王俊琦 赵海刚 张媛

摘要：由于直升机本机负载消耗能力有限，在原装机条件下无法对某型辅助动力装置（APU）按照研制总要求规定的性能指标进行全面的试飞验证，针对该问题本文详细设计了一种基于加装电负载装置和原机引气负载的辅助动力装置稳态和过渡态特性试飞方法，并开展了引气负载、电负载以及组合负载下的辅助动力装置稳态和过渡态特性试飞。试飞结果表明，该型辅助动力装置在各稳定工作状态和负载加、减载过渡态过程中工作稳定，参数跟随良好，转速控制精度满足GJB 3971要求；采用电负载装置和本机引气负载相结合的方法将辅助动力装置试验排气温度增幅提高了100℃以上，有效拓展装机状态下辅助动力装置稳态和过渡态特性的可试功率状态上限和功率变换范围。

关键词：辅助动力装置；电负载装置；引气负载；稳态特性；过渡态特性；飞行试验

中图分类号：V217.31文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.09.007

辅助动力装置（auxiliary power unit，APU）是装在飞机上的一套不依赖机外任何能源、自成体系的小型燃气涡轮发动机[1-2]。APU可以为主发动机起动提供压缩空气，改善发动机起动性能，而且APU可以向机上提供电、气、液压等能源，提高飞机的安全性和自给维护保证性，延长主发动机的使用寿命[1]，APU已成为军民用飞机的重要功能子系统[3-5]。

APU稳态、过渡态燃油控制以及电、气、液压负载特性匹配设计是APU研制，以及与飞机匹配的关键技术之一，决定了APU装机适用的工作特性和性能特性。随着数字式电子控制系统的发展应用，APU燃油控制规律得以在工程上实现复杂的非线性数学模型，大大提高了APU的控制稳定性和燃油经济性[6]；APU仿真建模技术[7-9]的应用进一步促进了APU的负载特性的优化提升。GJB 3971—2009《航空燃气涡轮辅助动力装置通用规范》中对APU稳态和过渡态特性有明确的要求，如“稳定性：在整个环境条件和工作包线范围内，空载和最大载荷之间，APU在稳定工作状态下的功率输出和转速波动，应在其连续状态值的1%范围内，当提供垂落特性时，转速从空载到最大载荷的每个转速下降范围应不超过空载转子转速的4%”“瞬态：对负载的任何变化恢复到95%稳态性能值的时间不超过1s。转子转速超过其正常调定值不应大于最高允许稳态转速的3%。在这些过渡状态，应不出现超温，应无燃烧室不稳定或压气机工作不稳定现象”[10]。APU稳态和过渡态特性不仅是其主要的设计性能指标[9]，也是鉴定试飞的重要考核内容。

不同于主发动机通过油门杆或功率杆调节发动机状态，APU是一种被动式的功率输出，其工作状态的大小取决于飞机/直升机上负载需求量，往往基于本机负载环境APU工作状态范围极为有限，难以在全工作状态区间内考核其工作特性指标。针对该问题，本文基于某型辅助动力装置设计鉴定试飞，详细介绍了一种基于外加电负载装置的APU稳态和过渡态特性试飞方法，为同类型APU的试飞设计提供参考。

1 APU结构及功能特点

某型辅助动力装置是一种单转子小型燃气涡轮轴发动机，由一级离心式压气机、环形回流燃烧室、一级向心叶轮和附件传动箱组成。该型APU配装某型直升机，能够从压气机出口引出压缩空气，用于主发动机的起动和机舱环控系统加温；在附件传动箱上安装有风冷式交流发电机，能够将APU轴功率转换为电功率，为直升机地面维护和空中应急提供电源，交流发电机额定容量为30kW，过载容量为40kW。APU燃油控制系统在全包线范围内对APU按预定的燃油控制规律对燃油流量进行自动控制，保证APU迅速可靠地起動和加速，以及在空载、引气和输出轴功率等工作状态下稳定运行。APU起动成功后，按照恒定转速控制，通过调节燃油流量以适应负载的改变。

