輔助動力裝置的穩態和過渡態特性試飛

王俊琦 趙海剛 張媛

摘要：由于直升機本機負載消耗能力有限，在原裝機條件下無法對某型輔助動力裝置（APU）按照研制總要求規定的性能指標進行全面的試飛驗證，針對該問題本文詳細設計了一種基于加裝電負載裝置和原機引氣負載的輔助動力裝置穩態和過渡態特性試飛方法，并開展了引氣負載、電負載以及組合負載下的輔助動力裝置穩態和過渡態特性試飛。試飛結果表明，該型輔助動力裝置在各穩定工作狀態和負載加、減載過渡態過程中工作穩定，參數跟隨良好，轉速控制精度滿足GJB 3971要求；采用電負載裝置和本機引氣負載相結合的方法將輔助動力裝置試驗排氣溫度增幅提高了100℃以上，有效拓展裝機狀態下輔助動力裝置穩態和過渡態特性的可試功率狀態上限和功率變換范圍。

關鍵詞：輔助動力裝置；電負載裝置；引氣負載；穩態特性；過渡態特性；飛行試驗

中圖分類號：V217.31文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.09.007

輔助動力裝置（auxiliary power unit，APU）是裝在飛機上的一套不依賴機外任何能源、自成體系的小型燃氣渦輪發動機[1-2]。APU可以為主發動機起動提供壓縮空氣，改善發動機起動性能，而且APU可以向機上提供電、氣、液壓等能源，提高飛機的安全性和自給維護保證性，延長主發動機的使用壽命[1]，APU已成為軍民用飛機的重要功能子系統[3-5]。

APU穩態、過渡態燃油控制以及電、氣、液壓負載特性匹配設計是APU研制，以及與飛機匹配的關鍵技術之一，決定了APU裝機適用的工作特性和性能特性。隨著數字式電子控制系統的發展應用，APU燃油控制規律得以在工程上實現復雜的非線性數學模型，大大提高了APU的控制穩定性和燃油經濟性[6]；APU仿真建模技術[7-9]的應用進一步促進了APU的負載特性的優化提升。GJB 3971—2009《航空燃氣渦輪輔助動力裝置通用規范》中對APU穩態和過渡態特性有明確的要求，如“穩定性：在整個環境條件和工作包線范圍內，空載和最大載荷之間，APU在穩定工作狀態下的功率輸出和轉速波動，應在其連續狀態值的1%范圍內，當提供垂落特性時，轉速從空載到最大載荷的每個轉速下降范圍應不超過空載轉子轉速的4%”“瞬態：對負載的任何變化恢復到95%穩態性能值的時間不超過1s。轉子轉速超過其正常調定值不應大于最高允許穩態轉速的3%。在這些過渡狀態，應不出現超溫，應無燃燒室不穩定或壓氣機工作不穩定現象”[10]。APU穩態和過渡態特性不僅是其主要的設計性能指標[9]，也是鑒定試飛的重要考核內容。

不同于主發動機通過油門桿或功率桿調節發動機狀態，APU是一種被動式的功率輸出，其工作狀態的大小取決于飛機/直升機上負載需求量，往往基于本機負載環境APU工作狀態范圍極為有限，難以在全工作狀態區間內考核其工作特性指標。針對該問題，本文基于某型輔助動力裝置設計鑒定試飛，詳細介紹了一種基于外加電負載裝置的APU穩態和過渡態特性試飛方法，為同類型APU的試飛設計提供參考。

1 APU結構及功能特點

某型輔助動力裝置是一種單轉子小型燃氣渦輪軸發動機，由一級離心式壓氣機、環形回流燃燒室、一級向心葉輪和附件傳動箱組成。該型APU配裝某型直升機，能夠從壓氣機出口引出壓縮空氣，用于主發動機的起動和機艙環控系統加溫；在附件傳動箱上安裝有風冷式交流發電機，能夠將APU軸功率轉換為電功率，為直升機地面維護和空中應急提供電源，交流發電機額定容量為30kW，過載容量為40kW。APU燃油控制系統在全包線范圍內對APU按預定的燃油控制規律對燃油流量進行自動控制，保證APU迅速可靠地起動和加速，以及在空載、引氣和輸出軸功率等工作狀態下穩定運行。APU起動成功后，按照恒定轉速控制，通過調節燃油流量以適應負載的改變。

2 APU穩態和過渡態特性試飛設計

針對配裝直升機引氣和電負載容量有限的問題，為擴大APU穩態和過渡態特性工作狀態范圍，在某型APU試飛時，采用了加裝外部電負載裝置與本機引氣負載相結合的措施，提高了裝機條件下APU的可達工作狀態上限，以滿足在全工作狀態范圍內驗證APU的穩態和過渡態特性與研制總要求符合性的要求。

