應(yīng)急動力裝置在防偏防尾旋試飛中的應(yīng)用

張向前，楊建勇，付細(xì)能，趙 斌

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

在一些緊急情況下，當(dāng)發(fā)動機(jī)發(fā)生故障或左主液壓泵失效時，飛機(jī)失去了飛行的動力和必要的電能和液壓能。

應(yīng)急動力裝置（EPU）作為應(yīng)急能源系統(tǒng)在緊急情況下為飛機(jī)提供必要的液壓能，保證飛機(jī)能夠安全著陸[1]。

考慮到某型飛機(jī)設(shè)計狀態(tài)沒有安裝應(yīng)急液壓系統(tǒng)，為避免飛機(jī)在大迎角飛行狀態(tài)出現(xiàn)雙發(fā)停車及液壓泵失壓而使飛機(jī)舵面操縱能力喪失，導(dǎo)致尾旋改出動作無法實施，從飛行安全角度出發(fā)，某型飛機(jī)在開展防偏離防尾旋功能試飛和失速尾旋試飛之前須增加應(yīng)急動力裝置。

1 應(yīng)急動力裝置系統(tǒng)功能分析及設(shè)計

1.1 EPU的結(jié)構(gòu)

應(yīng)急動力裝置利用H-70肼燃料催化反應(yīng)產(chǎn)生的高溫、高壓燃?xì)怛?qū)動渦輪動力裝置工作，當(dāng)雙發(fā)停車或雙液壓泵故障時，在全飛行包線范圍內(nèi)能快速起動，通過渦輪將氣動能轉(zhuǎn)換成軸功率，驅(qū)動應(yīng)急液壓泵向飛機(jī)提供液壓源。

EPU由氮氣瓶、組合氮氣閥、燃料箱、渦輪動力裝置、控制器、散熱器六大部件組成。這六大部件通過線路、管路連接成系統(tǒng)，見圖1。

1.2 EPU工作方式

1.2.1 工作原理

EPU接到起動命令時，控制器發(fā)出指令打開組合氮氣閥和渦輪動力裝置的燃料閥，氮氣瓶的21MPa氮氣經(jīng)管路和組合氮氣閥減壓到2.8MPa，沿管路進(jìn)入燃料箱氮氣端，推動燃料箱活塞擠壓燃料箱的H-70肼燃料，肼燃料在壓力作用下沖破爆破片沿管路進(jìn)入渦輪動力裝置的燃料閥，燃料閥在控制器的作用下根據(jù)渦輪的轉(zhuǎn)速變化來調(diào)節(jié)肼燃料的流量，肼燃料最終進(jìn)入肼分解室，在催化劑的作用下產(chǎn)生高溫、高壓燃?xì)馔苿訙u輪轉(zhuǎn)動，經(jīng)齒輪箱減速后帶動一臺YZB-13應(yīng)急液壓泵。同時，應(yīng)急動力裝置輸出工作指示信號到飛機(jī)座艙內(nèi)，點亮EPU工作指示燈和肼燈。EPU停車必須為手動完成。

圖1 應(yīng)急動力裝置組成

1.2.2 EPU工作能力

EPU在緊急情況下為飛機(jī)提供應(yīng)急電能和液壓能。系統(tǒng)通常處于貯存和非激活狀態(tài)，一旦需要，它必須立刻工作從而為飛機(jī)提供持續(xù)的能力輸出。

快速起動：EPU系統(tǒng)要求能夠快速起動，在5s內(nèi)達(dá)到最大功率（額定功率）輸出。

高性能：EPU能在整個飛行包線內(nèi)隨時起動，為飛機(jī)提供動力，在發(fā)動機(jī)不能起動成功的情況下，能夠保證飛機(jī)安裝著陸。

高功率：EPU能夠提供充足的電能包括液壓能，在發(fā)動機(jī)故障時，能夠保證飛機(jī)能夠被控制并且著陸[2]。

圖2 EPU控制系統(tǒng)電氣實現(xiàn)方式

1.3 EPU控制及電氣實現(xiàn)方式

EPU控制器與渦輪動力裝置及組合氮氣閥的電氣實現(xiàn)方式見圖2。EPU起動有手動和自動兩種起動模式。為防止地面誤起動，設(shè)置有地面安全插拔開關(guān)，在地面處于常閉狀態(tài)，只有拔下安全開關(guān)才能進(jìn)行地面和空中起動。當(dāng)開關(guān)處于手動位置時，EPU強(qiáng)制起動，當(dāng)處于自動位置時，滿足起動條件后，EPU自動起動。EPU開始起動后，座艙內(nèi)設(shè)置的肼燈和EPU工作燈先后點亮，表明EPU起動成功并正常工作。

考慮到在防偏離防尾旋功能試飛和失速尾旋試飛中可能存在發(fā)動機(jī)空中停車等意外情況，且減輕飛行員在緊急情況下的操縱負(fù)擔(dān)，EPU設(shè)置有自動起動功能。 當(dāng)滿足 [（“空中”=1）∧（“左發(fā)停車”=1）∧（“右發(fā)停車”=1）]∨[（“空中”=1）∧（“第 1 液壓系統(tǒng)都失壓”=1）∧（“第 2 液壓系統(tǒng)都失壓”=1）]｝ 自動起動條件時，機(jī)電管理計算機(jī)發(fā)出指令給控制器，控制器收到指令后控制組合氮氣閥和渦輪動力裝置作動，完成起動時序。

