啟動系統是用來使發動機從靜止狀態過渡到穩定的慢車轉速工作狀態，它包括調動轉子由靜止狀態逐步加速到一定轉速和向燃燒室供入燃油並點燃，形成連續的燃燒過程兩部分。
起動系統通常包括：起動機、起動燃油系統、起動點火系統、自動裝置等部分。
對一起動機的主要要求是：尺寸小、質量輕、可靠程度高，以及短時間能產生大功率。起動機的輸出功率從幾十千瓦到幾百千瓦。
目前廣泛應用的起動機有以下幾種型別。
(1)電起動機。由機上電瓶或地面電瓶供電，起動過程結束後，電起動機就由發動機帶動作為發電機使用。這種起動機的優點是結構簡單、尺寸小和起動準備容易。
缺點是在較短時間內允許的再起動次數有限(3—5 次)，受外界條件的影響較大，當外界條件變化使電瓶電壓下降時，就不易起動。
(2)燃氣渦輪起動機。適用於起動功率高的大型發動機。其優點是在質量和尺寸較小的情況下能產生較大的起動功率，並且可以多次起動。
由於這種起動機本身是一種小型燃氣渦輪發動機，所以它還需要起動機(一般用電起動機)。這樣使結構複雜，起動時間長。
(3)冷氣渦輪起動機。由飛機上或地面壓縮空氣吹動冷氣渦輪旋轉，再經減速器帶動發動機轉子。這種起動機本身的質量小，但壓縮空氣的消耗量很大。
以上幾種起動機的重度(不包括裝置重量)大致如下：
電起動機 14—20 n/kw
燃氣渦輪起動機 9—12 n/kw
冷氣渦輪起動機 9—12 n/kw
以上幾種起動機軸上的扭矩與發動機的轉速非常接近汽線關係，即起動過程大致是如下的情形：
mct＝mct,0－an
式中 mct,0——轉速為零時的起動機扭矩；
n——發動機轉速；
a——與起動機型別有關的常數。
第ⅰ階段
轉速由零到渦輪開始產生功率的轉速n1，發動機完全由起動機帶動加速。在這個階段的末尾n1轉速下，起動系統向燃燒室供油、起動點火，燃燒室開始工作。一般 n1=(0.
08~0.12)nmax。
第ⅱ階段
由渦輪開始產生功率的轉速到起動機脫開的轉速是起動過程的第ⅱ階段。 在這個階段，起動機與渦輪的扭矩之和驅動發動機加速，渦輪前總溫通常保持為最大值。當轉子加速到轉速np 時，理論上可以脫開起動機，但是為了增加可靠性和縮短起動時間，一般到轉速n2才脫開起動機。
轉速n2大約為n2=(0.2~0.3)nmax。
第ⅲ階段
由起動機脫開轉速n2至慢車轉速nidle（當渦輪發出的扭矩等於轉子阻力矩時即慢車轉速）是起動過程第三階段，轉子加速完全靠渦輪剩餘功率。渦輪發動機的慢車轉速nidle主要根據地面條件下對慢車推力的要求（一般不超過最大推力的3%~4%）選定。通常nidle=(0.
24~0.4) nmax。此時起動過程結束。
起動機脫開過早或過晚都不適宜，過早脫開會由於加速力矩小而延遲起動時間甚至造成發動機停車。過晚則要求起動機有很大功率。渦扇10就碰上過最難啃的「小發提前脫開」這塊硬骨頭！
民用航空發動機啟動
一、飛機發動機的啟動。
航空燃氣渦輪發動機的結構和迴圈過程， 決定了它不能像汽車發動機那樣自主的點火起動。因為，在靜止的發動機中直接噴油點火，因為壓氣機沒有旋轉，前面空氣沒有壓力，就不能使燃氣向後流動，也就無法使渦輪轉動起來，這樣會燒毀燃燒室和渦輪導向葉片。所以，燃氣渦輪發動機的起動特點就是：
先要氣流流動，再點火燃燒，也即是發動機必須要先旋轉，再起動。這就是矛盾，發動機還沒起動，還沒點火，卻要它先轉動。根據這個起動特點，就必須在點火燃燒前先由其他能源來帶動發動機旋轉。
在以前的小功率發動機上，帶動發動機到達一定轉速所需的功率小，就採用了起動電機來帶動發動機旋轉，如用於國產運-7，運-8飛機的渦槳5、渦槳6發動機。但是隨著大推力發動機的出現，用電動機已無法提供如此大的能量來帶動發動機，達到點火燃燒時的轉速了，因此需要更大的能源來帶動發動機，這時，採用apu，產生壓縮空氣，用氣源代替電源來起動發動機成為了現在所有高涵道比發動機的起動方式。
二、壓縮空氣的**
