輔助動(dòng)力裝置的穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性試飛

王俊琦 趙海剛 張媛

摘要：由于直升機(jī)本機(jī)負(fù)載消耗能力有限，在原裝機(jī)條件下無(wú)法對(duì)某型輔助動(dòng)力裝置（APU）按照研制總要求規(guī)定的性能指標(biāo)進(jìn)行全面的試飛驗(yàn)證，針對(duì)該問(wèn)題本文詳細(xì)設(shè)計(jì)了一種基于加裝電負(fù)載裝置和原機(jī)引氣負(fù)載的輔助動(dòng)力裝置穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性試飛方法，并開(kāi)展了引氣負(fù)載、電負(fù)載以及組合負(fù)載下的輔助動(dòng)力裝置穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性試飛。試飛結(jié)果表明，該型輔助動(dòng)力裝置在各穩(wěn)定工作狀態(tài)和負(fù)載加、減載過(guò)渡態(tài)過(guò)程中工作穩(wěn)定，參數(shù)跟隨良好，轉(zhuǎn)速控制精度滿足GJB 3971要求；采用電負(fù)載裝置和本機(jī)引氣負(fù)載相結(jié)合的方法將輔助動(dòng)力裝置試驗(yàn)排氣溫度增幅提高了100℃以上，有效拓展裝機(jī)狀態(tài)下輔助動(dòng)力裝置穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性的可試功率狀態(tài)上限和功率變換范圍。

關(guān)鍵詞：輔助動(dòng)力裝置；電負(fù)載裝置；引氣負(fù)載；穩(wěn)態(tài)特性；過(guò)渡態(tài)特性；飛行試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：V217.31文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.09.007

輔助動(dòng)力裝置（auxiliary power unit，APU）是裝在飛機(jī)上的一套不依賴機(jī)外任何能源、自成體系的小型燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)[1-2]。APU可以為主發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)提供壓縮空氣，改善發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能，而且APU可以向機(jī)上提供電、氣、液壓等能源，提高飛機(jī)的安全性和自給維護(hù)保證性，延長(zhǎng)主發(fā)動(dòng)機(jī)的使用壽命[1]，APU已成為軍民用飛機(jī)的重要功能子系統(tǒng)[3-5]。

APU穩(wěn)態(tài)、過(guò)渡態(tài)燃油控制以及電、氣、液壓負(fù)載特性匹配設(shè)計(jì)是APU研制，以及與飛機(jī)匹配的關(guān)鍵技術(shù)之一，決定了APU裝機(jī)適用的工作特性和性能特性。隨著數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的發(fā)展應(yīng)用，APU燃油控制規(guī)律得以在工程上實(shí)現(xiàn)復(fù)雜的非線性數(shù)學(xué)模型，大大提高了APU的控制穩(wěn)定性和燃油經(jīng)濟(jì)性[6]；APU仿真建模技術(shù)[7-9]的應(yīng)用進(jìn)一步促進(jìn)了APU的負(fù)載特性的優(yōu)化提升。GJB 3971—2009《航空燃?xì)鉁u輪輔助動(dòng)力裝置通用規(guī)范》中對(duì)APU穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性有明確的要求，如“穩(wěn)定性：在整個(gè)環(huán)境條件和工作包線范圍內(nèi)，空載和最大載荷之間，APU在穩(wěn)定工作狀態(tài)下的功率輸出和轉(zhuǎn)速波動(dòng)，應(yīng)在其連續(xù)狀態(tài)值的1%范圍內(nèi)，當(dāng)提供垂落特性時(shí)，轉(zhuǎn)速?gòu)目蛰d到最大載荷的每個(gè)轉(zhuǎn)速下降范圍應(yīng)不超過(guò)空載轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的4%”“瞬態(tài)：對(duì)負(fù)載的任何變化恢復(fù)到95%穩(wěn)態(tài)性能值的時(shí)間不超過(guò)1s。轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速超過(guò)其正常調(diào)定值不應(yīng)大于最高允許穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)速的3%。在這些過(guò)渡狀態(tài)，應(yīng)不出現(xiàn)超溫，應(yīng)無(wú)燃燒室不穩(wěn)定或壓氣機(jī)工作不穩(wěn)定現(xiàn)象”[10]。APU穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性不僅是其主要的設(shè)計(jì)性能指標(biāo)[9]，也是鑒定試飛的重要考核內(nèi)容。