2 APU稳态和过渡态特性试飞设计

针对配装直升机引气和电负载容量有限的问题，为扩大APU稳态和过渡态特性工作状态范围，在某型APU试飞时，采用了加装外部电负载装置与本机引气负载相结合的措施，提高了装机条件下APU的可达工作状态上限，以满足在全工作状态范围内验证APU的稳态和过渡态特性与研制总要求符合性的要求。

2.1 APU电负载设计

在该型APU试飞时，在直升机左、右两侧吊挂分别加装风冷式电负载吊舱，增加直升机的电负载消耗。电负载装置在发动机、辅助动力装置以及发电机的试飞测试中应用较多[11]，由于风冷式电负载利用飞行中自由流空气进行强迫通风冷却，结构简单，控制方便，而在试飞应用中较为常见[12-13]。根据交流发电机输出电功率设计指标，电负载吊舱的总功率按照40kW设计。电负载控制方案的设计综合了直升机电源系统设计以及试飞使用安全要求，在主交流发电机正常状态下，APU交流发电机仅给电负载供电，而在主交流发电机出现故障时，电负载装置能够实现自动断开，APU交流发电机转而向全机供电，以保证在紧急情况下直升机各系统能正常工作。

试飞所用的电负载组成及加载原理如图1所示，左、右电负载吊舱各安装有6个2.1kW和3个2.5kW的负载单元，每三个负载单元同时进行加/卸载，两个吊舱由6个控制开关分为6挡进行加载，各挡位电负载加载量分别为：6.3kW、12.8kW、20.3kW、27.8kW、34.1kW、40.4kW。APU稳态特性试飞中，通过逐级接通各开关，从而控制APU的稳定工作状态；此外电负载装置还设有总控制开关K，在过渡态特性试飞时，通过接通/断开总开关K，进行电负载阶跃加/卸载，实现APU工作状态的瞬变调节。

2.2 APU稳态和过渡态特性试飞方法

APU稳态和过渡态试飞是在直升机飞行高度包线内，通过引气负载、电负载以及引气+电组合负载的加、减载考核APU的稳态和过渡态工作能力和控制精度。主要试飞内容和试飞方法如下。

（1）纯引气负载加载试飞

稳态/过渡态特性试飞方法：采用APU气源进行直升机座舱最大加温引气和采用APU气源进行主发动机冷运转和起动。

（2）纯电负载加载

稳态特性试飞方法：自APU空载状态，逐级接通电负载单元，增加APU交流发电机输出功率，控制APU在不同功率状态工作；过渡态特性试飞：接通/断开电负载总开关K，实现在空载和APU最大状态对应电负载功率之间加减载；当前最大加载功率根据稳态特性试飞逐级加载结果确定。

（3）引气负载+电负载加载

稳态特性试飞方法：自APU空载状态，接通座舱最大加温引气，逐级增加电负载功率，以及在冷运转发动机同时，逐级增加电负载功率。

上述试验均先经地面试验验证后再开展飞行试验，其中涉及主发动机起动以及冷运作操作的试验仅在地面开展。由于APU安装在直升机机体上方的APU舱内，飞行速度对APU的进气影响较小，故在进行APU飞行试验时直升机均在试验高度以有利速度保持平飞。

APU在不同高度、大气温度下的最大状态对应的电负载和电负载+引气负载特性不同，在试飞时，根据试验高度大气温度以及前期直升机座舱最大引气试飞数据，在APU负载特性图（见图2）线性插值获得纯电负载最大加载量以及引气+电负载状态下的最大电负载加载量。图2中t0为当前高度环境温度，WAPU和QAPU分别对应APU的输出电功率和引气流量。

3试飞验证及结果分析

3.1稳态特性试飞

分别在单纯座舱加温引气、单纯电负载以及组合负载（引气负载+电负载）三种情况下进行APU稳态特性试飞。试飞时在每一种负载工作状态APU保持稳定工作3min，使APU排气温度达到稳定状态，测定工作参数。在进行电负载加载时，为确保APU不出现过载，需要根据试验高度大气条件在APU最大状态负载特性图（见图2）插值对应飞行条件下的最大电功率加载量。

