应急动力装置在防偏防尾旋试飞中的应用

2020-04-14张向前杨建勇付细能

教练机 2020年1期

关键词：动力装置液压泵氮气

张向前，杨建勇，付细能，赵斌

（航空工业洪都，江西南昌，330024）

0 引言

在一些紧急情况下，当发动机发生故障或左主液压泵失效时，飞机失去了飞行的动力和必要的电能和液压能。

应急动力装置（EPU）作为应急能源系统在紧急情况下为飞机提供必要的液压能，保证飞机能够安全着陆[1]。

考虑到某型飞机设计状态没有安装应急液压系统，为避免飞机在大迎角飞行状态出现双发停车及液压泵失压而使飞机舵面操纵能力丧失，导致尾旋改出动作无法实施，从飞行安全角度出发，某型飞机在开展防偏离防尾旋功能试飞和失速尾旋试飞之前须增加应急动力装置。

1 应急动力装置系统功能分析及设计

1.1 EPU的结构

应急动力装置利用H-70肼燃料催化反应产生的高温、高压燃气驱动涡轮动力装置工作，当双发停车或双液压泵故障时，在全飞行包线范围内能快速起动，通过涡轮将气动能转换成轴功率，驱动应急液压泵向飞机提供液压源。

EPU由氮气瓶、组合氮气阀、燃料箱、涡轮动力装置、控制器、散热器六大部件组成。这六大部件通过线路、管路连接成系统，见图1。

1.2 EPU工作方式

1.2.1 工作原理

EPU接到起动命令时，控制器发出指令打开组合氮气阀和涡轮动力装置的燃料阀，氮气瓶的21MPa氮气经管路和组合氮气阀减压到2.8MPa，沿管路进入燃料箱氮气端，推动燃料箱活塞挤压燃料箱的H-70肼燃料，肼燃料在压力作用下冲破爆破片沿管路进入涡轮动力装置的燃料阀，燃料阀在控制器的作用下根据涡轮的转速变化来调节肼燃料的流量，肼燃料最终进入肼分解室，在催化剂的作用下产生高温、高压燃气推动涡轮转动，经齿轮箱减速后带动一台YZB-13应急液压泵。同时，应急动力装置输出工作指示信号到飞机座舱内，点亮EPU工作指示灯和肼灯。EPU停车必须为手动完成。

图1 应急动力装置组成

1.2.2 EPU工作能力

EPU在紧急情况下为飞机提供应急电能和液压能。系统通常处于贮存和非激活状态，一旦需要，它必须立刻工作从而为飞机提供持续的能力输出。

快速起动：EPU系统要求能够快速起动，在5s内达到最大功率（额定功率）输出。

高性能：EPU能在整个飞行包线内随时起动，为飞机提供动力，在发动机不能起动成功的情况下，能够保证飞机安装着陆。

高功率：EPU能够提供充足的电能包括液压能，在发动机故障时，能够保证飞机能够被控制并且着陆[2]。

图2 EPU控制系统电气实现方式

1.3 EPU控制及电气实现方式

EPU控制器与涡轮动力装置及组合氮气阀的电气实现方式见图2。EPU起动有手动和自动两种起动模式。为防止地面误起动，设置有地面安全插拔开关，在地面处于常闭状态，只有拔下安全开关才能进行地面和空中起动。当开关处于手动位置时，EPU强制起动，当处于自动位置时，满足起动条件后，EPU自动起动。EPU开始起动后，座舱内设置的肼灯和EPU工作灯先后点亮，表明EPU起动成功并正常工作。

考虑到在防偏离防尾旋功能试飞和失速尾旋试飞中可能存在发动机空中停车等意外情况，且减轻飞行员在紧急情况下的操纵负担，EPU设置有自动起动功能。当满足 [（“空中”=1）∧（“左发停车”=1）∧（“右发停车”=1）]∨[（“空中”=1）∧（“第 1 液压系统都失压”=1）∧（“第 2 液压系统都失压”=1）]｝自动起动条件时，机电管理计算机发出指令给控制器，控制器收到指令后控制组合氮气阀和涡轮动力装置作动，完成起动时序。

2 地面及飞行试验设计及验证

2.1 地面试验及验证

2.1.1 地面试验设计

为满足应急液压源功能和性能要求，增加应急液压泵与第1液压系统液压泵并联，应急液压泵由应急动力装置驱动，通过单向活门进行系统隔离，避免系统压力反灌至液压泵。当应急液压泵和第1液压系统液压泵同时工作时，同时向第1系统供压，左发停车时（第1系统液压泵失效），单独由应急液压泵提供液压能源。

为验证EPU地面手动起动功能及应急液压泵与第1液压系统液压泵同时工作及应急液压泵单独工作时EPU的工作性能，采取如下步骤验证EPU工作能力及与飞机系统是否有相互影响：

起动左发动机，第1液压系统液压泵工作；

手动起动EPU，应急液压泵工作与第1液压系统液压泵同时工作，检查系统工作是否正常。

关闭左发动机，使EPU单独带动应急液压泵工作，检查工作性能。

2.1.2 试验结果及分析

按照上述设计试验步骤，试验结果见图3。发动机起动到慢车状态（油门杆角度18°），第1液压系统液压泵工作正常（第1系统压力约为21MPa），手动起动EPU后，应急液压泵正常工作，1系统压力无明显变化，说明应急液压系统的介入对飞机系统无影响。此后收油门杆至停车位（角度12°），发动机高压转子转速持续下降，当高压转子转速降低到6%以下时，第1液压系统液压泵停止供压，由EPU带动应急液压泵单独向1系统供压，此时压力降低至约19MPa，之后维持恒定范围内。当飞机从应急液压系统提取功率时，压力并没有剧烈波动，EPU工作稳定，无超转、超温等异常出现。为模拟防偏离防尾旋功能试飞和失速尾旋试飞中可能出现的功率提取情况，按照预定的程序持续操纵飞机舵面，能够满足飞机使用需求。约15min后肼燃料箱内燃料消耗殆尽，应急液压泵后压力出现下降，能满足飞机需求的10min要求，随后关闭EPU，完成试验。

图3 地面试验结果

上述地面试验表明，EPU地面起动功能正常，与飞机系统交联正常，系统设计功能可以满足飞机使用要求。

2.2 飞行试验及验证

为验证EPU空中自动起动功能是否工作正常及空中带动应急液压泵工作性能，可进行空中EPU功能检查试验。

结合到在防偏离防尾旋功能试飞和失速尾旋试飞中可能存在发动机空中停车及自动起动的逻辑设置，在试验时关闭左发，待高压转子转速降低到45%（发动机停车）以下时，检查EPU是否会根据控制器发出指令自动起动，起动成功后，模拟防偏离防尾旋功能试飞和失速尾旋试飞中可能出现的飞机操纵，检查EPU能否满足使用要求。试验结果见图4。

图4 飞行试验结果

根据图4结果可知，当发动机从慢车状态（18°）收油门杆停车后，发动机高压转子转速下降，待转速降低至6%以下后，液压1系统压力出现了与地面试验类似的结果，压力由21MPa降低至约19MPa，说明发动机停车后EPU执行了自动起动程序，且正常带动应急液压泵给1系统供压。此后，EPU工作稳定，并能正常为飞机提供所需的应急液压能源。