Агрегаты авиационные для запуска двигателей

Система запуска авиационных двигателей и ВСУ

Автор работы: Пользователь скрыл имя, 13 Июня 2014 в 07:20, курсовая работа

Краткое описание

Запуск двигателя представляет собой процесс перевода его из нерабочего состояния на режим малого газа. Продолжительность запуска составляет 30—120 сек. Для снижения продолжительности необходимо располагать достаточно мощными пусковыми устройствами, а это усложняет конструкцию и увеличивает вес силовой установки.
Запуск двигателя включает раскрутку ротора двигателя, подачу топлива в камеру сгорания, воспламенение его и вывод двигателя на режим малого газа. Для запуска нужны пусковое устройство — стартер, источники энергии для питания стартера, пусковые топливные магистрали, агрегаты зажигания и управления. Комплекс этих устройств и агрегатов называется системой запуска.

Содержание

Введение………………………………………………………………….………..3
Глава 1 Система запуска двигателя и вспомогательной силовой установки.
Система запуска двигателя……. …………. ……………………..…..6
Агрегаты системы запуска и их размещение…………………. …….10
Система запуска вспомогательной силовой установкой
Электрические схемы запуска авиационных двигателей и ВСУ
Расчеты
Регламент технического обслуживания
Заключение
Список используемой литературы

Вложенные файлы: 1 файл

Документ Microsoft Word (2) (Восстановлен).docx

Глава 1 Система запуска двигателя и вспомогательной силовой установки.

Система запуска двигателя……. …………. …………………… ..…..6
Агрегаты системы запуска и их размещение…………………. …….10
Система запуска вспомогательной силовой установкой
Электрические схемы запуска авиационных двигателей и ВСУ

Регламент технического обслуживания

Список используемой литературы

Система запуска авиационного двигателя и ВСУ, как следует из названия, предназначена для запуска двигателя самолёта и вспомогательной силовой установки. Система обеспечивает вращение двигателя со скоростью, при которой происходит его запуск.

На современных самолётах наибольшее распространение получила стартерная система запуска. Система запуска двигателя входит в состав электрооборудования самолёта. Питание системы осуществляется постоянным током от аэродромного источника питания и от бортовой сети.

Запуск двигателя включает раскрутку ротора двигателя, подачу топлива в камеру сгорания, воспламенение его и вывод двигателя на режим малого газа. Для запуска нужны пусковое устройство — стартер, источники энергии для питания стартера, пусковые топливные магистрали, агрегаты зажигания и управления. Комплекс этих устройств и агрегатов называется системой запуска.

К системам запуска предъявляются следующие основные требования:

Двигатель должен надежно запускаться на земле и в полете без дополнительной регулировки перед запуском элементов автоматики и топливо регулирующей аппаратуры. Необходимо исключить возможность возникновения очагов пламени, могущих вызвать пожар на самолете.
Запуск двигателя на земле должен надежно обеспечиваться как от бортовых, так и от аэродромных средств при значениях температуры наружного воздуха от минус 50° С до плюс 45° С. При отрицательных температурах наружного воздуха допускается использование средств, облегчающих запуск, без увеличения времени подготовки к запуску (например, применение предварительного подогрева масла). Использование аэродромных средств, облегчающих запуск двигателя, но требующих увеличения времени подготовки к запуску (подогрев двигателя и системы запуска), при разработке систем запуска допускается для ТРД при температуре наружного воздуха ниже минус 400С, для ТВД — ниже минус 25° С.
Безотказный запуск двигателя в полете в случае преднамеренной или самопроизвольной остановки его в результате помпажа, срыва пламени или других ненормальностей в работе, не вызвавших поломки его узлов и деталей.
Запуск двигателя должен быть автоматизированным и удовлетворять следующим условиям:
— система запуска включается путем нажатия на пусковую кнопку;
— процесс запуска до выхода двигателя на заданный режим

происходит автоматически, без выполнения дополнительных ручных операций после нажатия на пусковую кнопку и установки РУД в положение, соответствующее запуску;

— автоматика системы запуска обеспечивает устойчивую работу двигателя в процессе запуска и выход на режим малого газа за установленное время;

— система запуска двигателя на земле и в полете автоматически отключается и подготавливается к следующему запуску;

— на многодвигательных летательных аппаратах система запуска обеспечивает возможность запуска одного из двигателей, а также запуск последующих с использованием энергии ранее запущенных.