毫無疑問，壓氣機是壓縮空氣最好的**。採用渦輪帶動壓氣機就可以連續不斷的提供飛機所需要的壓縮氣源。而由於這個燃氣渦輪裝置提供的氣源只要能滿足發動機起動的需要就可以了，所以功率、體積相比發動機要小得多，這就使這套燃氣渦輪裝置可以採用電動機來起動， 然後再由這套燃氣渦輪裝置產生壓縮空氣來起動發動機，這樣就解決了發動機起動時需要大的能量的問題。
這套燃氣渦輪裝置被稱作apu（auxiliary power unit 輔助動力裝置）。
apu的作用是向飛機獨立地提供電力和壓縮空氣，也有少量的apu可以向飛機提供附加推力。飛機在地面上起飛前，由apu 供氣來啟動主發動機，從而不需依靠地面電、氣源車來發動飛機。在地面時 apu 提供電力和壓縮空氣，保證客艙和駕駛艙內的照明和空調，在飛機起飛時使發動機功率全部用於地面加速和爬公升，改善了起飛效能。
降落後，仍由apu**電力照明和空調，使主發動機提早關閉，從而節省了燃油，降低機場雜訊。
通常在飛機爬公升到一定高度（5000 公尺以下）輔助動力裝置關閉。但在飛行中當主發動機空中停車時，apu可在一定高度（一般為10000公尺）以下的高空中及時啟動，為發動機重新啟動提供動力。
輔助動力裝置的核心部分是乙個小型的渦輪發動機，大部分是專門設計的，也有一部分由渦槳發動機改裝而成，一般裝在機身最後段的尾錐之內，在機身上方垂尾附近開有進氣口，排氣直接由尾錐後端的排氣口排出。 發動機前端除正常壓氣機外裝有乙個工作壓氣機，它向機身前部的空調元件輸送高溫的壓縮空氣，以保證機艙的空調系統供給，同時還帶動乙個發電機，可以向飛機電網送出115v的三相電流。apu有自己單獨啟動電動機，由單獨的電池供電，有獨立的附加齒輪箱、潤滑系統、冷卻系統和防火裝置。
它的燃油來自飛機上總的燃油系統。
apu是動力裝置中乙個完整的獨立系統，但是在控制上它和整架飛機是一體的。它的控制板裝在駕駛員上方儀表板上，它的啟動程式、操縱、監控及空氣輸出都由電子控制項協調，並顯示到駕駛艙相關位置，如eicas的螢幕上。
現代化的大、中型客機上，apu是保證發動機空中停車後再啟動的主要裝備，它直接影響飛行安全。apu又是保證飛機停在地面時，客艙舒適的必要條件，這會影響旅客對乘機機型的選擇。因此apu成為飛機上乙個重要的不可或缺的系統。
如果飛機apu故障，那麼就只能靠地面電源車和高壓氣源車來提供。
三、起動過程
發動機的起動過程是乙個能量逐級放大的過程。先由蓄電池提供電源給apu起動機，帶動apu轉子旋轉；apu達到起動轉速後噴油燃燒，把燃料提供的化學能轉變為渦輪的機械能，並通過壓氣機把機械能轉換為空氣的壓力能。由於燃料的加入，apu產生的壓縮空氣的能量已遠遠大於蓄電池的能量。
最後，發動機上的空氣渦輪起動機把apu空氣的壓力轉化為帶動發動機核心機轉子旋轉的機械能，在達到發動機起動轉速時噴油點火，最終靠燃料的化學能使發動機進入穩定工作狀態。所以，在整個起動過程中，帶動發動機核心機旋轉的大能量，從很低的蓄電池能量，通過燃料的加入，一步步公升了起來，就像三峽大壩的梯級船閘。這就是apu的好處：
飛機本身只需要攜帶乙個能量很低的、充足了電的蓄電池，通過apu就能夠自主的完成發動機的起動，而不再依賴於地面裝置來起動發動機。
四、apu的特點
apu 和發動機一樣，都是燃氣渦輪裝置，但它們的目的不同，這是個很大的區別，發動機用於產生推力，而apu不需要產生推力，它主要用來提供氣源，還有電源。氣源除用於發動機起動，還為飛機的空調系統**連續不斷的空氣。這個特點使apu不同於發動機。
它要求apu 在設計時，使渦輪產生的機械能主要通過壓氣機轉換為空氣的壓力能，還有一部分機械能通過齒輪傳遞給發電機以產生電能，而不是向後噴出產生推力。所以，能量分配的不同，是apu和發動機的主要區別。
五、apu的工作和發動機的工作的不同
