民用飞机辅助动力装置起动电气系统研究

2013-11-13孙振华

科技视界 2013年6期

孙振华

（上海飞机设计研究院电气系统设计研究部，中国上海 201210）

0 引言

辅助动力装置（简称APU），是在20世纪60年代被引入飞机设计中的，其主要功能是为飞机提供备用电源并为发动机起动及环控系统提供气源。

现代化的大、中型客机上，APU是保证发动机空中停车后再启动的重要装备，它直接影响飞行安全，同时随着越来越多的双发飞机替代三发和四发飞机作洲际或越洋飞行，对双发延程飞行（ETOPS）的飞机而言，APU是飞机上一个重要的不可或缺的系统[1]。APU电气控制系统包括进气、供油、防火、起动、点火、引气和告警与指示等电气分系统。起动电气分系统作为辅助动力装置系统的重要组成部分，是保证APU正常工作的前提条件。本文将详细描述辅助动力装置起动系统电气设计的通用技术及典型构型。

1 辅助动力装置起动系统电气原理研究

1.1 典型构型1

该构型的辅助动力装置起动系统的特点是APU起动机采用起动机，发电机合二为一的设计。全新设计的起动发电机(SG)，在APU起动时，作为起动机，采用三相交流起动机的工作原理，通过起动发电机内部的位置传感器，提供转子的位置反馈信号给起动控制器（SCU），使SCU计算瞬时的三相交流电供给SG，从而保证APU稳定均匀地加速起动；发电时，作为发电机，采用三相同步发电机的工作原理。该设计的好处是起动机，发电机二者合一，减轻重量的同时也使得航线拆装简便易行(毋须吊下APU)。

图1 典型构型1起动系统电气原理框图

起动电气控制系统由起动电源装置(SPU)、电子控制单元(ECU)、起动转换单元(SCU)、起动发电机(SG)和发电机控制单元（GCU）等组成，如图1所示。APU电子控制单元控制APU起动时序。起动发电机、起动电源装置和起动转换单元将由蓄电池或115V交流得到的起动能量转换为供APU初始旋转的力矩。

APU Master Switch采用旋钮式设计，分别有OFF位、ON位和START位，OFF位到ON位为保持型的，ON位到START位为瞬通型的。ECU接到起动命令后，通过进气风门作动器打开进气风门，并通过速度传感器检测APU转速。当风门打开和APU转速小于7%时，发出起动使能命令给SCU。SCU检测115V AC转换汇流条是否可用，如果可用，就发出AC/DC使能信号给SPU，SPU将3相115V AC转换成270V DC给SCU；如果不可用，就发出DC/DC使能信号给SPU，SPU将蓄电池电压转换成270V DC给SCU，SCU中的逆变器最后将270V DC转换成3相交流电给起动发电机，起动发电机作为起动机发出起动力矩，驱动APU涡轮旋转。当APU转速达到70%时，ECU移除给SCU的起动使能命令，SCU不再为起动发电机提供3相交流电，不再进行励磁，既切断起动辅助，SCU转由SG供电。当APU转速达到95%左右时，ECU发出可以加载信号，表明APU起动完成，可以进行电载荷和气载荷。

1.2 典型构型2

该构型的辅助动力装置起动系统的特点是APU起动机采用有刷直流起动机，采用传统的机械电刷和换相器，所以不需要电子换相电路，它的作用就是作为起动机使用，另一个专门的APU交流发电机为飞机系统提供交流电。

起动电气控制系统由电子控制盒 (ECB)、起动机(Starter Motor)、APU主开关/起动开关(APU Master Switch/Start Switch)和电子控制元器件等组成，如图2所示。APU ECB控制APU起动时序和控制起动能量的提供。起动能量可以直接由蓄电池获得。

图2 典型构型2起动系统电气原理框图

图3 典型构型3起动系统电气原理框图

APU控制板采用按钮式设计，一个Master Switch按钮和一个瞬态Start按钮。当按下Master Switch按钮到ON位时，驱动 APU Main Control Relay，给APU ECB供电，完成上电初始化，同时打开进气风门，这时APU ECB还会发出一个主继电器输出信号，对Main Control Relay驱动进行自锁，这样当APU Master Switch按钮处于OFF位，进行APU正常停车时，APU ECB可以在关掉APU进气风门几秒后，再解锁掉自身的供电；当APU ECB收到起动命令后，APU ECB首先检测进气风门是否打开、APU转速是否小于7%、自检测是否完成、是否检测到自动停车及Master Switch按钮处于OFF位，如果条件满足即进气风门打开、APU转速小于7%、无自动停车要求和Master Switch按钮处于ON位，APU ECB就会发出离散信号驱动Back-Up Start Contactor，大约1.5s后，再发出离散信号驱动Start Contactor，从而将蓄电池的能量用于对Starter Motor励磁。