不同于主發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)油門桿或功率桿調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)，APU是一種被動(dòng)式的功率輸出，其工作狀態(tài)的大小取決于飛機(jī)/直升機(jī)上負(fù)載需求量，往往基于本機(jī)負(fù)載環(huán)境APU工作狀態(tài)范圍極為有限，難以在全工作狀態(tài)區(qū)間內(nèi)考核其工作特性指標(biāo)。針對(duì)該問(wèn)題，本文基于某型輔助動(dòng)力裝置設(shè)計(jì)鑒定試飛，詳細(xì)介紹了一種基于外加電負(fù)載裝置的APU穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性試飛方法，為同類型APU的試飛設(shè)計(jì)提供參考。

1 APU結(jié)構(gòu)及功能特點(diǎn)

某型輔助動(dòng)力裝置是一種單轉(zhuǎn)子小型燃?xì)鉁u輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)，由一級(jí)離心式壓氣機(jī)、環(huán)形回流燃燒室、一級(jí)向心葉輪和附件傳動(dòng)箱組成。該型APU配裝某型直升機(jī)，能夠從壓氣機(jī)出口引出壓縮空氣，用于主發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)和機(jī)艙環(huán)控系統(tǒng)加溫；在附件傳動(dòng)箱上安裝有風(fēng)冷式交流發(fā)電機(jī)，能夠?qū)PU軸功率轉(zhuǎn)換為電功率，為直升機(jī)地面維護(hù)和空中應(yīng)急提供電源，交流發(fā)電機(jī)額定容量為30kW，過(guò)載容量為40kW。APU燃油控制系統(tǒng)在全包線范圍內(nèi)對(duì)APU按預(yù)定的燃油控制規(guī)律對(duì)燃油流量進(jìn)行自動(dòng)控制，保證APU迅速可靠地起動(dòng)和加速，以及在空載、引氣和輸出軸功率等工作狀態(tài)下穩(wěn)定運(yùn)行。APU起動(dòng)成功后，按照恒定轉(zhuǎn)速控制，通過(guò)調(diào)節(jié)燃油流量以適應(yīng)負(fù)載的改變。

2 APU穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性試飛設(shè)計(jì)

針對(duì)配裝直升機(jī)引氣和電負(fù)載容量有限的問(wèn)題，為擴(kuò)大APU穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性工作狀態(tài)范圍，在某型APU試飛時(shí)，采用了加裝外部電負(fù)載裝置與本機(jī)引氣負(fù)載相結(jié)合的措施，提高了裝機(jī)條件下APU的可達(dá)工作狀態(tài)上限，以滿足在全工作狀態(tài)范圍內(nèi)驗(yàn)證APU的穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性與研制總要求符合性的要求。

2.1 APU電負(fù)載設(shè)計(jì)

在該型APU試飛時(shí)，在直升機(jī)左、右兩側(cè)吊掛分別加裝風(fēng)冷式電負(fù)載吊艙，增加直升機(jī)的電負(fù)載消耗。電負(fù)載裝置在發(fā)動(dòng)機(jī)、輔助動(dòng)力裝置以及發(fā)電機(jī)的試飛測(cè)試中應(yīng)用較多[11]，由于風(fēng)冷式電負(fù)載利用飛行中自由流空氣進(jìn)行強(qiáng)迫通風(fēng)冷卻，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，控制方便，而在試飛應(yīng)用中較為常見(jiàn)[12-13]。根據(jù)交流發(fā)電機(jī)輸出電功率設(shè)計(jì)指標(biāo)，電負(fù)載吊艙的總功率按照40kW設(shè)計(jì)。電負(fù)載控制方案的設(shè)計(jì)綜合了直升機(jī)電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及試飛使用安全要求，在主交流發(fā)電機(jī)正常狀態(tài)下，APU交流發(fā)電機(jī)僅給電負(fù)載供電，而在主交流發(fā)電機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，電負(fù)載裝置能夠?qū)崿F(xiàn)自動(dòng)斷開(kāi)，APU交流發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)而向全機(jī)供電，以保證在緊急情況下直升機(jī)各系統(tǒng)能正常工作。

