輔助動力裝置系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證

章 弘 常 紅 / Zhang Hong Chang Hong

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

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輔助動力裝置系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證

章 弘 常 紅 / Zhang Hong Chang Hong

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

輔助動力裝置(Auxiliary Power Unit，簡稱APU)系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證共涉及APU本體研制、APU系統(tǒng)進(jìn)排氣沖壓恢復(fù)計算分析、APU系統(tǒng)進(jìn)排氣和APU本體性能匹配計算分析、 APU系統(tǒng)進(jìn)氣風(fēng)門設(shè)計、進(jìn)氣風(fēng)門氣動載荷計算分析、進(jìn)氣風(fēng)門作動機構(gòu)設(shè)計、進(jìn)氣風(fēng)門控制邏輯設(shè)計、本體起動控制邏輯設(shè)計、沖壓恢復(fù)測量試飛、適航驗證試驗試飛等內(nèi)容，這對飛機主制造商的系統(tǒng)集成能力和適航驗證能力提出了很高要求。APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計直接影響系統(tǒng)起動性能和起動包線，對某型飛機的輔助動力裝置系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證進(jìn)行了介紹，在型號研制經(jīng)驗的基礎(chǔ)上，對APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證流程和方法進(jìn)行總結(jié)，對后續(xù)型號研制具有較強的指導(dǎo)性。

輔助動力裝置；空中起動；設(shè)計和驗證

0 引言

民用運輸機輔助動力裝置(Auxiliary Power Unit，簡稱APU)系統(tǒng)空中起動性能直接影響輔助動力裝置系統(tǒng)空中起動包線(高度，速度包線)，進(jìn)而影響飛機性能指標(biāo)。運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)(CCAR-25)明確要求輔助動力裝置系統(tǒng)空中起動的高度和速度包線必須建立并驗證。APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證共涉及APU本體研制、APU系統(tǒng)進(jìn)排氣沖壓恢復(fù)計算分析、APU系統(tǒng)進(jìn)排氣和APU本體性能匹配計算分析、APU系統(tǒng)進(jìn)氣風(fēng)門設(shè)計、進(jìn)氣風(fēng)門氣動載荷計算分析、進(jìn)氣風(fēng)門作動機構(gòu)設(shè)計、進(jìn)氣風(fēng)門控制邏輯設(shè)計、本體起動控制邏輯設(shè)計、沖壓恢復(fù)測量試飛、適航驗證試驗試飛等內(nèi)容，這對于飛機主制造商的系統(tǒng)集成能力和適航驗證能力提出了很高要求。目前，國外已經(jīng)完全掌握了民用運輸機飛機APU系統(tǒng)設(shè)計和驗證技術(shù)，國內(nèi)在某民用運輸機型號上首次按國際適航標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行了APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證，提高了設(shè)計水平和適航安全性，取得了較好成果。

本文對某民用運輸機的APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證工作進(jìn)行了總結(jié)，明確了設(shè)計要求，設(shè)計方法和設(shè)計流程；并在型號研制經(jīng)驗的基礎(chǔ)上，對APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證進(jìn)行總結(jié)，對后續(xù)型號研制具有較強的指導(dǎo)性。

1 APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證要求

在進(jìn)行APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證時，首先要盡可能地把設(shè)計輸入或設(shè)計和驗證要求進(jìn)行全面考慮、收集并逐條明確，這樣才能避免后面的設(shè)計驗證工作反復(fù)。APU空中起動的設(shè)計驗證要求主要來自飛機總體的設(shè)計目標(biāo)和適航條款，APU系統(tǒng)空中起動具體設(shè)計和驗證要求如下：

(1)飛機設(shè)計研制單位根據(jù)飛機總體設(shè)計目標(biāo)和要求，提出APU系統(tǒng)起動包線要求。

(2)按運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)CCAR-25中第25.903(e)條款，對于基本型輔助動力裝置，APU系統(tǒng)空中起動的高度和速度包線必須建立并驗證；在建立和驗證APU空中起動的高度和速度包線時，必須考慮冷浸透的影響?；拘洼o助動力裝置(Essential Auxiliary Power Unit)是指在空中緊急情況下，必須使用輔助動力裝置的引氣或發(fā)電功能，即輔助動力裝置影響飛機的派遣，這樣的輔助動力裝置被稱為基本型輔助動力裝置。

(3)根據(jù)雙發(fā)延程運行適航的要求，對于有雙發(fā)延程運行要求的民用飛機，APU系統(tǒng)起動包線必須和飛機運行包線一致。雙發(fā)延程運行(Extended Range Operation with two-Engine Airplanes,簡稱ETOPS)是指在標(biāo)準(zhǔn)條件靜止大氣中，以經(jīng)批準(zhǔn)的一臺發(fā)動機不工作的巡航速度，到達(dá)合適機場的飛行時間超過60 min的飛行。

如果飛機設(shè)計研制單位把APU定義為非基本型輔助動力裝置，可不按上述設(shè)計要求進(jìn)行APU系統(tǒng)研制。

2 APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計與驗證流程和方法

在型號研制的基礎(chǔ)上，對APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證工作進(jìn)行了總結(jié)，明確了設(shè)計驗證流程和方法，設(shè)計和驗證流程如圖1所示。