2.1 APU電負載設計

在該型APU試飛時，在直升機左、右兩側吊掛分別加裝風冷式電負載吊艙，增加直升機的電負載消耗。電負載裝置在發動機、輔助動力裝置以及發電機的試飛測試中應用較多[11]，由于風冷式電負載利用飛行中自由流空氣進行強迫通風冷卻，結構簡單，控制方便，而在試飛應用中較為常見[12-13]。根據交流發電機輸出電功率設計指標，電負載吊艙的總功率按照40kW設計。電負載控制方案的設計綜合了直升機電源系統設計以及試飛使用安全要求，在主交流發電機正常狀態下，APU交流發電機僅給電負載供電，而在主交流發電機出現故障時，電負載裝置能夠實現自動斷開，APU交流發電機轉而向全機供電，以保證在緊急情況下直升機各系統能正常工作。

試飛所用的電負載組成及加載原理如圖1所示，左、右電負載吊艙各安裝有6個2.1kW和3個2.5kW的負載單元，每三個負載單元同時進行加/卸載，兩個吊艙由6個控制開關分為6擋進行加載，各擋位電負載加載量分別為：6.3kW、12.8kW、20.3kW、27.8kW、34.1kW、40.4kW。APU穩態特性試飛中，通過逐級接通各開關，從而控制APU的穩定工作狀態；此外電負載裝置還設有總控制開關K，在過渡態特性試飛時，通過接通/斷開總開關K，進行電負載階躍加/卸載，實現APU工作狀態的瞬變調節。

2.2 APU穩態和過渡態特性試飛方法

APU穩態和過渡態試飛是在直升機飛行高度包線內，通過引氣負載、電負載以及引氣+電組合負載的加、減載考核APU的穩態和過渡態工作能力和控制精度。主要試飛內容和試飛方法如下。

（1）純引氣負載加載試飛

穩態/過渡態特性試飛方法：采用APU氣源進行直升機座艙最大加溫引氣和采用APU氣源進行主發動機冷運轉和起動。

（2）純電負載加載

穩態特性試飛方法：自APU空載狀態，逐級接通電負載單元，增加APU交流發電機輸出功率，控制APU在不同功率狀態工作；過渡態特性試飛：接通/斷開電負載總開關K，實現在空載和APU最大狀態對應電負載功率之間加減載；當前最大加載功率根據穩態特性試飛逐級加載結果確定。

（3）引氣負載+電負載加載

穩態特性試飛方法：自APU空載狀態，接通座艙最大加溫引氣，逐級增加電負載功率，以及在冷運轉發動機同時，逐級增加電負載功率。

上述試驗均先經地面試驗驗證后再開展飛行試驗，其中涉及主發動機起動以及冷運作操作的試驗僅在地面開展。由于APU安裝在直升機機體上方的APU艙內，飛行速度對APU的進氣影響較小，故在進行APU飛行試驗時直升機均在試驗高度以有利速度保持平飛。

APU在不同高度、大氣溫度下的最大狀態對應的電負載和電負載+引氣負載特性不同，在試飛時，根據試驗高度大氣溫度以及前期直升機座艙最大引氣試飛數據，在APU負載特性圖（見圖2）線性插值獲得純電負載最大加載量以及引氣+電負載狀態下的最大電負載加載量。圖2中t0為當前高度環境溫度，WAPU和QAPU分別對應APU的輸出電功率和引氣流量。

3試飛驗證及結果分析

3.1穩態特性試飛

分別在單純座艙加溫引氣、單純電負載以及組合負載（引氣負載+電負載）三種情況下進行APU穩態特性試飛。試飛時在每一種負載工作狀態APU保持穩定工作3min，使APU排氣溫度達到穩定狀態，測定工作參數。在進行電負載加載時，為確保APU不出現過載，需要根據試驗高度大氣條件在APU最大狀態負載特性圖（見圖2）插值對應飛行條件下的最大電功率加載量。

圖3～圖5分別對應引氣負載、電負載以及組合負載情況下的APU穩態特性試飛參數歷程曲線，其中EGT為APU排氣溫度，Fg為APU轉速，QAPU為APU引氣流量，WAPU為APU交流發電機輸出功率，也等于電負載消耗功率。圖中t為APU空載時的排氣溫度。引氣負載接通后，隨著引氣流量的增加，APU排氣溫度也逐漸上升，轉速有所降低，且隨著引氣流量的穩定，排氣溫度和轉速也基本保持穩定，引氣負載接通使得APU排氣溫度上升了約80℃；電負載和組合負載加載過程APU的參數變化與引氣負載加載過程相似，隨著電負載加載“臺階”式增加，APU排氣溫度也呈“臺階”式升高，在逐級增加電負載時，APU轉速也逐漸降低，最大加載時的轉速為100.5%～101%，控制在穩態轉速控制范圍（100%～103%）內。組合負載加載較單純電負載加載，對于相同的電負載加載功率，APU排氣溫度高100～120℃，且隨著APU狀態越高，排氣溫度升高的幅度越大。