試飛所用的電負(fù)載組成及加載原理如圖1所示，左、右電負(fù)載吊艙各安裝有6個(gè)2.1kW和3個(gè)2.5kW的負(fù)載單元，每三個(gè)負(fù)載單元同時(shí)進(jìn)行加/卸載，兩個(gè)吊艙由6個(gè)控制開(kāi)關(guān)分為6擋進(jìn)行加載，各擋位電負(fù)載加載量分別為：6.3kW、12.8kW、20.3kW、27.8kW、34.1kW、40.4kW。APU穩(wěn)態(tài)特性試飛中，通過(guò)逐級(jí)接通各開(kāi)關(guān)，從而控制APU的穩(wěn)定工作狀態(tài)；此外電負(fù)載裝置還設(shè)有總控制開(kāi)關(guān)K，在過(guò)渡態(tài)特性試飛時(shí)，通過(guò)接通/斷開(kāi)總開(kāi)關(guān)K，進(jìn)行電負(fù)載階躍加/卸載，實(shí)現(xiàn)APU工作狀態(tài)的瞬變調(diào)節(jié)。

2.2 APU穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性試飛方法

APU穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)試飛是在直升機(jī)飛行高度包線內(nèi)，通過(guò)引氣負(fù)載、電負(fù)載以及引氣+電組合負(fù)載的加、減載考核APU的穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)工作能力和控制精度。主要試飛內(nèi)容和試飛方法如下。

（1）純引氣負(fù)載加載試飛

穩(wěn)態(tài)/過(guò)渡態(tài)特性試飛方法：采用APU氣源進(jìn)行直升機(jī)座艙最大加溫引氣和采用APU氣源進(jìn)行主發(fā)動(dòng)機(jī)冷運(yùn)轉(zhuǎn)和起動(dòng)。

（2）純電負(fù)載加載

穩(wěn)態(tài)特性試飛方法：自APU空載狀態(tài)，逐級(jí)接通電負(fù)載單元，增加APU交流發(fā)電機(jī)輸出功率，控制APU在不同功率狀態(tài)工作；過(guò)渡態(tài)特性試飛：接通/斷開(kāi)電負(fù)載總開(kāi)關(guān)K，實(shí)現(xiàn)在空載和APU最大狀態(tài)對(duì)應(yīng)電負(fù)載功率之間加減載；當(dāng)前最大加載功率根據(jù)穩(wěn)態(tài)特性試飛逐級(jí)加載結(jié)果確定。

（3）引氣負(fù)載+電負(fù)載加載

穩(wěn)態(tài)特性試飛方法：自APU空載狀態(tài)，接通座艙最大加溫引氣，逐級(jí)增加電負(fù)載功率，以及在冷運(yùn)轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)，逐級(jí)增加電負(fù)載功率。

上述試驗(yàn)均先經(jīng)地面試驗(yàn)驗(yàn)證后再開(kāi)展飛行試驗(yàn)，其中涉及主發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)以及冷運(yùn)作操作的試驗(yàn)僅在地面開(kāi)展。由于APU安裝在直升機(jī)機(jī)體上方的APU艙內(nèi)，飛行速度對(duì)APU的進(jìn)氣影響較小，故在進(jìn)行APU飛行試驗(yàn)時(shí)直升機(jī)均在試驗(yàn)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(tài)對(duì)應(yīng)的電負(fù)載和電負(fù)載+引氣負(fù)載特性不同，在試飛時(shí)，根據(jù)試驗(yàn)高度大氣溫度以及前期直升機(jī)座艙最大引氣試飛數(shù)據(jù)，在APU負(fù)載特性圖（見(jiàn)圖2）線性插值獲得純電負(fù)載最大加載量以及引氣+電負(fù)載狀態(tài)下的最大電負(fù)載加載量。圖2中t0為當(dāng)前高度環(huán)境溫度，WAPU和QAPU分別對(duì)應(yīng)APU的輸出電功率和引氣流量。