圖1 APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計和驗證流程

2.1 APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計

APU系統(tǒng)空中起動設(shè)計主要包括以下內(nèi)容：

(1)飛機設(shè)計研制單位提出APU系統(tǒng)起動包線要求；

(2)APU研制單位依據(jù)飛機設(shè)計研制單位提出的起動包線要求，開展APU研制；

(3)飛機設(shè)計研制單位開展APU系統(tǒng)進(jìn)氣風(fēng)門及風(fēng)門位置設(shè)計；

(4)飛機設(shè)計研制單位開展APU系統(tǒng)進(jìn)氣道和排氣子系統(tǒng)設(shè)計；

(5)飛機設(shè)計研制單位開展APU系統(tǒng)進(jìn)排氣沖壓恢復(fù)計算分析；

(6)飛機設(shè)計研制單位開展APU系統(tǒng)進(jìn)氣總壓和排氣靜壓差的計算分析；

(7)飛機設(shè)計研制單位和APU研制單位聯(lián)合定義APU系統(tǒng)風(fēng)門開啟角度；

(8)飛機設(shè)計研制單位開展APU系統(tǒng)進(jìn)氣風(fēng)門氣動載荷計算分析；

(9)飛機設(shè)計研制單位開展APU系統(tǒng)進(jìn)氣風(fēng)門作動機構(gòu)選型與設(shè)計；

(10)飛機設(shè)計研制單位和APU研制單位聯(lián)合定義APU系統(tǒng)風(fēng)門控制邏輯。

2.2 APU系統(tǒng)空中起動驗證

2.2.1 APU系統(tǒng)空中起動驗證主要包括以下內(nèi)容：

1)APU研制單位進(jìn)行APU系統(tǒng)風(fēng)門控制邏輯和置起動控制邏輯集成試驗；

2)飛機設(shè)計研制單位進(jìn)行輔助動力裝置系統(tǒng)沖壓恢復(fù)測量試飛；

3)飛機設(shè)計研制單位進(jìn)行APU系統(tǒng)沖壓恢復(fù)和進(jìn)排氣壓差校核；

4)APU研制單位進(jìn)行APU高空試驗臺試驗；

5)APU研制單位進(jìn)行APU系統(tǒng)風(fēng)門控制邏輯和APU起動控制邏輯更新；

6)APU研制單位進(jìn)行APU系統(tǒng)風(fēng)門控制邏輯和APU起動控制邏輯集成試驗；

7)飛機設(shè)計研制單位進(jìn)行APU系統(tǒng)地面起動工程試驗和空中起動工程試飛；

8)飛機設(shè)計研制單位進(jìn)行APU系統(tǒng)地面起動適航驗證試驗和空中起動適航驗證試飛。

(1)適航驗證試驗要求和方法如下：

i. APU系統(tǒng)裝機后，當(dāng)系統(tǒng)構(gòu)型為取證構(gòu)型或構(gòu)型偏離不影響APU系統(tǒng)起動適航驗證試驗時，應(yīng)采用機上地面試驗和飛行試驗進(jìn)行符合性驗證；

ii. 適航驗證試驗需按相關(guān)適航管理程序進(jìn)行；

iii. 試驗應(yīng)測量相關(guān)參數(shù)，并選取關(guān)鍵參數(shù)作為試驗判據(jù)；

iv. 選取飛行試驗飛行狀態(tài)。

(2)飛行試驗高度應(yīng)按飛行包線、APU工作包線和APU起動包線邊界選取，一般按5 000ft梯次選取試驗高度。飛行速度應(yīng)包括飛行包線的小速度和大速度邊界。典型試驗飛行包線如圖 2和圖 3所示。典型的飛行試驗安排如表1所示。試驗條件應(yīng)充分考慮各種構(gòu)型組合及臨界狀態(tài)。

圖2 進(jìn)氣風(fēng)門正常情況下飛行試驗包線

圖3 進(jìn)氣風(fēng)門全開狀態(tài)下飛行試驗包線

表1 APU系統(tǒng)空中起動試飛安排

(3)在進(jìn)行APU系統(tǒng)空中起動工程試飛和適航驗證試飛時，要對APU系統(tǒng)進(jìn)行冷浸透，冷浸透的時間為一個標(biāo)準(zhǔn)航程時間，需要對APU渦輪后溫度(Exhaust Gas Temperature,簡稱EGT)或滑油溫度進(jìn)行監(jiān)控，EGT溫度或滑油溫度穩(wěn)定即可。

3 結(jié)論

APU空中起動設(shè)計和驗證涉及專業(yè)領(lǐng)域較多，必須確保設(shè)計和驗證流程中的每一環(huán)節(jié)準(zhǔn)確無誤，才能保證最終的APU空中起動設(shè)計與驗證能力能滿足性能指標(biāo)要求。本文在型號研制經(jīng)驗的基礎(chǔ)上，對APU系統(tǒng)空中起動集成設(shè)計與驗證流程和方法進(jìn)行了總結(jié)，有利于提升APU系統(tǒng)空中起動集成設(shè)計和驗證能力。

[1]中國民用航空局.CCAR-25-R4中國民用航空規(guī)章第25部：運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)[S].北京：中國民用航空局，2011.

[2] AC25-7C Flight Test Guide for Certification of Transport Category Airplanes[S].

[3]AC120-42B Extended Range Operation with Two-engine Airplanes[S].

Design and Certification of Auxiliary Power Unit System In-flight Starting

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

Auxiliary Power Unit (APU) system in-flight starting design and certification involve APU development, APU system inlet and exhaust ram recovery analysis, APU inlet/exhaust impact on APU performance analysis, APU inlet door design, inlet door aerodynamic load analysis, inlet door actuation mechanism design, inlet door control logic design, APU starting control logic design, ram recovery flight test, certification flight test. APU system in-flight starting design has an impact on APU performance and in-flight starting envelope. This paper presents a design of Auxiliary Power Unit system in-flight starting. Based on the development and research experience, it summarizes the APU system design and certification process and method. It is a good reference to other aircraft model development.

auxiliary power unit; in-flight starting; design and certification

V228

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