Preview

Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей»

Расширенный поиск

Воздушная система запуска малоразмерного газотурбинного двигателя

Полный текст:

Аннотация

Для обеспечения требований по запуску маршевого газотурбинного двигателя (ГТД) беспилотного летательного аппарата (БЛА) многоразового применения разработана система запуска по схеме с непосредственной подачей сжатого воздуха на рабочие лопатки турбины. Система является альтернативой обычно применяемым пороховой или электрической системам запуска малоразмерных ГТД БЛА. Приведены результаты экспериментальных исследований по определению возможности осуществления надежного запуска и методика определения параметров, необходимых для запуска ГТД БЛА.

Для цитирования:


Калиниченко А.И. Воздушная система запуска малоразмерного газотурбинного двигателя. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2016;(3):61-66.

For citation:


Kalinichenko A.I. Air starting system of small-size gas turbine engine. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2016;(3):61-66. (In Russ.)

В настоящее время перспективным БЛА не­обходим компактный малой массы газотур­бинный двигатель, способный к быстрому запуску и развитию высокой удельной тяги в широком диапазоне условий эксплуатации. Масса и размеры системы запуска могут со­ставлять значительную часть двигателя, в осо­бенности если требуется ускоренный многоразовый запуск.

Основными требованиями, предъявляе­мыми к системе запуска ГТД БЛА, являются:

  • мгновенный или ускоренный запуск до максимального режима;
  • надежность запуска в различных ус­ловиях;
  • малая масса;
  • компактность;
  • удобство обслуживания;
  • безопасность применения;
  • низкая стоимость.

Существующие маршевые ГТД, имею­щие одноразовый ускоренный запуск, обору­дованы пиротехнической системой запуска, соответствующей большей части предъявляе­мых требований за исключением требований по безопасности, возможности многократного использования системы и ГТД на БЛА, а также низкой себестоимости.

В АО «Омское мотостроительное кон­структорское бюро» (АО «ОМКБ») в качестве альтернативного варианта, соответствующего указанным требованиям, разработана система воздушного запуска с непосредственной подачей сжатого воздуха на рабочие лопатки турбины.

Задача усложнена тем обстоятельством, что исходя из особенностей применения ГТД на БЛА масса системы запуска должна быть минимальной. Это накладывает ограничения на допустимый объем баллона для сжатого воздуха.

При проведении работ были поставлены следующие задачи:

  • установить зависимость оборотов рас­крутки ротора от объема баллона и давления воздуха;
  • рассчитать минимальную частоту рас­крутки ротора, при которой осуществляется надежный и безопасный запуск изделия;
  • определить мощности турбины и ком­прессора на различных частотах вращения при их совместной работе без подачи топлива в камеру сгорания (на режимах так называемой холодной прокрутки);
  • вычислить мощность, подводимую к ротору от пускового устройства.

Для отработки технических решений была изготовлена установка, позволяющая ис­пользовать металлокомпозитные баллоны типа БК-2-300С различной емкости.

В данной работе были последовательно использованы баллоны емкостью 0,007, 0,004, 0,003 и 0,002 м3. Воздушная система испыта­тельного стенда позволяла заряжать баллоны воздухом с давлением до 24,5 МПа. Работа по проверке запусков от воздушной систе­мы проводилась на газогенераторе двигателя ТРДД-50БЭ

Программа работ была построена таким образом, что перед каждым запуском двигателя проводилась холодная прокрутка (ХП) ротора (результаты ХП двигателя показаны на рис. 1). Полученные материалы показывают ожидае­мую качественную зависимость оборотов мак­симальной раскрутки ротора от емкости балло­на и давления содержащегося в нем воздуха.