3試飛驗(yàn)證及結(jié)果分析

3.1穩(wěn)態(tài)特性試飛

分別在單純座艙加溫引氣、單純電負(fù)載以及組合負(fù)載（引氣負(fù)載+電負(fù)載）三種情況下進(jìn)行APU穩(wěn)態(tài)特性試飛。試飛時(shí)在每一種負(fù)載工作狀態(tài)APU保持穩(wěn)定工作3min，使APU排氣溫度達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)，測(cè)定工作參數(shù)。在進(jìn)行電負(fù)載加載時(shí)，為確保APU不出現(xiàn)過(guò)載，需要根據(jù)試驗(yàn)高度大氣條件在APU最大狀態(tài)負(fù)載特性圖（見(jiàn)圖2）插值對(duì)應(yīng)飛行條件下的最大電功率加載量。

圖3～圖5分別對(duì)應(yīng)引氣負(fù)載、電負(fù)載以及組合負(fù)載情況下的APU穩(wěn)態(tài)特性試飛參數(shù)歷程曲線，其中EGT為APU排氣溫度，F(xiàn)g為APU轉(zhuǎn)速，QAPU為APU引氣流量，WAPU為APU交流發(fā)電機(jī)輸出功率，也等于電負(fù)載消耗功率。圖中t為APU空載時(shí)的排氣溫度。引氣負(fù)載接通后，隨著引氣流量的增加，APU排氣溫度也逐漸上升，轉(zhuǎn)速有所降低，且隨著引氣流量的穩(wěn)定，排氣溫度和轉(zhuǎn)速也基本保持穩(wěn)定，引氣負(fù)載接通使得APU排氣溫度上升了約80℃；電負(fù)載和組合負(fù)載加載過(guò)程APU的參數(shù)變化與引氣負(fù)載加載過(guò)程相似，隨著電負(fù)載加載“臺(tái)階”式增加，APU排氣溫度也呈“臺(tái)階”式升高，在逐級(jí)增加電負(fù)載時(shí)，APU轉(zhuǎn)速也逐漸降低，最大加載時(shí)的轉(zhuǎn)速為100.5%～101%，控制在穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)速控制范圍（100%～103%）內(nèi)。組合負(fù)載加載較單純電負(fù)載加載，對(duì)于相同的電負(fù)載加載功率，APU排氣溫度高100～120℃，且隨著APU狀態(tài)越高，排氣溫度升高的幅度越大。

對(duì)于采用恒定轉(zhuǎn)速控制的APU，其排氣溫度表征了工作狀態(tài)，從試飛結(jié)果可以看出，該型APU在不同功率輸出狀態(tài)工作時(shí)，轉(zhuǎn)速和排氣溫度控制穩(wěn)定，參數(shù)均在限制范圍內(nèi)，轉(zhuǎn)速波動(dòng)不大于1%，滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。通過(guò)電負(fù)載和引氣負(fù)載的單獨(dú)和組合加載，使得APU排氣溫度變化幅度達(dá)到180℃以上，較單純引氣負(fù)載，APU排氣溫度增幅高于100℃以上，大大擴(kuò)大了APU原機(jī)條件下的可試驗(yàn)工作狀態(tài)范圍。

