APU火警探测系统温度特性分析

(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

0 引言

辅助动力装置(简称APU)是装在飞机上的一台不依赖于机外任何能源、自称独立体系的小型燃气涡轮动力装置[1-4]，其功用是为飞机主发动机起动和飞机环控系统提供压缩空气，同时带动发电机向飞机提供应急电源，是飞机的重要子系统[5-8]。

APU系统包括APU、燃油和控制系统、点火和起动系统、滑油系统、防火系统、冷却通风系统、进气和排气系统等。APU防火系统作为辅助动力装置系统的重要组成部分，对于飞机的安全性起着至关重要的作用，特别是对于大型运输类飞机而言，当APU出现火情后，火警探测系统为机组提供快速准确的报警指示，提示机组采取有效的灭火措施，将飞机发生着火或过热等危险状况后的危害和损失控制在最小，以保证机组和乘客的安全。

为了评估APU火警探测系统的性能，一般需通过飞行试验来验证。本文基于某民用飞机APU系统合格审定试飞，测量了APU火警探测系统环境温度，研究APU火警探测系统温度变化特性和探测系统评估方法，为APU火警探测系统的设计和验证试验提供借鉴。

1 试验对象描述

某型号民用飞机选用的辅助动力装置是一台恒速、600马力燃气涡轮辅助动力装置，其主要功能为：1)在4.5 km以下的机场和4.5 km以下的高度为环控系统提供引气；2)在4.5 km以下的机场和7.5 km以下高度作为起动主发的气源；3)在4.5 km以下的机场和整个飞行包线内作为飞机的辅助电源。

APU火警探测系统采用线状火警探测元件。探测元件的电阻值随温度升高而减小，当周围的环境温度超过设定值时，由防火控制盒通过航电系统向机组人员发出EICAS(飞行机组指示系统)报警和语音报警。APU火警探测系统安装在前、后防火墙上。APU火警探测系统均采用双环路结构，每条环路可独立完成探测功能。当两条环路都正常工作时，防火控制盒采用双环路工作模式，即两条环路均有报警时才认为APU有火警。当一条探测环路故障后，防火控制盒自动切换为单环路工作模式，即只要有一条环路报警就认为有火警。

2 试飞方法

试飞过程中需对APU火警探测器环境温度进行测量。在火警探测器附近分别加装环境温度传感器，测量部位包括前防火墙(T1、T2)和后防火墙(T1、T2)。火警探测系统验证试验的目的是测量火警探测器的最高环境温度。这需在APU运转条件下，并给APU施加最大引气负载和电负载条件下进行。通常，飞机上的用电系统不能使APU电功率输出达到最大，需在飞机上加装额外的负载系统来实现。在整个飞行试验过程中，APU电功率输出均处于最大状态。试验状态包括：①起飞前APU地面稳定工作，②爬升、不同高度稳定平飞、下降过程，③飞机返场后的APU停车阶段。

3 试验结果分析

图1给出了整个飞行过程中飞行高度、APU转速、APU引气状态和电负载的时间历程曲线，图2给出了整个飞行过程中火警探测器环境温度时间历程曲线。试验结果如下：

在地面APU完成起动后，APU在最大引气和最大电功率条件下稳定工作，APU火警探测器环境温度(T1、T2、T3、T4)逐渐上升，APU稳定工作50 min后，火警探测器环境温度达到稳定(温度变化率小于1.1 ℃/min)。

利用APU引气起动主发动机，随后飞机滑跑、起飞，存在速度后，由于冲压作用，外界气流从APU冷却进气口进入APU舱，舱内冷却条件得到改善，火警探测器环境温度开始下降。

在飞机起飞爬升过程中，随着速度的增加，高速的外界气流在冲压进气道中减速增温，使舱内冷却效果变差，火警探测器环境温度这时随着速度的增加而略微上升。飞机完成起飞爬升后，接着随高度的增加，大气温度降低，外界冷空气通过冷却进气口和进气道进入APU舱和APU内，使冷却火警探测器环境温度取得良好效果。飞机在某一高度上平飞，随飞行时间的增加，APU舱内的冷却效果得到改善，火警探测器环境温度随之降低。在飞机从高空下降、返场等过程中，大气温度逐渐升高，使APU舱内冷却效果变差，火警探测器环境温度这时随高度的降低而上升。APU卸载关车，火警探测器环境呈略微下降趋势。APU关车后，外界冲压冷却空气消失，APU本体散发的热量导致火警探测器环境温度呈先上升后下降的趋势。