Для количественной оценки максималь­ной частоты вращения в зависимости от объ­ема баллона (рис. 2) рассмотрено влияние объема баллона на максимальные обороты раскрутки ротора при фиксированном давлении в нем 19,6 МПа. Полученная зависимость была аппроксимирована уравнением

nmax19,6 = - 0,3401V2 + 5,934V + 9,2326. (1)

 

Рис. 2. Зависимость максимальных оборотов рас­крутки от объема баллона

 

Для оценки влияния давления в баллоне на максимальные обороты раскрутки ротора на рис. 3 приведены указанные величины в от­носительных единицах. Здесь по оси абсцисс отложено относительное давление в баллоне ротн = рбал /19,6, по оси ординат - отношение частоты вращения при заданном давлении к частоте вращения при давлении в баллоне Рбал = 19,6 МПа. По данным рис. 3 все экспериментальные точки достаточно плотно ложат­ся на линию, описываемую уравнением

nотн= — 0,263р2отн + 1,2088pотн+ 0,039. (2)

 

Рис. 3. Зависимость частоты вращения от давления воздуха

 

Приведенные материалы позволяют про­гнозировать максимальную частоту раскрутки ротора при произвольных значениях объема баллона и начальном давлении воздуха.

Например, если объем баллона равен 0,0045 м3, а давление воздуха в нем равно 17,6 МПа, расчет по формуле (1) и (2) показы­вает, что относительная частота вращения составит nотн = 0,914.

Выборка материалов по удачным запу­скам газогенератора от баллонов емкостью 0,007, 0,004 и 0,003 м3 приведена в табл. 1, в нее также включены данные по одному удачному запуску от баллона емкостью 0,002 м3.

 

Таблица 1

Экспериментальные и расчетные значения параметров, при которых обеспечивается надежный запуск

V, м3

рбал, МПа

Nmax19,6, %

ротн

nотн

n, %

0,007

19,927

31,0215

1,0160

0,995657

30,88679

0,007

17,946

31,0215

0,9150

0,924862

28,69060

0,007

15,739

31,0215

0,8025

0,839688

26,04839

0,007

13,994

31,0215

0,7135

0,767590

23,81180

0,007

12,856

31,0215

0,6555

0,718362

22,28468

0,004

21,064

25,7646

1,0740

1,033887

26,63769

0,004

19,838

25,7646

1,0115

0,992617

25,57439

0,004

19,819

25,7646

1,0105

0,991940

25,55695

0,004

17,857

25,7646

0,9105

0,921583

23,74421

0,003

21,692

22,6519

1,1060

1,054222

23,88013

0,003

20,986

22,6519

1,0700

1,031307

23,36107

0,003

19,721

22,6519

1,0055

0,988547

22,39248

0,002

25,203

18,8590

1,2850

1,158036

21,83940

В последнем столбце таблицы приведе­ны значения максимальной раскрутки ротора, рассчитанные указанным выше способом. Из таблицы видно, что при всех сочетаниях объ­ема баллона и давления воздуха удачные запу­ски проходили при условии раскрутки ротора на частоты вращения, превышающие 21 %.

Важным показателем, характеризующим соотношение мощностей компрессора и турби­ны, является темп изменения частоты враще­ния ротора в процессе так называемого выбега. Для этого режима характерен баланс крутящих моментов в соответствии с выражением:

где Mтypб - крутящий момент, развиваемый турбиной, кг · м;

Mкомп - крутящий момент, необходимый для поддержания данной частоты вращения компрессора, кг · м;

J - массовый момент инерции ротора, кг · м · с2 ;

ω - окружная скорость, рад/с;

dt - промежуток времени, с.

Из трех компонентов, входящих в выра­жение (3), известны два. Рассмотрим их под­робнее.

В процессе ранее проведенных экспери­ментальных работ были определены характе­ристики компрессора на пусковых режимах двигателя. В каждой точке характеристик были рассчитаны крутящие моменты и мощности, необходимые для поддержания заданной ча­стоты вращения. При фиксированной частоте вращения оба указанных параметра зависят от расхода воздуха. Учитывая, что как на режи­мах раскрутки ротора от постороннего источ­ника, так и на режимах выбега линия рабочих режимов располагается на глубоких правых ветках характеристик компрессора, баланс крутящих моментов в выражении (3) принят в зоне максимальных расходов воздуха. По­лученные при этом значения крутящего мо­мента и потребляемой мощности приведены в табл. 2 и на рис. 4.

