумуляторных батарей расход их емкости повышается с увеличением неравномерности
потребляемого электростартером тока.
8.9. Управление электростартером
Цель:
- сокращение времени запуска;
- снижение расхода электроэнергии и уменьшение потерь в цепях электростартеров.
Сущность управления:
- изменение напряжения на якоре и потока возбуждения стартера.
Управление производится по заранее заданной программе:
- в зависимости от времени;
- в функции параметров, определяющих ход процесса запуска;
- комбинированный способ.
Комбинированный способ управления является более предпочтительным, так как позволяет
избежать более длительного, чем это необходимо, включения того или иного агрегата. На отдельные
операции запуска отводится определенное время. Если в ходе запуска операция окажется
выполненной за меньшее время, соответствующий агрегат отключается по сигналу датчика. Если
этого не произошло, агрегат отключается по сигналу автомата времени пуска. Это особенно
существенно по отношению к агрегатам, имеющим ограниченный ресурс (турбостартеры) или запас
энергии или емкости (аккумуляторные батареи).
8.9.1. Пуск электростартера
В начальном положении при запуске ГТД между ведущей и ведомой частями муфт может быть
довольно большой свободный ход (люфт): ведущая часть до момента сцепления с ведомой частью
поворачивается на некоторый угол. Это может привести к сильному удару частей муфт и их поломке.
Чтобы этого избежать в цепь питания в первые секунды запуска включают пусковые резисторы Rп.
Момент и скорость вращения стартеров ограничиваются, и осуществляется плавное, без резких
ударов, сцепление муфт. После того, как сцепление осуществилось, пусковые резисторы шунтируют,
в результате чего стартеры оказываются включенными на полное напряжение [1].
8.9.2. Способы управления стартерами при запуске ГТД:
1) Прямой пуск – включение стартера на постоянное напряжение при постоянном потоке.
Рис. 2. Потребляемый электростартером ток
Особенности:
- наиболее простой способ запуска;
- большая неравномерность потребления тока (рис. 2);
- низкий КПД. КПД = 0,35 [1];
- время запуска 1.2Тм [1].
2) Ступенчатое уменьшение потока возбуждения стартера. Напряжение на якоре стартера в
течение всего запуска постоянно и равно номинальному.
На первом этапе стартер работает при
максимальном магнитном потоке Ф1. При скорости
n1 поток уменьшается до уровня Ф2. Как вы знаете,
в ДПТ при изменении потока скорость меняется
неоднозначно. Все зависит от положения рабочей
точки на механической характеристике. В данном
случае, скорость n1 должна быть достаточно близка
к угловой скорости идеального холостого хода при
потоке Ф1. В этом случае уменьшение потока
приведет
к
увеличению
скорости.
Этим
обеспечивается
надежное
сопровождение
авиадвигателя до конца запуска.
Рис. 3. Потребляемый электростартером ток,
поток возбуждения и скорость вращения
стартера
Изменение тока при этом способе управления для АБ благоприятнее, чем при прямом пуске.
Основной бросок тока (пусковой ток) на первом этапе быстро затухает. Второй бросок тока
значительно меньше первого. Ступенчатое уменьшение Фв имеет преимущество перед прямым
пуском по энергетическим показателям и по времени запуска. КПД = 0,467 [1]. Время запуска 1,1Тм
[1].
Изменение уровня магнитного потока может быть достигнуто за счет шунтирования части
последовательной обмотки возбуждения или отключения параллельной обмотки возбуждения [1].
3) Плавное уменьшение потока возбуждения стартера при постоянном напряжении питании.
На первом этапе запуска поток сохраняет неизменное
значение, пока частота вращения не достигнет значения n1. На
n
втором этапе с ростом частоты вращения поток возбуждения
уменьшают. Закон изменения потока выбирается таким образом,
n1
чтобы при нарастании угловой скорости обеспечивалось бы
ia
постоянство противоЭДС машины: Е=с0Фn. Ток якоря в процессе
регулирования остается также постоянным: I=(Uном-E)/R.
Отклонение тока якоря от заданного значения воздействует на
Рис. 4. Потребляемый стартером цепь обмотки возбуждения и ток возбуждения изменяется таким
ток,
поток
возбуждения
и образом, чтобы ток якоря снова вернулся к требуемому уровню.
