Методы управления программой запуска

Запуск авиадвигателей осуществля­ется автоматически по определенной программе. Управление программой мо­жет производиться в функциях време­ни, скорости вращения авиадвигателя, тока якоря стартера или в функциях этих параметров.

Для управления программой запуска в функции времени используются авто­маты времени. Автомат времени (рис. 115) обычно состоит из электродви­гателя Д параллельного возбуждения или с возбуждением от постоянных магнитов, редуктора Р и пакета кулачковых дисков, закрепленного на валу редуктора. Кулачковые диски осуществляют включение и выклю­чение контактов микровыключателей. Количество дисков и микро — выключателей зависит от программы работы системы запуска.

Для обеспечения постоянной скорости вращения электродвига­теля применяется центробежный контактный регулятор ЦК и ЭМТ — электромагнитная муфта торможения.

Управление программой запуска в функции скорости вращения авиадвигателя осуществляется с помощью тахогенератора и цент-

робежных выключателей. Напряжение тахогенератора, прямо про­порциональное скорости вращения авиадвигателя, подается на реле, которые коммутируют электрические цепи соответствующих агрегатов запуска. Аналогично действуют и системы с примене­нием центробежных выключателей.

Управление программой запуска в функции тока якоря старте­ра использует электромагнитные реле тока и регуляторы тока. Реле тока производят коммутацию электрических цепей схемы уп­равления при достижении определенных значений тока якоря. Регуляторы тока обеспечивают соответствующее изменение тока обмотки возбуждения стартера с целью получения заданного за­кона изменения тока якоря (или для поддержания /=const).

Принцип действия угольного регулятора тока (РУТ) состоит в следующем (рис. 116).

При запуске обмотка возбуждения ЇГВ стартер-генератора СТГ отключается от угольного регулятора напряжения УРН и включа­ется последовательно с угольным столбиком 2 РУТ. В отличие от УРН в РУТ пружина 3 не сжимает, а растягивает угольный стол­бик. При возрастании тока в обмотке W1 электромагнита уголь­ный столб сжимается и величина сопротивления его уменьшается. В момент включения СТГ контакты К накоротко замыкают уголь­ный столб и К обмотке W’b подводится полное напряжение.

В дальнейшем с увеличением скорости вращения контакты К размыкаются, включая угольный столб в цепь обмотки WB (точка п’, рис. 117). Если при этом ток /я якоря СТГ, например, будет уменьшаться, то сопротивление угольного столба возрастает. В ре­зультате уменьшается магнитный поток обмотки И7В> и, следова­тельно, ток якоря снова возрастает до заданного значення /я’.

Обмотка W2 включена на напряжение сети и ее м. д. с. направ­лена согласно с м. д. с. обмотки W1, включенной последовательно

104

с обмоткой якоря СТГ. Обмотка W3 включена параллельно об­мотке WB, а ее м. д. с. направлена встречно с м. д. с. обмотки W1. Обмотка W3 выполняет роль жесткой отрицательной обратной свя­зи, что повышает устойчивость процесса регулирования.

Системы запуска с применением регулятора тока обычно ис­пользуются для раскрутки «тяжелых» авиадвигателей, когда рас­ходуется большое количество электроэнергии.

Все рассмотренные системы запуска осуществляют ускоренную раскрутку ротора авиадвигателя за счет увеличения скорости вра­щения стартера в процессе запуска, которое может быть плавным или ступенчатым. К системе с плавным регулированием скорости вращения стартера в частности относится изложенная выше систе­ма запуска с применением регулятора РУТ.

Системы со ступенчатым изменением параметров могут иметь две, три или четыре ступени запуска. Например, при четырехсту­пенчатом запуске (рис. 118) на первой ступени (этапе) обмотка якоря стартера подключается к источнику тока через ограничи­тельное (пусковое) сопротивление, что обеспечивает безударное (плавное) сцепление муфты стартера с авиадвигателем. На второй ступени это пусковое сопротивление шунтируется, и скорость вра­щения стартера начинает быстро возрастать. На третьей ступени дальнейший рост скорости вращения стартера достигается обычно переключением источников питания с параллельного на последо­вательное соединение. На четвертой ступени осуществляется либо шунтирование последовательной обмотки стартера, либо отключе­ние параллельной обмотки или введение в ее цепь добавочного со­противления.

На рис. 119 представлены графики изменения тока и скорости вращения турбины при трехступенчатом запуске. Из этих графи­ков видно, что на первой ступени запуска потребляемый старте­ром ток мал, так как его электродвигатель подключается к источ­нику питання через ограничительное (пусковое) сопротивление. Во время второй ступени запуска сопротивление шунтируется, ток достигает максимальной величины. Это необходимо для получения
такого момента стартера, который бы превышал суммарный мо­мент статического сопротивления компрессора. Скорость враще­ния турбины на второй ступени запуска резко возрастает.

На третьей ступени запуска в связи с тем, что значительно возрастает вращающий момент турбины, потребляемый электро­двигателем стартера ток уменьшается, а скорость вращения про­должает нарастать.

Следует заметить, что применение систем с плавным или сту­пенчатым изменением параметров элементов в процессе запуска вызвано стремлением рационального использования источников энергии при одновременном сокращении продолжительности за­пуска.

Структурная схема системы запуска авиадвигателя при помощи электрического стартера приведена на рис. 120. Схема должна обеспечивать автоматический запуск на земле, запуск в воздухе и холодную прокрутку двигателя. Здесь операции по запуску отра­батываются в функции времени.

Для приведения схемы в действие необходимо подключить ис­точник питания, включить коммутаторную аппаратуру, аппаратуру защиты и нажать кнопку запуска. Начинает работать аппаратура

Рис. 120. Структур­ная схема системы запуска реактивного двигателя с помощью электрического стар­тера с временным программирующим ус­тройством:

1 — источник питання;

2

—кнопка запуска; 3 — аппаратура управления; 4 — стартер; ‘ 5 — редук­тор; б — муфта свободно­го хода; 7 — авиадвига­тель; 8 — катушка зажи­гания; 9 — пусковой на­сос; 10 — клапан пуско­вой форсунки

управления, которая в определенной последовательности выдает электрические сигналы на включение и переключение стартера, на включение насоса пускового топлива, клапана пусковой форсунки и катушки зажигания. Стартер через редуктор и муфту свободного хода осуществляет раскрутку турбины. Муфта свободного хода обеспечивает изменение передаточного отношения при переходе стартер-генератора в генераторный режим.

После производства запуска аппаратура управления обеспечи­вает последовательное отключение агрегатов запуска.

Типовая структурная схема запуска двигателя с газотурбинным стартером приведена на рис. 121. Здесь раскрутка ротора двигателя производится газотурбинным стартером, представляющим собой небольшой газотурбинный двигатель. Ротор газотурбинного стар­тера при запуске раскручивается электрическим стартером пря­мого действия необходимой мощности. Для того чтобы в процессе запуска турбостартера электростартер не вращал авиадвигатель, служит гидромуфта, сцепляющая турбостартер через редуктор с авиадвигателем только после окончания запуска турбостартера.

Система обеспечивает автоматический запуск на земле, запуск в воздухе, холодную прокрутку авиадвигателя и турбостартера.