当APU起动被触发，APU ECB会发出正在起动命令，驱动APU控制板上Start开关上的ON灯，表明APU在起动过程中；当APU转速达到大约95%时，APU ECB会发出可以加载命令，驱动AVAIL灯，同时灭掉ON灯，此时表明APU可以进行气载荷和电载荷。

1.3 典型构型3

该构型的辅助动力装置起动系统的特点是APU起动机采用永磁无刷直流起动发电机，通过ESC内部的电子换相电路取代传统的机械电刷和换向器，使定子绕组所产生的电枢磁场与转子磁钢产生的永磁磁场相互作用，产生连续的转矩，同时通过位置检测装置检测转子的位置，控制电子换相电路换相，BSG在APU起动后期作为交流发电机为ESC供电。一个专门的APU交流发电机为飞机系统提供115V，400Hz交流电。

起动电气控制系统由APU全权限数字电子控制器 (FADEC)、电子起动控制器(ESC)、无刷直流起动发电机 (BSG)、APU发电机控制器(GCU)和电子控制元器件等组成，如图3所示。APU FADEC控制APU起动时序，并通过ESC控制BSG和APU燃油模块。起动能量源由APU蓄电池提供，由ESC将APU蓄电池24V直流转换成三相交流。

APU控制板上有两个开关：一个是APU起动/正常停车开关，采用旋钮式设计,分别有OFF位、ON位和START位，OFF位到ON位为保持型的，ON位到START位为瞬通型的；一个是APU应急停车开关，在APU运行发生故障时使用，还有一个APU防火手柄也可以起到应急停车的作用，如图3所示。APU起动电气控制原理，分为APU FADEC上电/掉电电气控制和BSG起动/停车电气控制。APU FADEC上电电气控制：旋转APU起动正常停车开关到ON位，至少3秒钟，以实现APU FADEC软硬件的初始化和自检，同时驱动APU FADEC Power Control Relay，给APU FADEC上电，并通过diode 1对 APU FADEC PowerControl Relay进行驱动，形成自锁电路。BSG起动电气控制：旋转到START位。APU FADEC接收到起动命令后，会检测APU转速和APU进气风门状态，当条件满足后，就会发出起动能量控制命令，并驱动APU Start Power Contactor1和 2，这样由APU蓄电池提供的能量经过ESC转换为无刷直流起动发电机(BSG)的起动力矩。APU FADEC掉电和BSG停车电气控制：当APU FADEC接收到正常停车命令后，会去掉起动能量控制命令，终止BSG的运行，然后发出掉电控制命令，驱动APU FADEC De-power Control Relay，从而解除自锁电路，APU FADEC实现掉电；当APU FADEC接收到应急停车命令时，APU start Emergency Stop Relay会立刻被驱动，终止BSG的运行，然后发出掉电控制命令，驱动APU FADEC De-power Control Relay，从而解除自锁电路，APU FADEC实现掉电。

正常的APU起动，APU转速小于50%，BSG作为起动机使用，由APU蓄电池提供起动力矩，当APU转速高于50%，就会撤掉来自APU蓄电池的能量，BSG作为发电机使用，给ESC供电，并通过APU涡轮旋转及控制燃油供给量，来逐步提高APU的转速，当APU转速达到95%左右时，APU FADEC会发出可以加载信号给AGCU，表明APU起动完成，可以进行电载荷和气载荷。

2 辅助动力装置起动系统的发展趋势及电气设计

通过上面对辅助动力装置起动系统电气原理的研究，分析得出，目前起动系统的起动机主要采用了三种电机，分别为：有刷直流电机、永磁无刷直流电机和无刷交流同步电机。由于各种电机本身不同的结构特点，相应设计出了不同的起动系统电气控制线路。相比较而言，有刷直流电机采用传统的机械电刷和换向器，使用寿命较短，维护不方便，但起动系统电气控制接口简单,而永磁无刷直流电机结合APU起动功能特点相应外部电气接口及电气元器件使用较多，导致故障点增多，也不便于电气线路故障分析与排除。无刷交流同步电机无论是在使用寿命，维护性，还是在APU起动电气控制系统设计上，都有明显的优势，并且具有起动/发电双功能[2-3]。

辅助动力装置起动系统可以在将起动机和发电机合二为一的全新设计理念下，进一步去除无刷起动发电机的位置传感器，采用软件或硬件的方法去检测转子的位置信息，提高起动可靠性，再将起动转换单元和发电机控制单元综合到一起，提高设备的利用率，同时采用固态功率控制器（SSPC）技术减少电气元器件的使用，使电气接口更加简单，总体上减轻飞机的重量[4－5]。