Исходные данные и порядок расчета высотности маслосистемы.

Расчет высотности маслосистемы обычно выполняются при неблагоприятных эксплуатационных режимах: максимальных расходах масла, наибольших инерционных перегрузках, отрицательных углах наклона продольной оси самолета к горизонту.

1. Расход масла при соответствующем содержании газов в масле, Q_min л/час.

2. Расчетная высота полета, Н м.

3. Эксплуатационная температура масла, t_м ⁰С.

4. Сорт масла и его физические характеристики, (см. рис.6.12 и 6.13).

5. Монтажная схема системы с линейными размерами трубопроводов по соответствующим координатным осям x, y, z. - l_x , l_y , l _z

6. Гидравлические характеристики элементов всасывающего участка маслосистемы (для конкретных агрегатов по справочным данным).

7. Действующие эксплуатационные перегрузки по соответствующим координатным осям самолета n_x, n_y, n_z.

Монтажная схема всасывающей магистрали маслосистемы дана на рис.6.11

Проектировочный расчет маслосистемы

Проектировочный расчет маслосистемы сводится к определению потребного диаметра d всасывающего участка трубопровода.

Для представленной схемы уравнение баланса давлений, основанное на уравнении Бернулли (для сечений на выходе из бака и входе в насос) записывается в следующем виде:

Р_н + Р_б +Р_нас. = Р_{вх. потр} ± y g.+ Р_гидр.+ P_ин + , (6.1)

где Р_н -давление атмосферы на расчетной высоте полета. Па;

Р_б - наддув бака. Па;

Р_нас - давление масла на выходе из подкачивающего насоса. Па;

Р_{вх потр} - потребное давление масла на входе в основной маслонасос, Па;

Р_гидр.= Р_трен + Р_м -гидравлические потери давления. Па;

здесь P_трен - потери давления масла на трение о стенки трубопровода, Па;

P_м - потери давления на преодоление местных сопротивлений без учета сопротивления в фильтре, Па.

y g - гидростатическое давление, Па;

Рис.6.10 Принципиальная схема входного участка масляной системы

P_ин. - инерционные давления. Па;

- гидродинамическое давление (скоростной напор), Па.

V- скорость движения масла в м/с.

Учитывая, что искомой величиной является сумма давлений Р_б+Р_нас, в первом приближении расчет ведется при Р_нас = 0. Тогда наддув в маслобаке:

Р_{б .} = Р_{вх. потр} ± y g +P_ин.+ Р_гидр. + - Р_H , (6.2).

Все потери в (6.2), зависящие от скорости течения масла объединяются в отдельную группу, называемую допустимыми гидравлическими потерями Р_{г. доп}.

Р_{г. доп} =Р_гидр +(ρV²)/2=P_трен.+P_м. + (ρV²)/2, (6.3)

Тогда исходя из (6.2) с учетом (6.3) для Р_{г. доп} получим:

-Р_{г. доп} =Р_{вх. потр} ± y g +P_ин.- (Р_H + Р_{б .}), (6.4)

Все члены правой части этого уравнения рассчитываются по нижеприведенным зависимостям. Скорость движения масла во всасывающей магистрали принимаются 1м/c,нагнетающей – (2.5…3.5)м/с, откачивающей – (1…2)м/с.

Оценка потерь давления.

Рис.6.11. Плотность масел ρ

1. Определение потребного давления масла на входе в основной маслонагнетающий насос.

Исходя из минимально допустимой прокачки масла через двигатель и максимально допустимого содержания газа в масле по кавитационным характеристикам насоса (см. рис.6.6), определяется Р_{вх.потр}.

При отсутствии кавитационной характеристики – Q_{действ.}=f(Р_{вх. потр.}) принимается минимальная величина Р_{вх. потр} = 60…80 мм. рт. столба.