试飞结果表明，火警探测器环境温度最大值出现在起飞前APU地面开车阶段或飞机着陆后APU关车后的热浸透阶段。对于APU火警探测系统，符合性验证试验应在地面、起飞、爬升及不同高度平飞及飞机着陆后APU关车阶段考核，重点应考核起飞前APU地面开车阶段和飞机返场后APU关车后的热浸透阶段，在APU开车阶段，还应给APU施加最大的电气负载和引气负载。

4 火警探测系统评估方法

适航条例要求[9]，火警探测器的数量和位置要保证能迅速探测该区的火警，在可能出现的油、水和其它液体或气体条件下不得影响报警。从条款要求来看，火警探测器的设计应满足：1)把指示火灾的温度极限定得尽量低一些；2)留有一定的余量以避免虚假报警。因此，在飞机运营过程中火警探测器的真实最高环境温度对设计单位制定合理的报警温度值具有重要指导意义。

为了对安装的火警探测系统定义可接受的设定裕度，按照CCAR25.1043(b)冷却试验要求的最大热天温度(海平面环境温度至少规定为37.8℃)测量的火警探测器最高温度值与定义的火警探测器报警温度设定值相比较，火警探测器最高温度值和报警温度值之间的裕度应在65℃～120℃[10]。保持这个裕度可以确保不会发生过多的假火警而且能够探测到着火。

某飞机环境包线定义如下：

当Hp≤4.5 km

Th=ISA+40=15-6.5*Hp+40

(1)

当4.5 km

Th=ISA+35=15-6.5*Hp+35

(2)

Th—飞机环境温度包线右边界温度，℃；

Hp—气压高度，km；

一般试验天的环境温度低于飞机环境温度包线右边界规定的温度，采用公式(3)对试验中采集的火警探测器环境温度数据进行修正。

T=Tc+(Th-Ta)

(3)

T—修正后的火警探测器环境温度，℃；

Tc—实际测量的火警探测器环境温度，℃；

Ta—环境温度，试验中火警探测器最高温度首次出现时的外界大气温度，℃。

图3

图3给出了整个飞行过程中火警探测器各测点最高温度值(Tc)、修正后的最高温度值(T)和推荐的报警温度值(Tb)。试验结果表明，飞行试验中测量的火警探测器最高温度值101.3℃，按照MIL-F-7278C的设计准则，推荐的报警值为221.3℃。根据试验结果，设计单位最终确定的APU火警探测系统报警温度值为221℃。

5 结论

APU火警探测系统验证试验是民用飞机防火系统适航取证的重要考核内容，对于某型号飞机，APU火警探测系统温度特性如下：APU火警探测器环境温度随高度上升而下降，火警探测器环境温度的最大值出现在地面APU开车阶段或APU关车后的热浸透阶段。

采用合适的数据修正方法对实际测量的火警探测系统最高温度进行修正，对合理设定火警探测系统的报警温度值具有重要指导意义。

[1] Cristian A. A novel start system for an aircraft auxiliary power unit[C]// Energy Conversion Engineering Conference and Exhibit. Las Vegas, NV, USA: IECEC 2000(1)7-11

[2] Dimitry G, Kevin D, Dinkar M. Model-based diagnostics for an aircraft auxiliary power units[C]//IEEE Conference on Control Applications. Glasgow: IEEE, 2002:215-219

[3] Rodgers C. Performance of single shaft load compressor auxiliary power units[R].AIAA 1983-1159, 1983

[4] Rodger C, Johnson D C.APU fuel efficiency and afford ability for commercial aircraft[R].AIAA 1987-1907,1987

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

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

[7] 冯大庸.航空发动机设计手册：第14册 辅助动力装置及起动机[M].北京：航空工业出版社，2001

[8] 黄国平，梁德旺，何志强.大型飞机辅助动力装置与微型涡轮发动机技术特点对比[J].航空动力学报，2008，23(2)：P383-388

[9] 中国民用航空总局.中国民用航空规章：第25部 运输类飞机适航标准[S](第四次修订)，2011.12

[10] MIL-F-7872C NOTICE 2，Fire and overheat warning systems.Continuous，Aircraft，Test and installation of[S].1999