Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1 Анализ современного уровня развития пусковых систем авиационных ГТД 10
1.1 Процесс запуска газотурбинного двигателя 10
1.1.1 Запуск двигателя на земле 10
1.1.2 Запуск двигателя в полете 15
1.2 Системы запуска авиационных ГТД: структура, классификация, требования 18
1.2.1 Системы раскрутки ротора 18
1.2.2 Системы зажигания топливовоздушной смеси 24
1.2.3 Системы топливопитания двигателя на запуске 30
1.2.4 Системы управления двигателем на запуске 32
1.3 Существующая технология проектирования пусковых систем авиационных ГТД 33
Выводы по главе 1 39
ГЛАВА 2 Экспериментальное исследование запуска авиационного ГТД 42
2.1 Субъект анализа 42
2.2 Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И на земле... 43
2.3 Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И в полете 48
2.4 Возможные причины невыполнения требований к запуску ГТД 57
Выводы по главе 2 75
ГЛАВА 3 Разработка способа формирования требований к агрегатам системы запуска на ранних этапах проектирования авиационного ГТД 77
3.1 Анализ существующих способов моделирования запуска газотурбинного двигателя 78
3.2 Разработка математической модели ГТД на режиме запуска 89
3.2.1 Экстраполяция характеристик компрессора 94
3.2.2 Экстраполяция характеристик турбины 99
3.2.3 Экстраполяция характеристик камеры сгорания
3.3 Расчеты запуска двигателя АЛ-55И 111
3.4 Разработка технологии формирования требований к системе запуска авиационного ГТД 129
Выводы по главе 3 139
ГЛАВА 4 Способы обеспечения требований к запуску авиационного гтд на этапе серийного производства 143
4.1 Разработка требований, предъявляемых к агрегатам перспективной системы запуска авиационного ГТД 143
4.1.1 Система раскрутки 144
4.1.2 Система зажигания 146
4.1.3 Топливная система 147
4.2 Разработка требований к системе управления запуском ГТД 148
Выводы по главе 4 157
Заключение 160
Список сокращений и условных обозначений 162
Список литературы
- Системы запуска авиационных ГТД: структура, классификация, требования
- Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И в полете
- Экстраполяция характеристик компрессора
- Система зажигания
Введение к работе
Актуальность работы
Традиционный процесс проектирования авиационных газотурбинных двигателей и их систем является итерационным и предполагает несколько вариантов исполнения ГТД, из которых по результатам экспериментальных исследований выбирается наиболее эффективный. В условиях ограничения сроков и стоимости опытно-конструкторских работ по созданию газотурбинных двигателей, объем экспериментальной отработки неизбежно сокращается, что приводит к повышению технических рисков проектирования.
Так при создании двухконтурного турбореактивного двигателя АЛ-55И в качестве пускового устройства был выбран серийный электрический стартер-генератор. В ходе работ, на стадии поставок двигателей заказчику для опытной эксплуатации, было определено, что требования, предъявляемые к запуску ГТД, не могут быть обеспечены в полном объеме при применении пускового устройства такой мощности. Тот факт, что некоторое количество двигателей АЛ-55И находятся в опытной эксплуатации на объектах заказчика, ограничивает возможности кардинального изменения конструкции двигателя (для улучшения пусковых свойств), либо замены пускового устройства (для обеспечения выполнения требований к запуску при имеющихся пусковых свойствах ГТД).
Таким образом проблема определения требуемых характеристик пусковых устройств при разработке ГТД и минимизации негативного влияния неоптимальных пусковых устройств в аспекте обеспечения безопасности эксплуатации, несомненно, актуальна.
Цель работы: обеспечение надежного запуска авиационных ГТД на основе выбора оптимальных характеристик пускового устройства и совершенствования системы управления в условиях неопределенности пусковых свойств ГТД на этапе проектирования и их изменения в процессе эксплуатации.
Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:
Проанализировать современную технологию проектирования систем запуска, определить ее недостатки, обуславливающие нестабильность выполнения запусков ГТД;
Проанализировать результаты натурных запусков авиационных ГТД, определить влияние параметров систем запуска на их надежность;
Разработать способ расчета режима запуска газотурбинного двигателя на этапе проектирования, обеспечивающий повышение точности определения потребной мощностной характеристики пускового устройства;
- Разработать способ управления расходом топлива на запуске авиационного
ГТД обеспечивающий надежность запусков на этапе серийного производства, в условиях
ресурсного изменения параметров системы раскрутки и пусковых характеристик
двигателя.