2. Определение допустимых гидравлических сопротивлений Р_{г. доп} . В выражении (6.3) P_трен. обусловлено силой трения жидкости о стенки трубопровода и выражается:

P_трен = , Па; (6.5)

где l - длина всасывающего участка трубопровода, м;

d - внутренний диаметр трубопровода, м;

ρ-плотность масла, кг/м³;

V = скорость течения масла в трубопроводе, м/с; (6.5а)

λ =64/Re - коэффициент трения при ламинарном режиме течения.

Здесь Re= (Vd)/ v - число Рейнольдса,

v - вязкость масла в м²с. Значения ρ и v для различных авиационных масел представлены на графиках рис.6.11 и 6.12 в функции температуры.

Тогда в развернутом виде P_трен = = (6.5б)

Местные сопротивления P_м являются суммой отдельных сопротивлений при движении жидкости через различные агрегаты и пр.

P_м = , Па; (6.6)

где - суммарное значение коэф. местных сопротивлений.

Развернутое выражение для (6.3) получим из выражений (6.5б) и (6.6):

Р_{г. доп =} (6.6а)

Тогда

d= (6.6б)

3. Определение гидростатического давления.

В общем случае, когда ось Х самолета составляет некоторый угол φ с линией горизонта, гидростатическое давление (y g) оценивается:

Рис.6.12.Вязкость масел ν

y g =[( , Па. (6.7)

где l _xi , и l _yj - длины участков трубопроводов, ориентированные по соответствующим осям самолета, м;

h _м - превышение уровня масла в баке над заборным штуцером, м;

m, n - число участков маслосистемы соответственно по осям Х и Y.

Правило выбора знаков точно такое, как и при расчете топливной системы.

4. Определение инерционных давлений.

При оценке инерционных давлений Р_ин их составляющие рассматриваются по осям Х и Y

P_ин = , Па. (6.8)

где n _x , n _y - коэффициенты перегрузок вдоль осей Х и Y. Перегрузка n_z≈0 вследствие ее малости при обычных режимах полета.

В реальных условиях P_ин может быть как источником давления, так и потерями и определяются действующими перегрузками по осям самолета. Однако в расчете следует принимать P_ин потерями, ориентируясь на неблагоприятные условия полета.

Величина наддува принимается Р_б≤ 30 кПа

По найденному значению Р_{г. доп} из формулы (6.4), оценивается потребный диаметр d всасывающего участка трубопровода по зависимости (6.6б).

d= ……… (6.9)

Если полученное значение d ≥(32…35) мм, то необходимо ограничить d_max=30мм и провести расчет начинается во втором приближении, установив в систему подкачивающий насос c давлением на выходе Р_нас.. В этом случае всасывающая магистраль разбивается на два участка: первый d₁ и l₁- до подкачивающего насоса с прежней скоростью движения; второй d₂ и l₂- после подкачивающего насоса со скоростью течения масла V=(3-4) м/с.( d₁, d₂ -стандартные диаметры с учетом рекомендованных скоростей течения масла по ним). Допустимые гидропотери по двум участкам ΣР_{г. доп.} определятся:

ΣР_{г. доп.} = + . (6.10).

Тогда величина давления за подкачивающим насосом находится из (6.1):

Р_нас. = Р_{вх. потр} ± y g +P_ин.+ ΣР_{г. доп} - (Рн + Р_б.)

Подкачивающий насос, устанавливаемый во всасывающей магистрали, включают последовательно с основным нагнетающим насосом. Вследствие чего возрастает давление на входе в основной маслонагнетающий насос, увеличивающий его высотность.

7.СИСТЕМЫ ЗАПУСКА ГТД

Запуск авиационного газотурбинного двигателя есть переходный (неустановившийся) режим работы двигателя от состояния покоя (наземный запуск) или режима авторотации (высотный запуск) до режима малого газа. Режим малого газа авиационного газотурбинного двигателя это режим минимально устойчивой длительной надежной работы, при котором двигатель развивает минимальную тягу (или мощность) и с которого обеспечивается надежный выход на любой рабочий режим за заданное время приемистости.