Система запуска двигателей от бортовых источников питания должна быть автономной и обеспечивать без промежуточной до зарядки или дозаправки бортовых средств последовательные запуски, число которых должно быть на единицу больше числа двигателей на летательном аппарате.
Система запуска двигателя должна обеспечивать: быстрое прекращение процесса запуска, переключение питания пускового устройства с бортовых-источников на аэродромные (и наоборот) без необходимости регулировки системы, запуск на топливе, постоянно питающем двигатель.

Агрегаты, входящие в систему электрооборудования двигателя, обеспечивают выполнение следующих процессов, связанных с эксплуатацией двигателя:

Автоматический запуск двигателя на земле.
Ложный запуск двигателя на земле.
Холодную прокрутку двигателя.
Запуск двигателя в полете.

Питание бортсети самолета постоянным током от стартер- генераторов на работающих двигателях.

В электрооборудование двигателя входят следующие агрегаты, установленные на двигатели:

Стартер-генератор СТГ-18ТМ;
Две пусковые катушки

1.1 Система запуска двигателя

Для запуска двигателя АИ-24 необходимо вначале сообщить его компрессору некоторую скорость вращения, при которой в камерах сгорания двигателя создаются определенные расход и давление воздуха. При этом турбина начинает развивать мощность, достаточную для вращения компрессора. Дальнейшее нарастание скорости вращения турбины произойдет только в том случае, если мощность турбины будет превосходить мощность, необходимую для вращения компрессора. Нарастание скорости вращения должно происходить достаточно интенсивно, иначе количество воздуха, подаваемого компрессором в камеры сгорания, будет недостаточным, что приведет к недопустимому повышению температуры газов (более 750°С), опасному для камер сгорания и турбины.

В связи с тем что мощность, развиваемая турбиной в начале ее работы, не обеспечивает требуемой большой скорости нарастания числа оборотов компрессора, необходимо и после начала работы турбины сообщать валу турбины дополнительного ускорение за счет внешнего источника энергии, вплоть до достижения им скорости холостого хода.

На рисунке 1 изображена зависимость момента статического сопротивления двигателя Мст от скорости вращения его вала. (Величина момента статического сопротивления определяется в основном конструкцией компрессора и его необходимо преодолевать при запуске). В пределах нарастания скорости вращения от 0 до n1 (n1 = 1500 об/мин) турбина не работает, и статический момент возрастает пропорционально квадрату скорости вращения. При скорости вращения n1 в работу вступает турбина, и при n2 развиваемый ею вращающий момент становится равным моменту сопротивления. Скорость вращения n2 (n2 ≈ 6000 об/мин) является скоростью холостого хода. При дальнейшем увеличении скорости вращения вращающий момент турбины становится больше момента сопротивления.

Таким образом, для запуска двигателя необходим внешний источник энергии, который должен сообщать компрессору скорость вращения, достаточную для вступления турбины в работу, и поддерживать работу турбины вплоть до достижения ею режима холостого хода.

Роль такого внешнего источника энергии на двигателе АИ-24 выполняет стартер-генератор СТГ- 18ТМ, который во время запуска работает в режиме стартера, а после запуска двигателя начинает работать в режиме генератора электрической энергии. За счет такого комплексного использования СТГ-18ТМ достигается значительная экономия в весе, так как отпадает необходимость в специальном приводе, который используется только на земле и является бесполезным грузом в полете.

Мощность Pn1 которую должен развивать стартер-генератор в стартерном режиме при скорости n1 равна:

P n1, =1,027n1 (Мст max+Mдин) — ∆P n1,

где Mдин — динамический момент, необходимый для создания требуемого ускорения;

∆P n1 — мощность потерь в системе.

Однако естественная характеристика стартер-генератора, работающего в стартерном режиме как обычный электромотор с параллельным возбуждением, не позволяет получить от него необходимую мощность во всем диапазоне скорости вращения турбины. Поэтому требуемое изменения скорости вращения ротора необходимо достигать путем изменения

условий работы стартер — генератора во время

Электромагнитный вращающий момент Мэ, развеиваемый стартер-генератором в стартерном режиме, равен:

где ся — постоянная, определяемая конструктивными параметрами стартер-генератора;

Фя — электромагнитный поток, проходящий через якорь.

