ИМИТАЦИОННАЯ МОДЕЛЬ ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКОГО ЗАПУСКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Для возможности использования любого авиационного двигателя по прямому назначению необходимо вывести его на минимальный режим устойчивой работы, называемый режимом малого газа. Таким образом, для осуществления запуска двигателя необходимы агрегат предварительной раскрутки и источник энергии для его питания, пусковые топливные магистрали, агрегаты зажигания и управления. Комплекс этих агрегатов и устройств называется системой запуска.

В настоящее время в электрических системах запуска газотурбинных авиадвигателей [1, 2] часто применяются стартеры-генераторы, которые являются дальнейшим развитием электростартеров и при запуске выполняют функцию стартера, а после запуска - генератора.

Рисунок 1. Структурная схема электрической системы запуска

Рисунок 2. Диаграмма трехэтапного запуска авиадвигателя на земле

М_С – момент нагрузки;

М_ТР –момент трения;

М_К - момент сопротивления компрессора авиадвигателя, изменяется в функции от скорости по квадратичному закону;

Мт – момент турбины авиадвигателя;

Мст – момент, развиваемый стартером, зависимость Мст от скорости вращения представляет собой механическую характеристику электродвигателя, который входит в состав электростартера.

Значения частот вращения ротора авиадвигателя n₁, n₂,, , n_к и n_мг зависят от характеристик компрессора, турбины, стартера, работы камеры сгорания, конструктивных и эксплуатационных факторов.

Для построения имитационной модели процесса запуска авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) необходимо иметь соответствующую математическую модель исследуемого объекта или процесса.

На первом этапе запуска - с момента подключения стартера к ротору двигателя до момента воспламенения топливно-воздушной смеси (ТВС) раскрутка ротора двигателя до скорости n₁ ведется только стартером. В течение первого периода запуска расход и давление воздуха за компрессором высокого давления (КВД) увеличивается по мере увеличения его числа оборотов. Уравнение динамики вала авиадвигателя на этом первом этапе запуска описывается выражением

В этом выражении обозначено:

J_ПР – суммарный приведенный момент инерции ротора авиадвигателя;

К_Р – передаточное отношение редуктора;

К_К – коэффициент пропорциональности статической характеристики компрессора.

Электростартер, является основным движителем в этой системе. Если в качестве стартера используется двигатель постоянного тока независимого возбуждения, то его динамика без учета контура обмотки возбуждения, как известно [3, 4], описывается следующей системой дифференциальных уравнений

В выражениях (2) и (3) использованы следующие новые обозначения:

L_Я, i_Я и R_Я – индуктивность, ток и сопротивление цепи якоря электродвигателя стартера соответственно;

U_У – электрический сигнал управления, подаваемый на стартер;

СФ – конструктивная постоянная электродвигателя стартера;

J_ПР – приведенный момент инерции стартера;

ω_СТ – угловая скорость стартера;

t – время

На втором этапе запуска - с момента воспламенения топливно-воздушной смеси в камере сгорания при частоте вращения  ротора авиадвигателя n1 (рис. 2) до момента отключения стартера от ротора двигателя при скорости его вращения  n_к  раскрутка ведется одновременно стартером и турбиной. Пусковое устройство отключается от двигателя автоматически в момент выхода на определенную частоту вращения ротора, при которой турбина имеет необходимый избыток мощности для раскрутки ротора. Динамика вала авиадвигателя (АД) на втором этапе запуска описывается дифференциальным уравнением

Где J_ПР – момент инерции редуктора.

С учетом изложенного ранее, предлагаемая структурная схема имитационной модели системы запуска турбореактивного двигателя (ТРД) с помощью электростартера может быть представлена в виде, приведенном на рисунке 3.

Рисунок 3. Структурная схема запуска АД

На рисунке добавлены следующие обозначения:

U_У—сигнал управления на выходе блока, формирующего программу пуска;

М_ТР — момент трения;

ω — угловая скорость авиационного двигателя.

Аналитическое решение дифференциальных уравнений (1 - 4) в общем виде практически невозможно из-за наличия в нем нелинейностей: квадратичной зависимости момента компрессора от угловой скорости вращения его вала, а также, в большинстве случаев, нелинейного характера зависимости М_Т(ω), имеющей частный вид для каждого конкретного типа ТРД. В то время как использование имитационного моделирования, как известно [3, 4], позволяет достаточно просто решать подобные математические задачи. Составленная с учетом приведенного анализа процесса запуска ТРД имитационная модель для исследования процесса электромеханического запуска турбореактивного авиационного двигателя с помощью электростартера модели СТГ-12ТМО-1000 [5, 6], представлена на рисунке 4.

Рисунок 4. Обобщенная имитационная модель для исследования системы запуска ТРД на земле

На рисунке 4 блоки А моделируют закон управления процессом запуска авиадвигателя. Блок В – модель стартера, строится с учетом выражения (2). Блок С моделирует момент компрессора и момент трения. Блок D – вал турбины. Блок Е генерирует момент турбины авиадвигателя. Блок I – блок измерений.

Выводы

1. Предложена методика построения математической модели процесса запуска авиационного турбореактивного двигателя;

2. Разработана имитационная модель процесса запуска ТРД с помощью электростартера;

3. Предлагаемая имитационная модель может быть использована для исследования процесса запуска не только турбореактивных, но и турбовинтовых авиадвигателей.

Список литературы:

1. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: машиностроение, 1981, 550с.
2. Таммекиви И. В. Системы запуска авиационных двигателей: Метод. указания / Самар. гос. аэрокосм. ун-т; Самара, 2002. 34 с.
3. В.С. Акопов, М.В. Бураков, Т.Г. Полякова. Проектирование авиационного следящего привода малой мощности: учебное пособие СПб.: ГУАП. 2006. 171с.
4. В.С. Акопов, Е.В. Евсеев, А.А. Мартынов Электропривод с МПСУ: учебное пособие; под. ред. проф. В.Ф. Шишлакова. - СПб.: ГУАП. 2016. 123 с.
5. СТГ-12ТМО-1000 Стартер-генератор http://specavtopribor.ru
6. АО «НПЦ газотурбостроения «САЛЮТ» Продукция. Salut.ru