скорость вращения стартера
Плавные изменения магнитного потока в процессе запуска осуществляется с помощью угольного
регулятора тока типа типа РУТ. В отличие от угольного регулятора напряжения (УРН), в РУТ
электромагнитные усилия не растягивают, а сжимают угольный столб [4].
КПД = 0,56.
При кратности изменения магнитного потока Ф1/Ф2=2.5 КПД=0.603, время запуска 1.17Тм [1].
Способ управления электростартером с плавным изменением магнитного потока сложнее других
способов, так как требует наличия регулятора тока, а стартер должен быть сконструирован так, чтобы
обеспечить нужные пределы изменения магнитного потока [1].
Этот способ дает самый высокий КПД процесса запуска, почти вдвое превышающий КПД
процесса прямого запуска, и равномерное потребление тока [1].
4) Ступенчатое повышение напряжения на якоре стартера.
Уровень повышения напряжения на каждой ступени и
моменты времени изменения напряжения выбираются таким
образом, чтобы обеспечить равенство бросков токов Iмакс при
переключениях на всех ступенях и равенство минимальных
токов Iмин в конце каждой ступени. В качестве примера
такого способа управления стартера можно привести
пятиступенчатое повышение напряжение до 60В.
Рис. 5. Потребляемый стартером ток,
напряжение и частота вращения
стартера
Пример двухступенчатого повышения напряжения [1].
В качестве источника питания электростартера используются две аккумуляторные батареи. На
первом этапе запуска они соединены параллельно. Когда скорость вращения достигнет значения n1,
батареи переключаются с параллельного соединения на последовательное, что увеличивает
напряжение питания электростартера вдвое (при схеме запуска 24/48 с 24В до 48В [4]). Возникает
новый бросок тока, возрастает ускорение стартера, скорость продолжает нарастать.
Для двухступенчатого изменения напряжения питания:
- КПД запуска 0,425 [1];
- время запуска 1,55Тм [1].
5) Плавное повышение напряжения на якоре стартера.
Закон изменения напряжения выбирается таким
образом, чтобы ток якоря стартера оставался
постоянным. КПД = 0,7.
Заданный уровень тока якоря выбирается исходя
из допустимых потерь за время разгона и
ограничений, накладываемых на узлы системы по
условиям
работы
(допустимые
ускорения,
допустимый ток якоря по условиям коммутации,
Рис. 6. Потребляемый стартером ток, поток
допустимое значение напряжения на якоре стартера
возбуждения и скорость вращения стартера
и т.д.)
Прямой пуск стартера имеет наихудшие показатели качества и в настоящее время практически не
используется. Наиболее высокие показатели получаются в системах с плавным повышением
напряжения источника и с автоматической регулировкой тока стартера.
В реальных системах часто используют комбинации различных способов управления
электростартерами [1].
8.10. Типы электростартеров
Электростартеры разделяются на электростартеры прямого действия, стартер-генераторы и
электростартеры косвенного действия.
1) Стартеры прямого действия (например, СТ-2, СТ-2-48, СТ-2-48В, СТ-3ПТ и др.) представляют
собой четырехполюсные электродвигатели смешанного возбуждения мощностью от 3 до 7 кВт [4].
2) Стартер-генераторы. Стартер-генератор работает во время запуска реактивного двигателя как
стартер (в двигательном режиме), а когда реактивный двигатель запустится, переводится в
генераторный режим и, получая механическую энергию от ГТД, работает как источник
электроэнергии на борту самолета.
Стартер-генераторы используются на самолетах, где первичным является постоянный ток и
мощность генераторов достаточна для их использования в качестве стартера [2].
Пример стартер-генератора: ГСР-СТ-12/40 – генератор самолетный с раcширенным диапазоном
частот вращения, работающий в качестве стартер-генератора мощностью 12 кВт в генераторном
режиме и 40 кВт в стартерном режиме (используется на МиГ-29, правда, только в генераторном
режиме) [9] .
При применении стартер-генератора достигается значительная экономия в весе, по сравнению со
случаем отдельного применения на борту стартера и генератора.
Рис. 7. Структурная схема запуска с использованием стартер-генератора
Назначение элементов схемы.
Редуктор уменьшает скорость вращения вала авиадвигателя по отношению к скорости вращения
вала стартера. Поскольку передаваемая мощность с учетом потерь в редукторе уменьшается
незначительно, происходит увеличение момента, что необходимо для начального трогания
авиадвигателя. Передаточное отношение редуктора – около 3.