Скоростная характеристика стартер-генератор а имеет следующее выражение:

где скорость вращения вала стартер-генератора;

дополнительное сопротивление в цепи якоря;

напряжение на клеммах стартер-генератора.

Из сравнения двух последних выражений видно, что электромагнитный вращающий момент обратно пропорционален скорости вращения вала стартер-генератора:

В начале запуска, когда ротор двигателя, имеющий большой момент инерции, вращается с малой скоростью, стартер-генератор работает на естественной характеристике и при этом имеет достаточный вращающий момент. Как видно из выражения для скоростной характеристики, увеличения скорости вращения стартер-генератора можно достичь путем повышения напряжения (например, удвоением напряжения за счет переключения источников питания с параллельного на последовательное).

При дальнейшем увеличении скорости вращения стартер-генератора и, следовательно, ротора двигателя, а также после вступления в работу турбины момент сопротивления снижается, но при этом снижается и вращающий момент стартер-генератора. Для того чтобы развиваемый стартер-генератором вращающий момент на этом этапе запуска превышал момент сопротивления, требуется изменение закона падения вращающего момента при увеличении скорости вращения, имеющегося при работе на естественной характеристике. С этой целью на последнем этапе запуска в цепь возбуждения стартер-генератора вводится дополнительное сопротивление, которое снижает ток, а следовательно, и поток возбуждения, и повышается тем самым скорость вращения ротора двигателя.

На рисунке 1.1 показаны графики необходимых крутящих моментов на валу ротора двигателя АИ-24 для его запуска при различных температурах окружающего воздуха.

После запуска двигателя стартер-генератор автоматически переводится на генераторный режим работы. При скорости вращения двигателя 5000—7350 об/мин с помощью выключателя ВС-1А,

расположенного на двигателе, происходит автоматическое отклонение стартер-генератора.

Запуск каждого двигателя на самолете осуществляется одним стартер-генератором СТГ-18ТМ, питание которого может осуществляться как от генератора ГС-24А, так и от аэродромных источников питания. В дальнейшем рассмотрим агрегаты системы запуска и их размещение.

1.2 АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА И ИХ РАЗМЕЩЕНИЕ

В запуске двигателей приманена система питания и запуска СПЗ-27, общая схема размещения электроагрегатов которой приведена на рисунке 1.3.

В состав системы запуска входят следующие агрегаты:

панель пуска стартер-генератор а ПСГ-1А;
автоматическая панель запуска АПД-27;
автоматическая панель запуска газотурбинной установки ПТ-
16А;
пускорегулирующая коробка ПРК-8А;
стартер-генератор СТГ-18ТМ;
генератор газотурбинной установки ГС-24А;
коммутационная, светосигнальная и защитная аппаратура;
электроизмерительные приборы (амперметр АЗ и вольтметр М-
4200).

Для обеспечения запуска газотурбинной установки и двигателя используются следующие агрегаты, установленные на каждом двигателе:

пневмоэлектрический выключатель стартера ВС-1А;
две катушки зажигания 1КНО-11;
две свечи зажигания СПН-4-з;
электромагнитный клапан пускового топлива;
электромагнитный клапан останова;

На газотурбинной установке:

две свечи зажигания СПН-4нз;
две катушки зажигания 1КНО-11;
выключатель ЦД-ЗА-40;
три электромагнитных клапана пускового топлива;
маслоконтактор.

Рисунок 1.3 Размещение электроагрегатов системы запуска СПЗ-27:

1, 9, 12, 24 — свечи СПН-4-з; 2 — генератор ГС-24А; 3 — топливный перекрывной электромагнитный кран; 4 — автоматическая панель запуска газотурбинной установки ПТ-16А; 5 — пневмоэлектрический выключатель ВС-1А; 6, 13, 23, 28 —катушки зажигания 1КНО-11; 7, 21 — электромагнитный клапан останова (на АДТ); 8, 22 —электромагнитный клапан пускового топлива; 10— РК контакторов запуска; // —панель пуска стартер-генератора ПСГ-1А; 14 — автоматическая панель запуска двигателей АПД-27; 15, 20 — стартер-генераторы СТГ-18ТМ; 16 — щиток с приборами контроля работы газотурбинной установки; 17, 18 — амперметр и вольтметр контроля запуска двигателей; 19 — щиток запуска двигателей иТГ-16; 25, 26 — средний силовой шпангоут.