图3～图5分别对应引气负载、电负载以及组合负载情况下的APU稳态特性试飞参数历程曲线，其中EGT为APU排气温度，Fg为APU转速，QAPU为APU引气流量，WAPU为APU交流发电机输出功率，也等于电负载消耗功率。图中t为APU空载时的排气温度。引气负载接通后，随着引气流量的增加，APU排气温度也逐渐上升，转速有所降低，且随着引气流量的稳定，排气温度和转速也基本保持稳定，引气负载接通使得APU排气温度上升了约80℃；电负载和组合负载加载过程APU的参数变化与引气负载加载过程相似，随着电负载加载“台阶”式增加，APU排气温度也呈“台阶”式升高，在逐级增加电负载时，APU转速也逐渐降低，最大加载时的转速为100.5%～101%，控制在稳态转速控制范围（100%～103%）内。组合负载加载较单纯电负载加载，对于相同的电负载加载功率，APU排气温度高100～120℃，且随着APU状态越高，排气温度升高的幅度越大。

对于采用恒定转速控制的APU，其排气温度表征了工作状态，从试飞结果可以看出，该型APU在不同功率输出状态工作时，转速和排气温度控制稳定，参数均在限制范围内，转速波动不大于1%，满足设计指标要求。通过电负载和引气负载的单独和组合加载，使得APU排气温度变化幅度达到180℃以上，较单纯引气负载，APU排气温度增幅高于100℃以上，大大扩大了APU原机条件下的可试验工作状态范围。

3.2过渡态特性试飞

APU过渡态试飞仅在单纯电负载状态进行了负载的快速加、减载试验。过渡态试验在同一飞行条件稳态试验之后衔接进行。在稳态特性电负载加载至最大状态后，切断总开关K，保持各档位开关状态不变，通过接通或断开总开关，实现最大电负载功率的瞬时加、卸载，使得APU如同主发动机一样进行“加速”和“减速”。该型APU过渡态试验中工作参数历程曲线如图6所示。在瞬间加、卸载过程中，APU排气温度表现出快速的升高和下降，变化幅度达到100℃以上；在加、卸载瞬间，转速也出现阶跃，幅度小于2%，在加载稳定后，排气温度趋于稳定，转速也恢复到稳态控制。对比图3可以看出，采用电负载加、卸载方式获得的APU排气温度变化区间要大于采用原直升机引气加、卸载方式，且采用电负载加、卸载方式，APU负载调节更为迅速，引气负载加载过程中，APU排气温度自开始上升达到温度用时约51s，而采用电负载加载，排氣温度稳定时间约35s。

该型APU过渡态试飞表明，APU过渡态控制符合GJB 3971转速变化幅度小于3%的要求，在加载保持稳定后，排气温度和转速也趋于稳定。较单纯引气加载，采用电负载加、卸载方式，负载加卸载更为迅速，且提高了APU试验功率上限，更加适合于APU过渡态特性试验。

4结论

本文采用电负载加载装置和原机引气负载相结合的方式成功实现了某型APU装机条件下大功率范围内的稳态和过渡态特性试飞考核，得出结论如下：

（1）该型APU排气温度反映了APU的工作状态，在稳态和过渡态加载试验过程中，排气温度变化与负载变化保持一致，在稳态特性试飞时排气温度变化幅度超过180℃，过渡态试飞时变化幅度达到100℃以上，较原机可达功率状态有大幅提升。

（2）该型APU在稳态和过渡态工作过程中，转速随负载的增加有所下降，转速波动稳态不大于1%，过渡态不超过2%，满足GJB 3971要求，且没有出现超温、喘振等现象。

（3）采用电负载装置和原机引气负载相结合的方法可以有效扩展APU装机条件下的可达功率上限，可实现在全状态范围内考核APU的稳态工作特性，在空载至最大状态功率区间内考核APU的过渡态工作特性，有效解决了原机条件下APU稳态和过渡态可试功率状态范围小的问题。

参考文献

[1]李东杰.辅助动力装置的应用现状和发展趋势[J].航空科学技术，2012（6）：7-10. Li Dongjie. Application status and development trend of auxiliary power unit[J]. Aeronautical Science & Technology， 2012 （6）：7-10.（in Chinese）