 

 

 

Таблица 2

Экспериментальные и расчетные значения крутящего момента и потребляемой мощности, необходимые для поддержания заданной частоты вращения компрессора

n, об/мин

5000

7000

10 000

15 000

20 000

25 000

30 000

35 000

37 500

39 000

Mкомп кг · м

0,124

0,242

0,503

1,151

2,046

3,256

4,513

7,501

9,028

10,05

, кВт

0,640

1,740

5,170

17,730

42,020

83,580

139,020

269,540

347,590

402,39

Nк, л.с.

0,870

2,370

7,030

24,110

57,150

113,670

189,070

366,570

472,720

547,25

Nкомп, л.с

0,970

2,160

7,160

24,090

50,893

104,370

202,820

362,680

470,760

545,80

Для расчетной оценки мощности, потре­бляемой компрессором, можно воспользовать­ся следующими уравнениями: при 5000 ≤ n ≤ 15 000

Вторым известным компонентом в урав­нении (3) является крутящий момент от воз­действия инерционных сил Mj.

Массовый момент инерции испытанного ротора равен 0,26 кг · см · с2. С учетом момента инерции ротора электрогенератора суммарный момент инерции вращающихся деталей принят равным 0,2671 кг · см · с2 или 0,002671 кг · м · с2.

В процессе проверки запусков и холод­ных прокруток с частотой 0,01 с фиксирова­лись значения оборотов ротора. Таким обра­зом, появилась возможность на всех режимах, в том числе на режимах выбега, определить значения крутящего момента от воздействия инерционных сил , входящие в вы­ражение (3):

 

Из этого же уравнения следует, что этот крутящий момент равен разности крутящих моментов турбины и компрессора:

MJ = Mтурб - Mкомп.                                                                                                   (6)

Зная разность крутящих моментов тур­бины и компрессора на каждой частоте враще­ния, легко рассчитать дополнительную мощ­ность (л.с.), которую необходимо подвести к ротору для обеспечения равновесного режима:

Рассчитанные таким образом величины мощностей в графическом виде показаны на рис. 5. Оказалось, что эту зависимость можно представить в виде уравнения:

 

 

Для наглядности в табл. 3 приведены значения избыточной мощности турбины на пусковых режимах, рассчитанные по этому уравнению.

 

Таблица 3

Расчетные значения избыточной мощности турбины на пусковых режимах

n/1000

0

5

10

15

20

25

30

12,33

N, кВт

0,01

-0,67

-4,37

-13,95

-32,29

-62,25

-106,69

-7,93

N, л.с.

0,01

-0,91

-5,94

-18,97

-43,91

-84,65

-145,10

-10,78

Отсюда следует вывод, что при раскрутке ротора в процессе холодной прокрутки мощ­ность пускового устройства на каждой частоте вращения должна быть по абсолютной вели­чине не ниже величин, получаемых в соответ­ствии с равенством (8). В последнем столбце таблицы показана располагаемая мощность пускового устройства, способного вывести ротор на частоту вращения 23 %.

Следующим логическим шагом в анализе экспериментальных материалов является опре­деление мощности турбины на статических режимах работы двигателя:

Nтурб= ΔΝ + Nкомп.                                                      (9)

Подставив в это уравнение значения ΔΝ из формулы (8) и Nкомп из формул (4) и (5), по­лучаем:

Рассчитанные таким образом значения мощности, развиваемой турбиной от потока воздуха, проходящего через компрессор, по­казаны в табл. 4.

При холодной прокрутке изделия без по­дачи топлива в камеру сгорания равенство крутящих моментов соответствует выраже­нию (12).

 

Таблица 4

Расчетные значения мощности турбины, затрачиваемой на сообщение кинетической энергии ротору

N, об/мин

5000

7000

10 000

15 000

20 000

25 000

30 000

35 000

37 500

39 000

Nтурб, кВт

0,04

-0,03

0,90

3,76

5,13

14,5

42,44

98,17

139,34

168,96

Nтурб, ЛХ.

0,06

-0,05

1,23

5,12

6,98

19,72

57,72

133,52

189,51

229,79

В то же время разность крутящих момен­тов Mтурб — Mкомп, определенная ранее по уравнению (8), остается справедливой для опи­сания и этого процесса.

Темп раскрутки ротора (d ω) /(dt) будет определяться объемом баллона и первоначаль­ным давлением воздуха.

На рис. 6 показаны величины мощности, затрачиваемой на преодоление момента инер­ции ротора  в процессе одной из холодных прокруток от баллона емкостью 0,002 м3.