Системы электрического запуска авиационных двигателей

Электрический привод авиационных двигателей относится к типу программных.

Программа подчиняется требуемому закону запуска:

-последовательности наращивания усилий;

-включения агрегатов запуска.

В систему запуска авиационных двигателей входят агрегаты и устройства, обеспечивающие:

-предварительную раскрутку ротора двигателя (электростартеры, турбостартеры, воздушные стартеры);

-агрегаты, обеспечивающие подачу топлива, воспламенение горючей смеси и работу двигателя в процессе запуска (топливные автоматы запуска, топливные насосы, фильтры, пусковые форсунки, воспламенители, пусковые катушки, свечи и т. п.);

-агрегаты и устройства, обеспечивающие необходимую последовательность автоматичности работы системы запуска (пусковые панели, коробки, комплексные автоматы запуска и т. п.).

Наземные источники питания позволяют экономить топливо. Для этого в условиях эксплуатации применяются генераторные аэродромные подвижные агрегаты типов АПА (например, АПА-50М).

Пусковые коробки (панели) предназначены для управления запуском дви
гателя. Управление производится по заранее заданной программе: в зависи
мости от времени, скорости вращения ротора двигателя или используются оба
способа управления запуском.

Системы запуска определяются типом стартера. В настоящее время применяются две группы стартеров: электрические и газотурбинные. Электрические делятся на стартеры и стартер-генераторы; газотурбинные — на турбостартеры и пневмостартеры; вспомогательные силовые установки (ВСУ).

Турбостартер представляет собой газотурбинный двигатель, установленный на авиадвигателе и имеющий с ним непосредственную кинематическую связь.

Пневмостартер состоит из пневматического двигателя, установленного на авиадвигателе для его запуска, и специального газотурбинного двигателя, подающего сжатый воздух на пневматический двигатель.

Преимущества электрического запуска определяются общими достоинствами электрического привода. В данном случае имеет значение простота управления, легкость автоматизации, надежность, быстрота пуска.

Для отключения стартеров применяются центробежные, пневмоэлектрические и гидроэлектрические выключатели.

Центробежные выключатели замеряют скорость вращения ротора двигателя и при определенной скорости отключают стартер.

Пневмоэлектрические выключатели обеспечивают размыкание электроцепи стартера при определенном давлении за компрессором.

Гидроэлектрические выключатели отключают стартер при возрастании давления масла в маслосистеме двигателя до определенной величины, которая зависит от скорости вращения.

Электромагнитные топливные краны предназначены для управления подачей топлива в авиадвигатель (турбостартер). Они применяются в системах пускового, рабочего и форсажного топлива и представляют собой соленоид с сердечником и клапаном.

Пусковой топливный распределитель ПТР осуществляет автоматическое дозирование подачи топлива в авиадвигатель при его запуске.

Электрическое зажигание в авиационных двигателях

Электрическое зажигание предназначено для воспламенения топливно-воздушной смеси в камерах сгорания двигателя.

Системы зажигания по своему назначению подразделяются на пусковые (работают в процессе запуска) и рабочие (работают на протяжении всего периода работы двигателя).

Агрегаты применяемые при запуске двигателей подразделяются на командные и исполнительные.

Раздел 3

Системы обеспечивающих работу двигателей летательных аппаратов

Основные параметры работы двигателей и способы их измерения. Назначение, устройство и принцип работы авиационных тахометров, термометров (механических, термоэлектрических и сопротивления), топливомеров, расходомеров, манометров, измерителей вибрации.

Общие сведения о топливных системах. Порядок подачи топлива к двигателям, перекачки топлива, дренажа и наддува топливных баков, заправки топливом, слива топлива. Основные элементы топливной системы. Топлива и их свойства.

Назначение и основные требования, предъявляемые к масляным системам. Авиационные масла и их свойства. Одноконтурные и двухконтурные масляные системы: состав и принцип работы.

Общие условия выбора системы дренажа: Система дренажа выбирается в зависимости от характера защищаемого.

Опора деревянной одностоечной и способы укрепление угловых опор: Опоры ВЛ — конструкции, предназначенные для поддерживания проводов на необходимой высоте над землей, водой.

Поперечные профили набережных и береговой полосы: На городских территориях берегоукрепление проектируют с учетом технических и экономических требований, но особое значение придают эстетическим.