[2]徐郭霞，翁晓光，王莉.基于燃料电磁/储能装置的混合辅助能源单元建模与仿真[J].航空科学技术，2017（15）：20-24. Xu Guoxia， Weng Xiaoguang， Wang Li. Modeling of a hybrid auxiliary power system with fuel cell/energy storing device for more electric aircraft[J]. Aeronautical Science & Technology， 2017（15）：20-24. （in Chinese）

[3]马强，田宏星.战斗机用辅助动力装置的发展[J].航空动力，2019（2）：20-22. Ma Qiang， Tian Hongxing. The development of APUs for fighter[J].Aerospace Power， 2019 （2）：20-22. （in Chinese）

[4]Rodgers C. Auxiliary power units for current and future aircraft[R]. SAE Technical Paper 912059，1991.

[5]Rodgers C. Secondary power system for advanced fighter[R]. AIAA1985-1280，1985.

[6]陈静.航空辅助动力装置FADEC系统燃油控制规律研究[D].上海：上海交通大学，2017. Chen Jing. Study on fuel control logic in FADEC system of aviation auxiliary power unit[D]. Shanghai：Shanghai Jiaotong University，2017. （in Chinese）

[7]常博博，蘇三买，刘铁庚，等.辅助动力装置建模及数值仿真[J].航空动力学报，2011，26（9）：2122-2127. Chang Bobo， Su Sanmai， Liu Tiegeng， et al. Model and numerical simulation of auxiliary power unit[J]. Journal of Aerospace Power， 2011，26（9）：2122-2127. （in Chinese）

[8]苏三买，孙牧桥，田宏星，等.飞机辅助动力装置引气特性计算方法[J].推进技术，2013，34（4）：339-444. Su Sanmai， Sun Muqiao， Tian Hongxing， et al. Air bleeding characteristics calculation method for aircraft auxiliary power unit[J].Journal of Propulsion Technology， 2013，34（4）：339-444.（in Chinese）

[9]赵运生，胡骏，吴铁鹰，等.辅助动力装置稳态与加减载性能仿真研究[C]//中国航空学会第七届动力年会， 2010. Zhao Yunsheng， Hu Jun， Wu Tieying， et al. The stability and transient performance simulation of an auxiliary power unit[C]// The 7th Annual Power Conference of China Aeronautical Society，2010. （in Chinese）

[10]中国人民解放军总装备部.GJB 3971—2000航空燃气涡轮辅助动力装置通用规范[S].中国人民解放军总装备部，2009. General Armaments Department of the PLA. GJB 3971—2000 General specification for power unit aircraft， auxiliary， gas turbine[S]. General Armaments Department of the PLA，2009.（in Chinese）

[11]张晓飞，姜健，苗禾状.涡喷发动机过渡态电负载加载的影响分析[J].工程与试验，2015，55（2）：35-37. Zhang Xiaofei， Jiang Jian， Miao Hezhuang. Effect of electrical load loading on transition process of turbojet engine[J]. Engineering & Test， 2015，55（2）：35-37. （in Chinese）

[12]刘学杰，吕超，牛亚宏，等.风冷式电负载系统研究[J].机械工程师，2015（6）：125-126. Liu Xuejie， Lyu Chao， Niu Yahong， et al. Research on aircooled electric load system[J]. Mechanical Engineer， 2015（6）： 125-126. （in Chinese）

[13]劉学杰，吕超，牛亚宏，等.风冷式及液冷式机载电负载系统研究[J].科技创新与应用，2015（18）：74. Liu Xuejie， Lyu Chao， Niu Yahong， et al. Research on aircooled and liquid-coolde airborne electrical load system[J]. Innovation and Application of Science and Technology， 2015（18）：74. （in Chinese）（责任编辑陈东晓）

作者简介

王俊琦（1989-）男，硕士，工程师。主要研究方向：航空发动机飞行试验技术。

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

赵海刚（1979-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：航空发动机飞行试验技术研究。

张媛（1982-）女，学士，高级工程师。主要研究方向：航空发动机飞行试验技术研究。

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