對于采用恒定轉速控制的APU，其排氣溫度表征了工作狀態，從試飛結果可以看出，該型APU在不同功率輸出狀態工作時，轉速和排氣溫度控制穩定，參數均在限制范圍內，轉速波動不大于1%，滿足設計指標要求。通過電負載和引氣負載的單獨和組合加載，使得APU排氣溫度變化幅度達到180℃以上，較單純引氣負載，APU排氣溫度增幅高于100℃以上，大大擴大了APU原機條件下的可試驗工作狀態范圍。

3.2過渡態特性試飛

APU過渡態試飛僅在單純電負載狀態進行了負載的快速加、減載試驗。過渡態試驗在同一飛行條件穩態試驗之后銜接進行。在穩態特性電負載加載至最大狀態后，切斷總開關K，保持各檔位開關狀態不變，通過接通或斷開總開關，實現最大電負載功率的瞬時加、卸載，使得APU如同主發動機一樣進行“加速”和“減速”。該型APU過渡態試驗中工作參數歷程曲線如圖6所示。在瞬間加、卸載過程中，APU排氣溫度表現出快速的升高和下降，變化幅度達到100℃以上；在加、卸載瞬間，轉速也出現階躍，幅度小于2%，在加載穩定后，排氣溫度趨于穩定，轉速也恢復到穩態控制。對比圖3可以看出，采用電負載加、卸載方式獲得的APU排氣溫度變化區間要大于采用原直升機引氣加、卸載方式，且采用電負載加、卸載方式，APU負載調節更為迅速，引氣負載加載過程中，APU排氣溫度自開始上升達到溫度用時約51s，而采用電負載加載，排氣溫度穩定時間約35s。

該型APU過渡態試飛表明，APU過渡態控制符合GJB 3971轉速變化幅度小于3%的要求，在加載保持穩定后，排氣溫度和轉速也趨于穩定。較單純引氣加載，采用電負載加、卸載方式，負載加卸載更為迅速，且提高了APU試驗功率上限，更加適合于APU過渡態特性試驗。

4結論

本文采用電負載加載裝置和原機引氣負載相結合的方式成功實現了某型APU裝機條件下大功率范圍內的穩態和過渡態特性試飛考核，得出結論如下：

（1）該型APU排氣溫度反映了APU的工作狀態，在穩態和過渡態加載試驗過程中，排氣溫度變化與負載變化保持一致，在穩態特性試飛時排氣溫度變化幅度超過180℃，過渡態試飛時變化幅度達到100℃以上，較原機可達功率狀態有大幅提升。

（2）該型APU在穩態和過渡態工作過程中，轉速隨負載的增加有所下降，轉速波動穩態不大于1%，過渡態不超過2%，滿足GJB 3971要求，且沒有出現超溫、喘振等現象。

（3）采用電負載裝置和原機引氣負載相結合的方法可以有效擴展APU裝機條件下的可達功率上限，可實現在全狀態范圍內考核APU的穩態工作特性，在空載至最大狀態功率區間內考核APU的過渡態工作特性，有效解決了原機條件下APU穩態和過渡態可試功率狀態范圍小的問題。

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作者簡介

王俊琦（1989-）男，碩士，工程師。主要研究方向：航空發動機飛行試驗技術。

Tel：17391812576E-mail：173010073@qq.com

趙海剛（1979-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：航空發動機飛行試驗技術研究。

張媛（1982-）女，學士，高級工程師。主要研究方向：航空發動機飛行試驗技術研究。

Flight Test of Steady and Transient Characteristics of APU

Wang Junqi*，Zhao Haigang，Zhang Yuan

Chinese Flight Test Establishment，Xian 710089，China

Abstract： Due to the limited load consumption of helicopter， under the conditions of the original aircraft， it is impossible to perform a comprehensive flight test verification of a certain Auxiliary Power Unit （APU） according to the performance indicators specified in the general development requirements. In order to break this limit， in this paper， a steady-state and transient-state characteristics flight test of the APU is designed based on an electric load device which is added to the helicopter and the original aircraft bleed air load. The steady-state and transient-state flight tests are conducted under bleed air， electric and combined loads respectively. The flight test results show that the APU works stably during various steady states and load loading and unloading transient states， the parameters follow well and the speed control accuracy meets the requirements of GJB 3971. The flight test method combining the electric load device and the bleed air load increase the test exhaust temperature rise of the APU by more than 100℃，which effectively expands the upper limit of the testable power state.

Key Words： APU； electric load device； bleed air load； steady-state characteristics； transient-state characteristics； flight test