apu的工作狀態很簡單，在起動過程完成之後，就進入了穩定工作狀態，即轉速維持不變。而發動機卻需要依據飛**況不斷的改變轉速和推力。apu的工作狀態決定了apu的工作特點：
保持轉速不變。引氣是apu的目的，就是把apu壓氣機產生的壓縮空氣引出去給飛機的空調系統和發動機起動。由於引氣，使apu的功率要受引氣的影響，這就和apu的工作狀態要求轉速保持不變產生了矛盾，下面將講訴這個問題。
六、apu的發展
早期的apu像發動機一樣，氣流從進氣口先通過壓氣機，再到燃燒室和渦輪，最後從噴口噴出。氣流像一條線一樣流動，沒有岔路，串聯起了壓氣機和渦輪。如波音737的apu。
這個設計有個缺點，就是在給發動機引氣以起動發動機時，由於負載突然變得很大，會使apu的轉速發生大的變化，而自動調節器為維持apu轉速的不變，會大幅增加供油量，使溫度有大的公升高，這對apu不好。現在的apu，普遍採用進氣分流，增加了負載壓氣機。這個結構的特點是：
進氣道進來的氣流分成兩股，一股進入正常的增壓壓氣機和渦輪，主要用來帶動apu旋轉，然後氣流從噴口噴走，它是apu的功率部分；而另一股氣流進入負載壓氣機，這部分氣流由負載壓氣機增壓，專門用於產生供飛機使用的壓縮空氣。在這股氣流的進口有流量調節活門（進口導流葉片），它根據飛機對壓縮空氣的需求，實時的對活門（葉片）開度進行調節，來控制進入負載壓氣機空氣的多少。這個設計使apu的負載部分和功率部份分開了，因此在大量引氣時也不會造成apu功率部分轉速和溫度大的波動，這有助於增加apu的壽命。
獨立的負載部分和功率部分是現在apu的特點。（註明一點，負載壓氣機依然由渦輪通過傳動軸帶動，說它獨立是指氣流分別進入兩個部分，不再相干。）
軍用發動機的起動
有的用電動啟動機，如渦噴-7發動機（殲-7飛機的發動機） 。
有的用燃氣渦輪起動機，如渦噴-8（轟六的發動機），燃氣渦輪起動機實際上就是一台小渦輪軸發動機，由於這種起動機本身是一種小型燃氣渦輪發動機，所以它還需要起動機(一般用電起動機)。軍用航空發動機上的apu就是乙個燃氣渦輪起動機。
附氣源車（air start unit 縮寫 asu）
如果apu故障，則需要外界引氣，也就是一般說的氣源車來起到提供壓縮空氣的作用。在飛機機體左側有外接氣源介面，氣源車通過大管子把壓縮空氣供給給飛機。
電源車如果apu故障，則需要外界給飛機供電。電源車的外來電源，會啟動飛機上的小發（又叫小三發，其實就是一種小發動機），小發轉動起來後，產生的強大氣流會輸送到客機的乙個發動機上，吹動發動機的轉子旋轉，這個過程叫做引氣。發動機轉子旋轉到一定程度以後，開始噴油，發動機正常工作，乙個發動機被啟動成功，其餘的發動機依次同理。
全部發動機啟動後，小發就停止工作了。電源車這時離開。
渦輪發動機飛機結構與系統
飛機系統 液壓系統 1.變數幫浦為什麼要裝釋壓閥？p92 變數幫浦具有自動卸荷功能，因此設計系統時不用再考慮其卸荷問題。但為了系統的安全，回路上同樣需加裝安全閥，以防幫浦內壓力補償活門損壞或斜盤作動筒卡滯時造成系統壓力過高。2.液壓系統滲漏檢查方法？p129 一 內漏檢查法 流量表法和電流錶法。1 ...
渦輪發動機飛機結構與系統
上冊 a卷 選擇題 1 100 100分 1 飛機在水平面內作勻速圓周時 a 公升力大於重力 b 公升力等於重力 c 公升力小於重力 d 都有可能 2 飛機有下俯角加速度，在機頭部件的附加過載 a 為負值 b 小於 1 c 大於1 d 為正值 3 結構強度是指在外力的作用下 a 抵抗變形的能力 b ...
中國航空渦輪發動機現狀及展望
發動機的研製分為6個階段 一是突破單項關鍵技術 二是部件驗證 三是核心機 四驗證機 五是型號研製 六是使用發展。以上部分可以推測出下面所列的發動機的進度 一 目前 ws10 用於殲10 殲11後期動力。ws10 的研製始於1986年當時是考慮為殲10配套的，10a是ws10的核心機。1980年代從某...