3.2過(guò)渡態(tài)特性試飛

APU過(guò)渡態(tài)試飛僅在單純電負(fù)載狀態(tài)進(jìn)行了負(fù)載的快速加、減載試驗(yàn)。過(guò)渡態(tài)試驗(yàn)在同一飛行條件穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)之后銜接進(jìn)行。在穩(wěn)態(tài)特性電負(fù)載加載至最大狀態(tài)后，切斷總開(kāi)關(guān)K，保持各檔位開(kāi)關(guān)狀態(tài)不變，通過(guò)接通或斷開(kāi)總開(kāi)關(guān)，實(shí)現(xiàn)最大電負(fù)載功率的瞬時(shí)加、卸載，使得APU如同主發(fā)動(dòng)機(jī)一樣進(jìn)行“加速”和“減速”。該型APU過(guò)渡態(tài)試驗(yàn)中工作參數(shù)歷程曲線如圖6所示。在瞬間加、卸載過(guò)程中，APU排氣溫度表現(xiàn)出快速的升高和下降，變化幅度達(dá)到100℃以上；在加、卸載瞬間，轉(zhuǎn)速也出現(xiàn)階躍，幅度小于2%，在加載穩(wěn)定后，排氣溫度趨于穩(wěn)定，轉(zhuǎn)速也恢復(fù)到穩(wěn)態(tài)控制。對(duì)比圖3可以看出，采用電負(fù)載加、卸載方式獲得的APU排氣溫度變化區(qū)間要大于采用原直升機(jī)引氣加、卸載方式，且采用電負(fù)載加、卸載方式，APU負(fù)載調(diào)節(jié)更為迅速，引氣負(fù)載加載過(guò)程中，APU排氣溫度自開(kāi)始上升達(dá)到溫度用時(shí)約51s，而采用電負(fù)載加載，排氣溫度穩(wěn)定時(shí)間約35s。

該型APU過(guò)渡態(tài)試飛表明，APU過(guò)渡態(tài)控制符合GJB 3971轉(zhuǎn)速變化幅度小于3%的要求，在加載保持穩(wěn)定后，排氣溫度和轉(zhuǎn)速也趨于穩(wěn)定。較單純引氣加載，采用電負(fù)載加、卸載方式，負(fù)載加卸載更為迅速，且提高了APU試驗(yàn)功率上限，更加適合于APU過(guò)渡態(tài)特性試驗(yàn)。

4結(jié)論

本文采用電負(fù)載加載裝置和原機(jī)引氣負(fù)載相結(jié)合的方式成功實(shí)現(xiàn)了某型APU裝機(jī)條件下大功率范圍內(nèi)的穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)特性試飛考核，得出結(jié)論如下：

（1）該型APU排氣溫度反映了APU的工作狀態(tài)，在穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)加載試驗(yàn)過(guò)程中，排氣溫度變化與負(fù)載變化保持一致，在穩(wěn)態(tài)特性試飛時(shí)排氣溫度變化幅度超過(guò)180℃，過(guò)渡態(tài)試飛時(shí)變化幅度達(dá)到100℃以上，較原機(jī)可達(dá)功率狀態(tài)有大幅提升。

（2）該型APU在穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)工作過(guò)程中，轉(zhuǎn)速隨負(fù)載的增加有所下降，轉(zhuǎn)速波動(dòng)穩(wěn)態(tài)不大于1%，過(guò)渡態(tài)不超過(guò)2%，滿足GJB 3971要求，且沒(méi)有出現(xiàn)超溫、喘振等現(xiàn)象。

（3）采用電負(fù)載裝置和原機(jī)引氣負(fù)載相結(jié)合的方法可以有效擴(kuò)展APU裝機(jī)條件下的可達(dá)功率上限，可實(shí)現(xiàn)在全狀態(tài)范圍內(nèi)考核APU的穩(wěn)態(tài)工作特性，在空載至最大狀態(tài)功率區(qū)間內(nèi)考核APU的過(guò)渡態(tài)工作特性，有效解決了原機(jī)條件下APU穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)可試功率狀態(tài)范圍小的問(wèn)題。

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作者簡(jiǎn)介

王俊琦（1989-）男，碩士，工程師。主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)技術(shù)。

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

趙海剛（1979-）男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)技術(shù)研究。

張媛（1982-）女，學(xué)士，高級(jí)工程師。主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)技術(shù)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