Воздушная система запуска малоразмерного газотурбинного двигателя

УДК 621.45

А. И. Калиниченко

Воздушная система запуска малоразмерного газотурбинного двигателя

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, необходимыхдля запуска ГТД БЛА. Ключевые слова: газотурбинный двигатель, система запуска.

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

© Калиниченко А. И., 2016

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.

о

CV

<

м га 2

О

03 Я х а ф

о

о

(U

со

CV Tt

ю о

I

CV Tt

ю

CV

ся ся

30 25 20 15 10 5

50

100

150

200

р5ал, кгс/см

Рис. 1. Максимальные обороты при ХП: ♦ -7л;и-4л;д-3л;«-2л

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

n

maxi9,6

= - 0,3401V2 +5,934V + 9,2326.

иотн 1,2

1,0

0,8

0,6

0,4

0,2

0

♦ —♦-

í #

< А'

0,2

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 экспе-

0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 р, отн

Рис. 3. Зависимость частоты вращения от давления воздуха

риментальные точки достаточно плотно ложатся на линию, описываемую уравнением

пт = -0,263^ + 1,2088ротн+ 0,039.

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 потн = 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.

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:

Рис. 2. Зависимость максимальных оборотов раскрутки от объема баллона

'^^турб '^^комп

J ^ = 0, dt

К";

Таблица 1

Экспериментальные и расчетные значения параметров, при которых обеспечивается надежный запуск

V, м3 p бал? МПа Nmax 19,6? % Р отн П "отн п, %

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

где М б - крутящий момент, развиваемый турбиной, кг • м;

Мкомп - крутящий момент, необходимый для поддержания данной частоты вращения компрессора, кг • м;

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

ю - окружная скорость, рад/с; & - 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 ча-

стоты 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.

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

#комП= 0,2146п2 —1,98п+5,5063;

при 15 000 < п <39 000

#комп= 0,0219« + 10,733« -

-0,743« 2+ 41,787.

Вторым известным компонентом в уравнении (3) является крутящий момент от воздействия инерционных силМ-

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

Л 4 т^ ю

инерционных сил М7 = 7-, входящие в выражение (3):

dt

Таблица 2

Экспериментальные и расчетные значения крутящего момента и потребляемой мощности, необходимые для

поддержания заданной частоты вращения компрессора

п, об/мин 5000 7000 10 000 15 000 20 000 25 000 30 000 35 000 37 500 39 000

Мкомп, кг • м 0,124 0,242 0,503 1,151 2,046 3,256 4,513 7,501 9,028 10,05

^комп, кВт 0,640 1,740 5,170 17,730 42,020 83,580 139,020 269,540 347,590 402,39

л.с. 0,870 2,370 7,030 24,110 57,150 113,670 189,070 366,570 472,720 547,25

^комш л.с 0,970 2,160 7,160 24,090 50,893 104,370 202,820 362,680 470,760 545,80

в) о а

I-

о о

<5

га а

га ш о

ч

ф

Ц

о о

о в)

5 о о

ЛТ, л.с.

-^турб ^комп>

Л.С.

30 и/1000, об/мин

Рис. 4. Зависимость потребляемой мощности компрессора от оборотов: ♦ - эксперимент;^--расчетные данные

-200

-300

Рис. 5. Мощность на равновесных оборотах:

—»--ХП;^— - запуск --запуск 2;

—*— запуск 3

о сч

<1

м га

О

03 га х а

<и

о

о <и са

сч

ю о

I

сч

ю сч

ся ся

м т = Т-.

т &

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

М т = Мтурб- М коми-

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:

^ = ^комп- #турб =

(Мкоми - Мурб)я

716,2

А^ =-0,0052

1000

л3 г

-0,0041

/

\

1000

0,034

1000

+ 0,0091.

N б = АN + N

турб ' к

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.

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:

Подставив в это уравнение значения AN из формулы (8) и ^омп из формул (4) и (5), получаем:

при 5000 < п <15 000

^турб = - 0,0052«3 + 0,2105«2 --2,014« +5,5154; при 15 000<п<39 000

N^=0,0167«3 -0,7471«2 + + 10,699«-41,7779.

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).

М б-М -/—+М =0.

турб коми ^ ПУ V /

П

Таблица 3

Расчетные значения избыточной мощности турбины на пусковых режимах

и/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

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

N^6, кВт 0,04 -0,03 0,90 3,76 5,13 14,5 42,44 98,17 139,34 168,96

Nтурб, Л.С. 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 Мтурб — Мкомп, определенная ранее по уравнению (8), остается справедливой для описания и этого процесса.

Темп раскрутки ротора (ёю) / ) будет определяться объемом баллона и первоначальным давлением воздуха.

На рис. 6 показаны величины мощности, затрачиваемой на преодоление момента инер-т ё ю

ции ротора М7 = 7- в процессе одной из

холодных прокруток от баллона емкостью 0,002 м3.

N, л.с. 30

20

10

-10

У \

\

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:

Mпу=^-

=J

v dt ji Отсюда

(M б- M ) = const.

V турб комп '

О 5000 10000 п, об/мин

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 #пу показана в последнем столбце табл. 5.

' da" dt

\

У1

J da J1 dt

(14).

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

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.

в) о а

I-

о о

<5

га а

га ш о

ч

ф

Ц

о о

о в)

5 о о

Таблица 5

Расчетные значения мощности пускового устройства и мощности, затрачиваемой на преодоление

момента инерции ротора при запуске

t, С n, об/мин ю, 1/c da/dt Mj, кг-м Nj, л.с AN N^ л.с

0,1 54 5,68 1499,81 4,01 0,30 0,01 0,30

0,2 I486 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

п, об/мин

о

CV

<

м га 2

О

03 га х а ф

о

о

(U

со

CV Tt

ю о

I

CV Tt

ю

CV

ся ся

18000 16000 14000 12000 10000 8000 6000 4000 2000

0

f

0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 0,4 г, с

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

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.

Калиниченко Артем Игоревич - начальник отдела систем автоматического управления (САУ) КО АО «ОМКБ». Область научных интересов: неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей.

Air starting system of small-size gas turbine engine

To meet the requirements for starting a mid-flight (GTE) of a reusable unmanned aerial vehicle (UAV), we developed an air starting system according to the scheme with the direct feed of compressed air to the turbine rotor blades. The system is an alternative to the commonly used powder or electrical starting systems of a small-size GTE of UAVs. The paper gives the results of experimental studies to determine the reliable starting feasibility and methods for determining the parameters required for starting the GTE of UAVs. Keywords: gas turbine engine, starting system.

Kalinichenko Artem Igorevich - Head of Automatic Control Systems Department, Open Joint Stock Company Omsk Engine Design Bureau.

Science research interests: nonsteady behaviour of aircraft gas turbine engines.