Научная новизна:
- Разработан способ экстраполяции характеристик осевого компрессора в
область запуска, обеспечивающий повышение точности расчета параметров двигателя в процессе запуска по сравнению с существующими способами;
Предложен адаптивный способ управления расходом топлива в процессе запуска, обеспечивающий запуск за заданное время, исключающий предварительную отладку двигателя и подрегулировки в процессе выработки ресурса, эффективность способа подтверждена моделированием системы ГТД-САУ;
Определен диагностический параметр, характеризующий пусковые свойства ГТД, их изменение в процессе выработки ресурса и в объеме парка двигателей при серийном производстве.
На защиту выносятся:
-
Способ экстраполяции характеристик осевого компрессора в область запуска, обеспечивающий погрешность расчёта контролируемых параметров режима запуска не более 5 %;
-
Способ управления расходом топлива в процессе запуска авиационного ГТД, обеспечивающий запуск за заданное время, в широком диапазоне индивидуальных пусковых характеристик экземпляра двигателя и их изменения в процессе выработки ресурса;
-
Диагностический параметр, характеризующий пусковые свойства ГТД, их изменение в процессе выработки ресурса и в объеме парка двигателей при серийном производстве.
Практическая значимость работы состоит в снижении технических рисков проектирования пусковой системы и сокращении объемов дорогостоящих экспериментальных исследований, достигаемых за счет применения разработанной методики расчетного исследования режима запуска проектируемого двигателя.
Достоверность полученных результатов обеспечивается экспериментальными исследованиями с применением сертифицированных испытательных стендов, корректным использованием методов и средств численного моделирования, и подтверждается соответствием численных расчетов достоверным экспериментальным данным.
Реализация в промышленности:
в ПАО «НПО «Сатурн» внедрена, разработанная автором, методика расчета характеристик запуска газотурбинных двигателей (по которой выполнены расчеты запуска двух проектируемых двигателей морского применения, позволяющие сократить объем стендовых испытаний);
внедрен разработанный адаптивный способ управления расходом топлива на режиме запуска.
Апробация работы. Результаты работы доложены на международном научно-техническом форуме, посвященному 100-летию ОАО «Кузнецов» и 70-летию СГАУ (СГАУ, Самара, 2012 г.), на II международном технологическом форуме «Инновации. Технологии. Производство.» (РГАТУ, Рыбинск, 2015 г.), на международной молодежной научной конференции XXII Туполевские чтения (КНИТУ – КАИ, Казань, 2015).
Личный вклад автора
-
Определены причины, приводящие к нестабильности выполнения запусков ГТД, обусловленные несовершенством технологии проектирования систем раскрутки.
-
Проанализированы натурные запуски ГТД. Определены возможные проявления ненадежности запуска и их причины.
-
Разработан способ экстраполяции характеристик осевого компрессора в область запуска, обеспечивающий повышение точности расчета по сравнению с имеющимися способами.
-
Выполнен синтез полной поэлементной математической модели двигателя АЛ-55И, проведен расчет параметров двигателя на режиме запуска с различными вариантами исходных данных.
-
Разработан способ управления расходом топлива авиационного газотурбинного двигателя в процессе запуска, обеспечивающий запуск за требуемое время, в широком диапазоне индивидуальных пусковых свойств конкретного экземпляра ГТД и их изменения в процессе выработки ресурса.
-
Определен критерий диагностирования пусковых свойств ГТД, их изменения в процессе выработки ресурса и в объеме парка двигателей при серийном производстве.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 7 работ, из них 4 статьи в журналах, рекомендованных ВАК, 3 тезисов докладов.
Объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка используемой литературы и приложений. Полный объем диссертации составляет 182 страницы, которые содержат 68 рисунков, 93 наименования литературы, 3 приложения.
Системы запуска авиационных ГТД: структура, классификация, требования
Началом второго этапа, приведенного на рисунке 1.1, является момент розжига ТВС в камере сгорания, после чего раскрутка ротора осуществляется совместно пусковым устройством и турбиной, избыточная мощность которой начинает возрастать при возникновении теплоперепада. При этом уравнение баланса мощностей сводится к выражению (1.1).