ЦХМ - центробежная храповая муфта.
ОМ – обгонная муфта.
Назначение муфт – передача момента только в одном направлении.
Назначение обгонной муфты состоит в передаче момента от авиадвигателя к стартеру. В режиме
стартера муфта находится в расцепленном состоянии, а в режиме генератора – в сцепленном.
Назначение ЦХП состоит в передаче момента от стартера к авиадвигателю. В режиме стартера
муфта находится в сцепленном состоянии, а в режиме генератора – в расцепленном [1].
В двигательном режиме энергия передается от стартера через редуктор при сцепленной
центробежной храповой муфте. Обгонная муфта находится в расцепленном состоянии. Передаточное
отношение 3.
В генераторном режиме энергия передается от авиадвигателя к генератору при расцепленной
ЦХМ и сцепленной обгонной муфте. Передаточное отношение 1 [1].
Направление вращения валов стартера и авиадвигателя в обоих режимах одинаково.
Противоположно направление передачи энергии.
Выбор различных передаточных отношений в стартерном и генераторном режимах
обуславливается стремлением получить приблизительно одинаковые максимальные скорости
вращения вала стартер-генератора в обоих режимах: в режиме стартера, в котором авиадвигатель
вращается медленно, и в режиме генератора, когда авиадвигатель вращается с большой скоростью.
При выполнении этого условия удается наилучшим образом использовать стартер-генератор как
электрическую машину [1].
Стартер-генераторы, выпускаемые ОАО «Энергомашиностроительный завод» «Лепсе» [11]
ГС-12ТОК
СТГ-6м
Стартерный режим
Стартерный режим
Напряжение питания от 20 до 30В
Нагрузочный момент 6 кгс*м
Средний потребляемый ток 600 А
напряжение питания 30 В
Частота вращения вала в момент отключения,
Потребляемый ток 300 А
не более – 3000 об/мин
Генераторный режим
Генераторный режим
Выходное напряжение 28,5 В
Выходное напряжение от 26,5 до 30В
Ток нагрузки 200А
Ток нагрузки 400 А
Мощность 6кВт
Мощность при U=30В – 12 кВт
Частота вращения 4500-8500 об/мин
Диапазон изменения частоты вращения от
Режим работы – продолжительный
5680 до 7000 об/мин
принудительным продувом
Режим работы – продолжительный с
Габариты 190х415 мм
принудительным продувом
Масса 27,5 кг
Габариты 200х355 мм
Масса 31 кг
с
3) Стартеры косвенного действия обеспечивают запуск турбостартера, который в свою очередь
обеспечивает раскрутку ротора авиадвигателя, Наибольшее распространение получили
электростартеры типа СА (например, СА-189Б), представляющие собой двухполюсные
электродвигатели постоянного тока, последовательного возбуждения, мощностью 1000—1500 Вт [4].
8.11. Сравнение различных способов запуска
Основными способами запуска газотурбинного авиационного двигателя являются:
1) Электрический запуск. Осуществляется стартерами прямого действия или стартер-генераторами
[1] - ГС, ГСР-СТ, СТГ. В качестве источника энергии используются бортовые аккумуляторные
батареи или бортовая турбогенераторная установка (автономный запуск), а также аэродромные
источники в виде аккумуляторных тележек или автомобильных передвижных агрегатов [1].
2) Турбостартерный запуск. Осуществляется сравнительно небольшим газотурбинным пусковым
двигателем (турбостартером), установленным на авиадвигателе и имеющим с ним непосредственную
кинематическую связь [2], который, в свою очередь, запускается электростартером [1]. Применяется
на МиГ-29 – ГТДЭ [9].
Основным источником энергии является топливо, поступающее в турбостартер. Для питания
электростартера используется энергия аккумуляторной батареи или другого источника [1].
Достигается высокая мощность при малом расходе энергии.
Особенностью турбостартеров является то, что они могут развить номинальную мощность только
при достаточно высокой скорости вращения компрессора и турбины, разгон которой должен
совершаться без нагрузки [1].
3) Пневматический запуск. Для запуска используется небольшая воздушная турбина или сжатый
воздух подается к лопаткам турбины авиадвигателя. Источником энергии являются баллоны со
сжатым воздухом или компрессорная установка. Сжатый воздух подается либо от аэродромного
источника, либо от бортового турбокомпрессора [1].