2 地面及飛行試驗設(shè)計及驗證

2.1 地面試驗及驗證

2.1.1 地面試驗設(shè)計

為滿足應(yīng)急液壓源功能和性能要求，增加應(yīng)急液壓泵與第1液壓系統(tǒng)液壓泵并聯(lián)，應(yīng)急液壓泵由應(yīng)急動力裝置驅(qū)動，通過單向活門進(jìn)行系統(tǒng)隔離，避免系統(tǒng)壓力反灌至液壓泵。當(dāng)應(yīng)急液壓泵和第1液壓系統(tǒng)液壓泵同時工作時，同時向第1系統(tǒng)供壓，左發(fā)停車時（第1系統(tǒng)液壓泵失效），單獨由應(yīng)急液壓泵提供液壓能源。

為驗證EPU地面手動起動功能及應(yīng)急液壓泵與第1液壓系統(tǒng)液壓泵同時工作及應(yīng)急液壓泵單獨工作時EPU的工作性能，采取如下步驟驗證EPU工作能力及與飛機(jī)系統(tǒng)是否有相互影響：

起動左發(fā)動機(jī)，第1液壓系統(tǒng)液壓泵工作；

手動起動EPU，應(yīng)急液壓泵工作與第1液壓系統(tǒng)液壓泵同時工作，檢查系統(tǒng)工作是否正常。

關(guān)閉左發(fā)動機(jī)，使EPU單獨帶動應(yīng)急液壓泵工作，檢查工作性能。

2.1.2 試驗結(jié)果及分析

按照上述設(shè)計試驗步驟，試驗結(jié)果見圖3。發(fā)動機(jī)起動到慢車狀態(tài)（油門桿角度18°），第1液壓系統(tǒng)液壓泵工作正常（第1系統(tǒng)壓力約為21MPa），手動起動EPU后，應(yīng)急液壓泵正常工作，1系統(tǒng)壓力無明顯變化，說明應(yīng)急液壓系統(tǒng)的介入對飛機(jī)系統(tǒng)無影響。此后收油門桿至停車位（角度12°），發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速持續(xù)下降，當(dāng)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速降低到6%以下時，第1液壓系統(tǒng)液壓泵停止供壓，由EPU帶動應(yīng)急液壓泵單獨向1系統(tǒng)供壓，此時壓力降低至約19MPa，之后維持恒定范圍內(nèi)。當(dāng)飛機(jī)從應(yīng)急液壓系統(tǒng)提取功率時，壓力并沒有劇烈波動，EPU工作穩(wěn)定，無超轉(zhuǎn)、超溫等異常出現(xiàn)。為模擬防偏離防尾旋功能試飛和失速尾旋試飛中可能出現(xiàn)的功率提取情況，按照預(yù)定的程序持續(xù)操縱飛機(jī)舵面，能夠滿足飛機(jī)使用需求。約15min后肼燃料箱內(nèi)燃料消耗殆盡，應(yīng)急液壓泵后壓力出現(xiàn)下降，能滿足飛機(jī)需求的10min要求，隨后關(guān)閉EPU，完成試驗。

圖3 地面試驗結(jié)果

上述地面試驗表明，EPU地面起動功能正常，與飛機(jī)系統(tǒng)交聯(lián)正常，系統(tǒng)設(shè)計功能可以滿足飛機(jī)使用要求。

2.2 飛行試驗及驗證

為驗證EPU空中自動起動功能是否工作正常及空中帶動應(yīng)急液壓泵工作性能，可進(jìn)行空中EPU功能檢查試驗。

結(jié)合到在防偏離防尾旋功能試飛和失速尾旋試飛中可能存在發(fā)動機(jī)空中停車及自動起動的邏輯設(shè)置，在試驗時關(guān)閉左發(fā)，待高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速降低到45%（發(fā)動機(jī)停車）以下時，檢查EPU是否會根據(jù)控制器發(fā)出指令自動起動，起動成功后，模擬防偏離防尾旋功能試飛和失速尾旋試飛中可能出現(xiàn)的飛機(jī)操縱，檢查EPU能否滿足使用要求。試驗結(jié)果見圖4。

圖4 飛行試驗結(jié)果

根據(jù)圖4結(jié)果可知，當(dāng)發(fā)動機(jī)從慢車狀態(tài)（18°）收油門桿停車后，發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速下降，待轉(zhuǎn)速降低至6%以下后，液壓1系統(tǒng)壓力出現(xiàn)了與地面試驗類似的結(jié)果，壓力由21MPa降低至約19MPa，說明發(fā)動機(jī)停車后EPU執(zhí)行了自動起動程序，且正常帶動應(yīng)急液壓泵給1系統(tǒng)供壓。此后，EPU工作穩(wěn)定，并能正常為飛機(jī)提供所需的應(yīng)急液壓能源。

3 結(jié)論

本文以某型號防偏離防尾旋功能試飛和失速尾旋試飛為背景，介紹了應(yīng)急動力裝置在該科目中的系統(tǒng)功能分析及設(shè)計方式，并通過地面和飛行試驗對設(shè)計結(jié)果進(jìn)行了驗證。由此證明，該設(shè)計方案是有效可行的，能夠滿足在地面及試飛中的使用需求。