Этот этап характеризуется значительными температурными нагрузками на детали турбины, которые вызваны тем, что для обеспечения необходимой для раскрутки ротора избыточной мощности, при малой частоте вращения ротора (а значит и при малом расходе воздуха) необходимо реализовывать значительные избытки топлива. Кроме того, в процессе второго этапа камера сгорания работает в условиях неустановившейся газодинамики, следствием чего является значительные уровни окружной и радиальной неравномерностей температуры газа, что также негативно влияет на элементы конструкции горячей части.
При достижении частоты вращения (ПВЫКЛПУ), при которой турбина развивает достаточную для обеспечения раскрутки с заданным темпом избыточную мощность, происходит отключение пускового устройства или переход в генераторный режим работы. Как правило, сопровождение запуска пусковым устройством осуществляется до частоты вращения, при которой мощность ПУ становится значительно меньше мощности, развиваемой турбиной. При дальнейшем повышении частоты вращения пусковое устройство перестает быть источником избыточной мощности, а в случае совмещения в устройстве функции генератора - является потребителем (т.е. затягивает запуск), в связи с этим и осуществляется его отключение вплоть до выхода на рабочий режим. Поэтому на третьем этапе запуска (рисунок 1.1), уравнение баланса мощностей принимает вид: Nx = NT-r]MEX-NmTP. (1.3)
Окончанием запуска на земле считается момент выхода двигателя на установившийся режим земного малого газа, который определяется по достижению заданной частоты вращения ротора (пЗМГ). Режим земного малого газа двигателя соответствует минимальной тяге, необходимой для рулежки объекта на аэродроме. Выбор режима малого газа, в общем случае, является компромиссным, с одной стороны повышение режима обеспечивает устойчивость работы ГТД, с другой стороны, при работе на режиме земного малого газа необходимо обеспечить неподвижность летательного аппарата без применения специальных удерживающих средств. Известно [43], что необходимая при рулежке тяга практически линейно растет по скорости, в связи с чем, тягу на режиме малого газа желательно иметь близкой к минимальной необходимой, в противном случае эксплуатация самолета будет менее удобной и будет сопряжена с повышенным использованием тормозных устройств шасси [33]. С другой стороны, режим земного малого газа должен выбираться таким образом, чтобы обеспечить выполнение требований к переходным режимам (а именно обеспечить требуемые времена приемистости и сброса).
Запуск двигателя в полете может инициироваться пилотом, либо происходить автоматически в том числе при определении погасания камеры сгорания [2]. Как правило, в руководстве по эксплуатации самолетов гражданской (пассажирской) авиации запуск двигателя в полете после погасания камеры сгорания запрещается до момента посадки и определения причины погасания [44]. Тем не менее, возможность обеспечения запуска в полете – обязательное требование, предъявляемое к авиационным ГТД [45].
Основной особенностью запуска в полете является то, что ротор двигателя при запуске не находится в неподвижном состоянии, при этом возможны два варианта. Первый вариант – ротор двигателя вращается с постоянной частотой (nАВТ), под действием скоростного напора набегающего потока – такой установившийся режим работы называется режимом авторотации. При этом единственным источником энергии, за счет которого происходит вращение ротора двигателя, является энергия потока воздуха через газовоздушный тракт, которая пропорциональна квадрату скорости летательного аппарата (числу Маха).
Второй вариант – частота вращения ротора двигателя изменяется с отрицательным ускорением, то есть ротор замедляется. Очевидно, что снижение частоты вращения будет идти до частоты вращения авторотации, в то время как при выключении двигателя на земле, выбег происходит до неподвижного состояния роторов.
Таким образом, значение частоты вращения авторотации зависит как от собственных свойств двигателя (от газодинамического совершенства его газовоздушного тракта), так и от внешних факторов – атмосферных условий и скорости полета. На рисунке 1.3 приведена типовая зависимость частоты вращения ротора на режиме авторотации от высоты и скорости полета [2].
Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И в полете
В качестве субъекта анализа рассматривается дозвуковой авиационный двигатель АЛ-55И (проект 2010 г.) - двухвальный, двухконтурный (т=0,515) двигатель со смешением потоков за турбиной в низком классе тяги (Б1ВЗЛ=1760 кгс), диапазон эксплуатации Н=0…11 км, М=0…0,8. Состоит из трехступенчатого вентилятора, пятиступенчатого компрессора высокого давления, кольцевой камеры сгорания и одноступенчатых турбин высокого и низкого давлений (охлаждаемая только ТВД). Одной из основных конструктивных особенностей двигателя является короткая камеры сгорания, отношение длины камеры (1) к ее максимальному диаметру (D) составляет 1/D0,4. В связи с этим для подготовки смеси в укороченной первичной зоне применены лопаточные завихрители фронтового устройства.