Пневмостартер состоит из пневматического двигателя, установленного на авиадвигателе для его
запуска, и специального газотурбинного двигателя, подающего сжатый воздух на пневматический
двигатель [2].
Этот способ менее распространен по сравнению с первыми двумя [1]
Преимущества электрического запуска определяются общими достоинствами электрического
привода: простота управления, легкость автоматизации, надежность, быстрота пуска. Важно и то, что
электрический запуск не требует специальных источников питания; для него используются
существующие источники, необходимые в качестве резерва или работы самолетных систем в
аварийных режимах или на стоянке. К этим источникам относятся аккумуляторные батареи и
вспомогательные силовые установки [2].
Недостатком электростартеров является увеличение их массы с ростом мощности. Применение
стартер-генераторов позволяет снизить массу, приходящуюся на стартерную часть системы запуска,
так как в качестве стартера используется генератор, необходимый для электроснабжения [2].
Электростартер применяется, если требуется малая пусковая мощность: на поршневых самолетах;
на легких реактивных самолетах; для запуска газотурбинных двигателей турбостартеров и
пневмостартеров [2].
Турбостартеры и пневмостартеры.
Достоинства:
1) Высокая надежность запуска: пусковой двигатель может длительно подкручивать вал
авиадвигателя [3].
2) Обеспечивается многократность запуска, т.к. для питания собственно электростартера
пускового двигателя требуется небольшой ток аккумуляторной батареи, а запас топлива неограничен
[3].
Преимущество пневмостартера перед турбостартером заключается в том, что один газотурбинный
двигатель является источником энергии для нескольких авиадвигателей, которые запускаются
поочередно. Возможен и такой вариант, при котором специальный газотурбинный двигатель
запускает один авиадвигатель; воздух для запуска остальных отбирается от работающего
авиадвигателя. При таком запуске энергия может быть подана и от наземного источника. Все это
позволяет снизить массу и расход топлива по сравнению с турбостартерным запуском [2].
Недостатки:
1) Увеличенное время запуска: сначала необходимо при помощи электростартера запустить
турбостартер или газотурбинный двигатель, а затем уже авиадвигатель.
2) Сложность устройства [3].
Газотурбинные двигатели применяются на самолетах, на которых первичным источником
электроэнергии являются генераторы переменного тока или бесконтактные генераторы постоянного
тока (поскольку эти машины нельзя использовать в качестве стартера?), а также для запуска мощных
авиадвигателей при невозможности их питания от аккумуляторных батарей (так как аккумуляторные
батареи должны иметь большую массу). Впервые в мире такие стартеры были применены на
самолете Ту-104. Турбостартерный запуск целесообразен на многомоторных (3 и более мотора)
самолетах независимо от типа первичных источников электроэнергии, при пусковых мощностях
выше 22-30 кВт [2].
Для запуска поршневых авиационных двигателей использовались электроинерционные стартеры.
Стартер в течение 10-20 секунд раскручивает специальный маховик, обладающий большим
моментом инерции, сообщая ему запас кинетической энергии, достаточный для запуска
авиадвигателя. После сцепления маховика с коленчатым валом маховик отдает запасенную в нем
энергию примерно в течение 3-4 секунд. Таким образом, мощность, отдаваемая при торможении
маховика, в несколько раз больше мощности, потребленной при его раскрутке [3].
8.12. Электростартеры переменного тока [1].
В качестве стартеров переменного тока принципиально могут использоваться асинхронные
электростартеры и синхронные стартер-генераторы.
8.12.1.Асинхронные электростартеры
Асинхронные двигатели при использовании их в качестве электростартеров обладают
следующими недостатками:
1) Кратность пусковых моментов по отношению к номинальным у АД значительно ниже, чем у
стартеров постоянного тока [1].
2) При пуске асинхронных стартеров возникают большие реактивные токи, превышающие
номинальный ток в 3-5 раз [1].
