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)動機發(fā)生故障或左主液壓泵失效時，飛機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提供必要的液壓能，保證飛機能夠安全著陸[1]。

考慮到某型飛機設(shè)計狀態(tài)沒有安裝應(yīng)急液壓系統(tǒng)，為避免飛機在大迎角飛行狀態(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、高壓燃氣驅(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，肼燃料最終進入肼分解室，在催化劑的作用下產(chǎn)生高溫、高壓燃氣推動渦輪轉(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，為飛機提供動力，在發(fā)動機不能起動成功的情況下，能夠保證飛機安裝著陸。

高功率：EPU能夠提供充足的電能包括液壓能，在發(fā)動機故障時，能夠保證飛機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)才能進行地面和空中起動。當(dāng)開關(guān)處于手動位置時，EPU強制起動，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，機電管理計算機發(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工作能力及與飛機系統(tǒng)是否有相互影響：

起動左發(fā)動機，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，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)的介入對飛機系統(tǒng)無影響。此后收油門桿至停車位（角度12°），發(fā)動機高壓轉(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)操縱飛機舵面，能夠滿足飛機使用需求。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，與飛機系統(tǒng)交聯(lián)正常，系統(tǒng)設(shè)計功能可以滿足飛機使用要求。

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)動機從慢車狀態(tài)（18°）收油門桿停車后，發(fā)動機高壓轉(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。