Основная САУ двигателя электронная цифровая двухканальная с полной ответственностью (типа FADEC). Схема основной системы управления приведена на рисунке 2.1. В случае выхода из строя электронной САУ, двигатель переходит под управление резервной гидромеханической системы.
Система запуска двигателя АЛ-55И состоит из [35]: пусковое устройство Auxillec 8044-31 (Thales, Франция); - система плазменного воспламенения СПВ-55: свечи СПЛ-55, агрегат плазменного воспламенения АПВ-55, кабели высоковольтные КВ-55 (ОАО «УАПО», Уфа); насос-регулятор топливной системы НР-55 (ОАО «ОМКБ», Омск); - распределитель топлива по коллекторам РТ-55 (ОАО «ОМКБ», Омск); электронный блок управления ЭСУ-55 (АО УНПП «Молния», Уфа). Рисунок 2.1 – Основная система управления двигателем АЛ-55И
В случае возникновения отказов системы управления, циклограмма запуска в полете, инициированного пилотом, прерывается и осуществляется переход на резервную (гидромеханическую) систему управления.
Как это рассматривалось ранее, запуск двигателя на земле состоит из трех последовательных этапов: раскрутки ротора ГТД из неподвижного состояния до частоты вращения розжига, дальнейшей раскрутки до частоты вращения отключения пускового устройства, выхода на заданный режим земного малого газа.
Рассмотрим подробнее протекание основных газодинамических параметров в процессе запуска на земле. Как видно из графика, после начала раскрутки ротора, устанавливается заданное значение начального броска топлива (положение дозирующей иглы агрегата НР-55), необходимое для розжига в текущих условиях по программе GТ_НАЧ=f(ТВХ, РВХ). При этом до достижения определенной частоты вращения (в данном случае nВД=14 %), дозируемое топливо не попадает в камеру сгорания, а циркулирует в насосе-регуляторе, поскольку в начале запуска закрыт «СТОП-КРАН», то есть осуществляется слив топлива.
При достижении частоты вращения nВД=14 % выдается команда на открытие «СТОП-КРАНА», т.е. подачу топлива в камеру сгорания, одновременно выдается команда на включение системы зажигания. Через некоторое время (в данном случае 2 секунды) происходит воспламенение топливовоздушной смеси, сопровождающееся ростом температуры газа за турбиной. Осуществление розжига контролируется по росту температуры газа за турбиной на 40 градусов, относительно исходного значения, т.е. зафиксированного на момент нажатия кнопки «ПУСК». Временная задержка между моментом выдачи команд на подачу топлива и включение агрегатов зажигания и моментом определения розжига, называется задержкой розжига и обуславливается временем заполнения топливных коллекторов, временем распространения пламени по окружности камеры сгорания и инерционностью первичных термопреобразователей (термопар). Задержка розжига является интегральной характеристикой эффективности процессов подготовки и воспламенения смеси в условиях неустановившейся аэродинамики камеры сгорания.
После определения розжига, осуществляется снижение расхода топлива на заданную величину (в приведенном на рисунке случае величина снижения расхода топлива относительно начального броска составляет 0 %) и переход на программу управления расходом топлива dGТ/d = f(nВД). Как видно из рисунка 2.2, на 42 секунде запуска при выходе на режим, соответствующий текущему положению РУД в работу вступает ПИД-регулятор расхода топлива, что сопровождается снижением расхода топлива в камеру сгорания.
После формирования признака «Двигатель работает» (ДВР=1), в соответствии с заданным алгоритмом, происходит переход на программу управления nВД ЗМГ=f(Т ВХ), при РУД находящемся на площадке, соответствующей режиму малого газа. В случае если РУД находится в положении выше площадки малого газа, после формирования признака «Двигатель работает» произойдет повышение режима в темпе приемистости. При нахождении РУД ниже площадки малого газа, циклограмма запуска на основной системе управления не будет инициирована. В ситуации перевода РУД в положение ниже площадки малого газа в процессе запуска на основной системе управления, выполнение циклограммы запуска будет прекращено, произойдет останов двигателя.
Рассмотрен пример запуска без вступления в работу ограничителей предельных значений параметров, со стабильным горением топлива в камере сгорания. Однако, в зависимости от индивидуальных особенностей двигателя, протекание параметров в процессе штатного запуска может значительно измениться. На рисунке 2.3 приведен незавершенный запуск другого двигателя АЛ-55И.