Большие пусковые токи приводят снижению напряжения в момент запуска и заставляет выбирать
номинальную мощность генератора, питающего стартер, значительно превышающую номинальную
мощность стартера. Если допустить, чтобы напряжение снижалось не более чем на 10% против
номинального, то отношение номинальных мощностей генератора и стартера должно быть не меньше
6,5. Если допустить значительное снижение напряжения во время запуска, то отношение мощностей
можно уменьшить до 2,5. Все это влечет за собой увеличение массы генераторов и аппаратуры
управления и является основным препятствием к использованию АД в качестве стартеров в военной
авиации, где запуск должен быть автономным [1].
3) Невозможность использования АД в качестве стартер-генератора [1].
8.12.2. Синхронные стартер-генераторы
Запуск авиадвигателя от синхронного стартер-генератора может выполняться, например, по
следующей схеме.
Во время подготовки к запуску авиадвигателя запускается бортовой турбогенератор, состоящий из
газовой турбины и генератора переменного тока, питающий стартер-генератор СТГ. При запуске
турбогенератора происходит асинхронный разгон вхолостую невозбужденного СТГ, имеющего
короткозамкнутую демпферную обмотку. На валу СТГ установлен дифференциально-тормозной
привод, состоящий из дифференциального редуктора и электродинамического тормоза.
Авиадвигатель на первом этапе неподвижен, а скорость вращения тормоза увеличивается
одновременно с увеличением скорости СТГ.
Когда скорость СТГ достигнет значения, близкого к синхронному, производится синхронизация
турбогенератора и СТГ, которые образуют друг с другом синхронный электрический вал. Эти две
машины вращаются со строго одинаковыми скоростями, а механическая нагрузка на валу СТГ
вызывает их расхождение по углу, которое можно сравнить с деформацией кручения обычного вала.
Передача крутящего момента на вал авиадвигателя достигается возбуждением тормоза. Скорость
тормоза падает, а скорость авиадвигателя постепенно нарастает. Скорость СТГ сохраняет неизменное
значение.
Недостатком способа управления запуском при постоянной частоте являются большие потери в
тормозе. Потери могут быть снижены, если использовать синхронный вал при переменной скорости
вращения. Для этого перед запуском авиадвигателя устанавливают пониженную скорость вращения
турбогенератора. В результате этого тормоз и СТГ разгоняются до меньшей скорости.
Синхронизация и формирование синхронного вала происходят при пониженной частоте. Как
показали исследования, синхронный вал способен передавать почти полный крутящий момент уже
при скорости, составляющей около 25% от номинальной. Так же, как и в предыдущем случае,
процесс разгона авиадвигателя начинается возбуждением тормоза.
Третий этап запуска протекает также, но скорость, которую имеет турбина авиадвигателя к концу
третьего этапа, недостаточна для его запуска. Необходимое повышение скорости осуществляется
путем увеличения скорости вращения турбогенератора. на последнем этапе запуска скорости СТГ и
авиадвигателя повышаются, а скорость тормоза остается неизменной. Благодаря тому, что скорости
вращения тормоза значительно ниже, чем при постоянной скорости синхронного вала, потери в
тормозе и его нагрев снижаются, а КПД процесса запуска увеличивается.
В генераторном режиме управление скоростью вращения СТГ также производится путем
изменения тока возбуждения тормоза, что дает возможность получить постоянство скорости
вращения СТГ при изменениях скорости вращения авиадвигателя и изменениях нагрузки СТГ
Литература.
1. Б.А.Ставровский, В.И.Панов. Автоматизированный электропривод летательных аппаратов.
Киев. 1974. 392с.
2. Д.Н.Сапиро. Электрооборудование самолетов. М., «Машиностроение», 1977, 304с.
3. Д.Э.Брускин. Электрооборудование самолетов. М.Л., «Государственное энергетическое
издание», 1956, 336с.
4. http://www.airwar.ru/breo/sz.html
5. Г.С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.:
машиностроение, 1981, 550с.
6. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет/
В.И.Локай, М.К.Максутова, В.А.Стрункин. – М.: Машиностроение, 1991, 512с.
7. Боргест Н.М., Данилин А.И., Комаров В.А. Краткий словарь авиационных терминов/ Под
ред.В.А.Комарова. – М.: Изд-во МАИ, 1992, 224с.
8. http://www.krugosvet.ru/articles/11/1001160/1001160a4.htm#1001160-L-107
9.http://referat.niv.ru/referat/referat.pl?&24/240-1286/index/index7.html
10. http://cnit.ssau.ru/virt_lab/shassi/index.htm
11. Проект Тарасова