Устойчивая работа ГТД возможна лишь при числе оборотов от малого газа и выше. Для того чтобы вывести двигатель на режим малого газа, необходимо первоначально провести раскрутку ротора двигателя от постороннего источника мощности, обеспечить воспламенение пускового топлива в камере сгорания и тем самым обеспечить работу газовой турбины, с помощью которой осуществляется вывод двигателя на число оборотов малого газа (п м.г).
Процесс вывода двигателя на режим малого газа называется запуском двигателя.
Раскрутку ротора газотурбинного двигателя осуществляют специальным пусковым маломощным двигателем— стартером. Запуск двигателя можно разделить, на несколько этапов. На рис. 9 показано изменение крутящих моментов на валу двигателя и температуры газов перед турбиной по числу оборотов в процессе и пуска.
Момент, развиваемый стартером Мст, определяется характеристикой стартера. В процессе раскрутки ротора двигателя в зависимости от характеристики стартера момент, развиваемый стартером, может уменьшаться (как показано на рисунке), оставаться постоянным или увеличиваться. Момент Мт, развиваемый турбиной двигателя, изменяется приблизительно пропорционально числу оборотов. Он зависит от температуры газа перед турбиной и от числа оборотов ротора двигателя. Крутящий момент Мпр, потребный для прокрутки ротора двигателя, складывается из моментов, потребных для привода ротора компрессора, агрегатов двигателя, преодоления трения в подшипниках и других потерь. В случае ТВД, кроме того, учитывается момент, потребный для вращения воздушного винта. Момент Муск, идущий на ускорение вращения ротора двигателя, является суммарным избыточным моментом на роторе двигателя. Избыточный момент идет на сообщение ускорения ротору двигателя и определяет продолжительность запуска двигателя.
На том же графике нанесена кривая изменения температуры газов перед турбиной Т3.
Первый этап запуска начинается с запуска самого стартера и выхода его на рабочий режим. Продолжительность этого этапа невелика.
Второй этап запуска начинается с момента подключения стартера к валу двигателя и заканчивается моментом вступления в работу газовой турбины. Продолжительность этого этапа зависит от избытка мощности стартера над мощностью прокрутки.
На оборотах п1 начинается подача пускового топлива в камеры сгорания, образуется топливо-воздушная смесь, которая затем поджигается с помощью воспламенителей. К этому времени в камеру сгорания поступает воздух из компрессора под определенным давлением. С момента начала работы турбины начинается третий этап.
Рис. 9. Пусковые характеристики ГТД.
Третий этап запуска характеризуется тем, что ротор двигателя раскручивается как стартером, так и турбиной.
Начиная с числа оборотов пр (где Мт=Мпр), Мт больше Мпр. Заканчивается третий этап при достижении числа оборотов п 2, при котором происходит отключение стартера. Примерно в середине этапа отключаются пусковая топливная система и система зажигания.
Четвертый этап запуска начинается с момента отключения стартера. На этом этапе разгон ротора двигателя осуществляется турбиной, момент которой больше момента прокрутки. Возрастание числа оборотов происходит до числа оборотов пм. г, на которых Мт=Мпр.
Температура газа перед турбиной с момента начала работы основной топливной системы резко возрастает до максимального значения и поддерживается постоянной. Перед выходом на режим малого газа температура газа перед турбиной снижается, благодаря чему Мт возрастает менее интенсивно и избыточный момент уменьшается до нуля.
Для обеспечения запуска на ГТД устанавливаются системы запуска. К системам запуска предъявляются следующие требования.
1. Безотказность автоматического запуска двигателей на земле и в воздухе на всех эксплуатационных высотах и скоростях полета.
2. Минимальное время запуска, определяемое тактико-техническими требованиями.
3. Автономность запуска при малом весе и габаритах системы запуска.
4. Надежность работы механизмов и агрегатов системы запуска в течение установленного ресурса двигателя.
5. Возможность достаточного количества повторных запусков.
Вывод: пусковая система служит для перевода двигателя из нерабочего состояния в состояние устойчивой работы на режиме малого газа. В систему входят:
- стартер, служащий для раскрутки ротора двигателя до частоты вращения, при которой турбина двигателя дает крутящий момент, больший, чем момент сопротивления компрессора;
- пусковая топливная система и электросистема зажигания, создающие первоначальный факел пламени в пусковых воспламенителях;
- топливный автомат запуска, дозирующий подачу топлива через основные форсунки при запуске;
- система автоматики, обеспечивающая автоматизацию всего процесса запуска двигателя.
Пусковая система должна обеспечить надежный многократный автоматический запуск двигателя на земле и в воздухе.
Заключение
Параметры двигателя в процессе регулирования поддерживаются постоянными или изменяются по определенному закону и называются регулируемыми параметрами. Значение регулируемых параметров устанавливается с помощью регулирующих факторов, основными из которых в случае ТРДФ являются расход топлива в основных камерах сгорания 
, в форсажной камере 
, критическое сечение выхлопного сопла FKP.
Каждым регулирующим фактором можно изменять любой регулируемый параметр, но одним регулирующим фактором можно независимо воздействовать только на один регулируемый параметр. Поэтому число регулирующих факторов должно соответствовать числу регулируемых параметров.
Закон изменения регулируемых параметров (или регулирующих факторов) в зависимости от условий полета и положения рычага управления двигателем (РУД) называется программой регулирования.
Вопросы для самоконтроля.
1. Для чего нужна система топливопитания двигателя?
2. Назовите состав масляной системы двигателя.
3. Для чего нужен воздухозаборник и нужна система регулирования воздухозаборником?
4. Что в себя включает пусковая система двигателя?
Литература
1. Б.А. Бабин, В.П. Птухин, А.П. Фефелов, Ю.Б. Новиков, В.И. Дубровин Конструкция реактивных двигателей,учебного пособия издательство АВВАУЛ, Армавир, 1973г.стр.3-18.
2. В.Ф. Павленко, А.А. Дьяченко, В.И. Жулев. Б.К. Колпаков, А.П. Назаров, В.А. Тихонравов, Боевая авиационная техника, М., Воениздат, 1984г., стр. 144-150.