Экстраполяция характеристик компрессора
В данной работе для расчета режима запуска, была выбрана поэлементная динамическая модель ГТД, как наиболее полно описывающая физические процессы, происходящие в двигателе, и позволяющая проанализировать взаимовлияние параметров на пусковые характеристики объекта в целом.
В качестве субъекта моделирования выбран двигатель АЛ-55И, экспериментальные результаты запусков которого рассматривались ранее.
Поэлементная математическая модель ГТД рассматриваемого двигателя была создана на базе программного комплекса MatLab R2014b [86-90], который наиболее удобен при работе с матрицами параметров, и имеет следующую структуру (рисунок 3.5): - тело модели представляет собой последовательность блоков расчета, расположенных таким образом, что параметры на выходе из предыдущего блока являются входными для следующего; - каждый блок расчета представляет собой характерный участок проточной части: входное устройство, компрессоры низкого и высокого давлений, камеры сгорания, турбины высокого и низкого давлений, зона смешения, выходное устройство; - исходными данными для расчета являются внешние условия (температура и давление воздуха, скорость полета), характеристики узлов (газодинамические характеристики компрессоров и турбин, полнота сгорания топлива в камере сгорания), пневмосхема, геометрические характеристики, величины потерь давления по тракту.
В приложении А приведен список основных уравнений математической модели. В модели учитываются инерционности роторов, сжимаемость газа в сосредоточенных объемах, зависимость теплофизических свойств газа (k, R, Cp) от температуры, отборы воздуха на охлаждение конструкции и утечки по газовоздушному тракту. и турбин принимаются
В соответствии с традиционной практикой верификации поэлементных математических моделей [33], на первом этапе, подтверждается сходимость модели при расчете дроссельных характеристик двигателя в стандартных атмосферных условиях. На рисунке 3.6 представлены результаты такого расчета. Как видно из графиков, выбранная структура математической модели и заданные исходные данные обеспечивают выполнение расчета с необходимой для проектирования и отработки САУ точностью.
На следующем этапе расчета подтверждается сходимость результатов расчета переходных режимов: приемистости (рисунок 3.7) и сброса (рисунок 3.8). Следует отметить, что для исключения влияния погрешности, вносимой моделью топливо-регулирующей аппаратуры, расход топлива в процессе расчета переходных процессов задавался аналогично экспериментально полученному.
Результаты расчета переходных режимов показывают достаточную сходимость с экспериментальными результатами. Отличие давления газа за компрессором связано с особенностями измерения этого параметра в САУ двигателя с одной стороны (инерционность замера, вызванная относительной удаленностью датчика от места забора воздуха), и с индивидуальными отличиями характеристик компрессоров от используемых в модели, с другой.
Максимальный Боевой (МБ) до режима земного малого газа (ЗМГ) ( расчет,- эксперимент) Завышенные значения температуры газа за турбиной, полученные в ходе расчета приемистости, объясняются тем, что в модели не учтен теплообмен газа с элементами конструкции и динамическое изменение полнотных характеристик камеры сгорания (что особенно критично в рассматриваемом случае, поскольку особенностью конструкции АЛ-55И является уникально коротка камеры сгорания).
Таким образом, подтверждена достаточная для отработки системы управления точность расчета.
Для осуществления расчета запуска, необходимо экстраполировать характеристики компрессоров, турбин и камеры сгорания в область запуска. На рисунке 3.9 приведены имеющиеся верифицированные характеристики компрессоров (а, б) и турбин (в, г) для области рабочих режимов.
Для осуществления расчетной экстраполяции характеристик лопаточных машин в соответствии с методами Секстона и Готье, они были представлены в виде матриц параметров - наиболее удобной для расчетов форме представления. Последняя известная напорная ветвь, соответствующая наименьшей частоте вращения на характеристике компрессора, и наименьшей относительной окружной скорости на характеристике турбины, не использовались в расчете, а служили для верификации результатов экстраполяции.