 

Рис. 6. Мощность, затрачиваемая при ХП

Очевидно, что момент и, соответственно, мощность пускового устройства будут расхо­доваться на преодоление разности крутящих моментов турбины и компрессора и на сообщение ротору углового ускорения. Выше было показано, что разность мощностей турбины и компрессора можно определить с помощью выражения (8). Рассчитанная таким образом мощность пускового устройства Nny показана в последнем столбце табл. 5.

 

Таблица 5

Расчетные значения мощности пускового устройства и мощности, затрачиваемой на преодоление момента инерции ротора при запуске

t, с

n, об/мин

ω, 1/с

dω/dt

MJ, кг · м

NJ, л.с

ΔN

Nny, л.с

0,1

54

5,68

1499,81

4,01

0,30

0,01

0,30

0,2

1486

155,66

2054,00

5,49

11,39

-0,07

11,45

0,3

3448

361,06

1880,14

5,02

24,18

-0,37

24,55

0,4

5243

549,08

1455,74

3,89

28,47

-1,03

29,50

0,5

6633

694,65

1167,04

3,12

28,87

-1,91

30,79

0,6

7748

811,36

945,06

2,52

27,31

-2,92

30,23

0,7

8650

905,86

768,31

2,05

24,79

-3,96

28,74

0,8

9384

982,69

627,02

1,67

21,94

-4,97

26,91

0,9

9983

1045,40

504,08

1,35

18,77

-5,91

24,68

1,0

10464

1095,80

411,61

1,10

16,06

-6,75

22,82

1,1

10857

1136,97

310,70

0,83

12,58

-7,50

20,08

1,2

11154

1168,03

235,06

0,63

9,78

-8,10

17,87

1,3

11378

1191,54

173,38

0,46

7,36

-8,57

15,93

1,4

11544

1208,88

117,42

0,31

5,06

-8,93

13,98

1,5

11656

1220,62

71,75

0,19

3,12

-9,18

12,30

1,6

11725

1227,80

32,99

0,09

1,44

-9,33

10,78

Сравнение величин, приведенных в по­следнем и предпоследнем столбцах, показыва­ет, что в начальный момент процесса раскрут­ки имеется значительный запас по мощности пускового устройства, который полностью ис­чезает при достижении максимальных оборо­тов раскрутки ротора.

После того, как по результатам экспе­римента на каждой частоте вращения были определены все слагаемые уравнения (13), не составляет труда оценить влияние массового момента инерции на характеристики раскрут­ки ротора при известной мощности пускового устройства:

Отсюда

Для примера на рис. 7 показаны ожидае­мые характеристики раскрутки ротора двига­теля ТРДД-50БЭ при уменьшении его момента инерции на 10 %.

 

Рис. 7. Зависимость максимальных оборотов рас­крутки при изменении момента инерции

 

По результатам выполненных работ сде­ланы следующие выводы.

  1. Выявлены закономерности, связывающие максимальные обороты раскрутки ротора газо­генератора двигателя ТРДД-50БЭ от давления воздуха и объема баллона.
  2. Определены мощности турбины и ком­прессора, реализуемые в процессе раскрутки ротора на режимах холодной прокрутки.
  3. Выявлены особенности реализации мощности воздушного пускового устройства на различных стадиях раскрутки ротора.
  4. Выполнена количественная оценка влияния момента инерции ротора на характе­ристики раскрутки.

Полученные закономерности могут быть использованы при разработке малоразмерных ГТД.

Об авторе

А. И. Калиниченко
АО «ОМКБ»
Россия

Калиниченко Артем Игоревич – начальник отдела систем автоматического управления (САУ) КО АО «ОМКБ».

Область научных интересов: неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей.



Для цитирования:


Калиниченко А.И. Воздушная система запуска малоразмерного газотурбинного двигателя. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2016;(3):61-66.

For citation:


Kalinichenko A.I. Air starting system of small-size gas turbine engine. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2016;(3):61-66. (In Russ.)

Просмотров: 40


Creative Commons License
Контент доступен под лицензией Creative Commons Attribution 4.0 License.


ISSN 2542-0542 (Print)