Одной из основных особенностей запуска авиационных ГТД является устойчивое протекание рабочего процесса в двигателе только при

относительно высокой частоте вращения ротора, когда в камере сгорания создаются условия для надежного горения топлива и турбина развивает мощность, достаточную для самостоятельной работы двигателя без помощи постороннего источника мощности. До этой частоты вращения при наземном запуске ротор двигателя необходимо раскручивать пусковым устройством. Причем, на пусковое устройство возлагаются две задачи: вначале раскручивать ротор двигателя до частоты вращения, при которой обеспечивается надежное воспламенение топлива в камере сгорания и турбина начинает развивать положительную мощность на валу ротора двигателя, и затем сопровождать ротор двигателя до частоты вращения, при которой турбина развивает мощность, достаточную для дальнейшей самостоятельной раскрутки с заданным ускорением.

Особенность протекания процесса запуска современного авиационного газотурбинного двигателя привела к необходимости использования многих специальных сложных систем, ряд которых применяется только для запуска двигателя, например, пусковая система (система принудительной раскрутки ротора двигателя), система зажигания, пусковая топливная система, топливная автоматика, система автоматического управления запуском.

Запуск двигателя начинается с нажатия пусковой кнопки (тумблера), когда в работу вступает система автоматического управления запуском, состоящая из ряда агрегатов (пусковая панель, автомат времени, датчик частоты вращения и т. п.).

К системам запуска предъявляются следующие основные требования:

-двигатель должен надежно запускаться на земле и в полете без дополнительной регулировки перед запуском элементов автоматики и топливорегулирующей аппаратуры;

Рис. 7.1. Этапы (периоды) запуска авиационного газотурбинного двигателя: Mп.у.- момент пускового устройства; Мт.- момент турбины; Mу.- момент сопротивления; 1- воспламенение топливовоздушной смеси; 2- отключение пускового устройства; 3 - малый газ.

-запуск двигателя на земле должен надежно обеспечиваться как от бортовых, так и от аэродромных средств при значениях температуры наружного воздуха, указанных в условиях на эксплуатацию;

-система запуска включается путем нажатия на пусковую кнопку, дальнейший процесс запуска до выхода двигателя на режим малого газа происходит автоматически, без вмешательства летчика за установленное время;

- должна обеспечивать при необходимости быстрое прекращение процесса запуска.

Система автоматического управления запуском обеспечивает дистанционную последовательность подключения всех систем, элементов и агрегатов, обслуживающих запуск двигателя в земных и высотных условиях в зависимости от заданной циклограммы причем, параметрами управления запуском является время и частота вращения ротора двигателя.

Особенность динамики процесса наземного запуска газотурбинного двигателя отражается в наличии трех периодов (этапов) (рис. 7.1). В течение первого периода происходит раскрутка ротора двигателя пусковым устройством до частоты вращения n₁, при которой после воспламенения топлива турбина начинает развивать положительную мощность на валу ротора двигателя.

Второй период процесса запуска характеризуется дальнейшей раскруткой ротора двигателя пусковым устройством совместно с турбиной. При частоте вращения n₂ отключается пусковое устройство, дальнейшее нарастание оборотов ротора двигателя с заданным ускорением достигается за счет избыточной мощности турбины. Выход двигателя на режим малого газа после отключения пускового устройства относится к третьему периоду процесса запуска ГТД.

7.1 ТИПЫ СТАРТЕРОВ

Для запуска двигателей применяются различные виды стартеров: электростартеры, турбостартеры, воздушно-турбинные стартеры, гидростартеры. Отличаются они как конструкцией, так и источниками энергии. Для прокрутки роторов двигателей применяют автономные электрические и механические стартеры. Как правило, эти стартеры воздействуют на ротор двигателя через муфту включения, обеспечивающую безударную передачу крутящего момента.