Система зажигания
Как это рассматривалось выше (Глава 2), максимум потребляемой мощности компрессора достигается при полете у земли с максимальной скоростью (Н=0 км, М=МMAX), поэтому расчет необходимой моментной характеристики пускового устройства необходимо вести именно в этой области. Следует отметить, что в данных условиях часть необходимой для раскрутки ротора мощности будет создаваться набегающим потоком воздуха (как при работе в режиме авторотации), однако величина этой мощности сильно зависит от конструкции самолетных воздухозаборников, в связи с чем, ее величина может быть преувеличена, что приведет к некорректному определению моментной характеристики пускового устройства. В рассматриваемых условиях выбирается такая моментная характеристика ПУ, чтобы частота вращения ротора на режиме ХП была не менее 25 % от частоты вращения на максимальном режиме, а время запуска соответствовало предъявляемым требованиям, с учетом выполнения заданных ограничений.
В части формирования требований к топливной системе, расчет запусков позволяет определить необходимый диапазон изменения расхода топлива в процессе запуска, а именно максимальное значение расхода топлива в зависимости от частоты вращения ротора. Эта информация необходима для определения требований к приводным топливным насосам, чья производительность находится в зависимости от частоты вращения, а значит низка при частотах вращения режима запуска. Поскольку производительность электроприводных насосов не зависит от частоты вращения ротора, параметры топливорегулирующей аппаратуры не являются лимитирующим фактором.
Информация о диапазоне изменения расхода топлива и соответствующих параметрах в камере сгорания на запуске необходима также для проектирования пусковых топливных форсунок, для обеспечения требуемого качества распыла топлива.
После изготовления опытного образца двигателя, укомплектованного опытными образцами агрегатов, переходят к стендовым испытаниям, в рамках которых необходимо определить эффективное расположение свечей зажигания / воспламенителей и приемников температуры газа в контролируемом сечении (например, в сечении за турбиной низкого давления).
Для определения наиболее эффективного расположения свечей зажигания / воспламенителей по окружности камеры сгорания, предлагается использовать экспериментальный образец модуля камеры сгорания, предусматривающий возможность монтажа нескольких свечей зажигания / воспламенителей в сечениях: - напротив топливных форсунок в верхней половине камеры сгорания; - напротив топливных форсунок в нижней половине камеры сгорания; - между топливными форсунками в верхней половине камеры сгорания; - между топливными форсунками в нижней половине камеры сгорания.
В процессе экспериментальных работ возможен как одновременный монтаж систем зажигания во всех рассматриваемых сечениях (если позволяет трассировка штатной обвзяки двигателя и количество имеющихся опытных образцов системы зажигания), так и монтаж штатного количества систем зажигания (как правило двух) в рассматриваемых сечениях с последующим перемонтажом в процессе испытаний.
Путем последовательного включения / выключения систем зажигания либо их перемонтажа определяют наиболее эффективное их расположение в окружном сечении камеры сгорания. Критериями эффективности при этом являются минимальные значения задержки розжига (время от включения системы зажигания до момента розжига) и окружной неравномерности температуры газа, которые характеризуются скорость и качество распространения пламени по объему камеры сгорания.
Для определения эффективного положения свечей зажигания в осевом направлении необходимо провести аналогичные испытания на другом экспериментальном модуле камеры сгорания, предусматривающем возможность монтажа свечей зажигания / воспламенителей на различном расстоянии от топливных форсунок. При этом в окружном направлении устройства зажигания должны располагаться в сечениях, выбранных по результатам предыдущих испытаний. Критериями выбора наиболее эффективного осевого положения свечей зажигания являются стабильные розжиги с минимальными задержками.
В ходе экспериментальной отработки, температура газа в контролируемом сечении должна определяться по показаниям специального измерительного устройства. Число термопар измерения должно не менее чем в два раза превышать количество топливных форсунок, для обеспечения контроля неравномерности температуры газа, вызванной дискретностью подачи топлива.
Решение о выборе количества и места расположения штатных термопар необходимо принимать исходя из условия обеспечения точного измерения средней температуры газа минимальным числом термопар.
При экспериментальной отработке системы запуска, необходимо подтвердить эффективность расположения свечей системы зажигания и термопар измерения в ситуации дозирования минимальных расходов топлива, для которой характерно неравномерное распределение топлива по форсункам: большие расходы через форсунки нижнего сектора, меньшие через форсунки верхнего сектора.
Для газотурбинных двигателей промышленного назначения характерно использование газового топлива. При этом процесс смесеобразования в большей мере проявляет диффузионные свойства, в связи с этим, требования к организации процессов розжига и стабилизации пламени должны быть ужесточены с той точки зрения, что нерасчетный подвод воздуха в первичной зоне может экранировать поток газового топлива и локализовать инициированный системой зажигания очаг горения.