某型辅助动力装置启动失败故障分析

王俊琦，汪 涛

(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

1 引 言

辅助动力装置(简称APU-Auxiliary Power Unit)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可以为主发动机启动提供压缩空气，改善发动机启动性能，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障性，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[3，4]。

APU作为飞机/直升机的第二动力系统，在地面启动主发动机前，为机上设备提供电源。APU的启动能力直接决定了直升机的使用能力，对于在高原、高寒、高热等极端条件下使用的飞机/直升机，要求APU能够在相应的特种环境中可靠启动。APU启动的基本要求是，在不出现喘振、超温的情况下，在给定的时间内按照给定的启动和燃油控制程序点燃燃烧室，将APU转子从静止或风车状态加速至可加载的转速[5]。因此，APU的启动控制规律设计也成为APU研制的关键技术之一[6]。在状态鉴定试飞中，APU的地面和空中启动能力是最主要的验证科目之一[7，8]。

某型APU在配装某型直升机开展高原试飞时，地面启动出现超温、转速悬挂现象，导致启动失败。本文对该型APU的启动控制特点、启动失败现象以及故障排查过程进行了详细介绍，为同类型APU启动试验和故障排查提供参考。

2 APU启动方式及控制规律

该型APU是一种单转子小型涡轮轴发动机，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采用液压启动系统，由直升机上液压马达和液压蓄能器等组件组成。执行APU启动时，液压蓄能器释放存储的液压能，驱动液压马达带转APU转子加速进行启动。

该型APU燃油和控制系统为机械液压式控制系统，其启动供油规律如图1所示。在接通启动后，液压马达带转APU转子加速。当APU转速Fg达到n1时，启动燃油电磁阀接通，向燃烧室供给燃油，同时开始点火加速。当Fg达到n2时，主燃油电磁阀接通，增加燃烧室的供油量。当Fg达到n3时，液压马达脱开，由涡轮驱动转子加速。在Fg达到n4时，启动燃油电磁阀关闭，此时仅由主燃油油路供油。在Fg达到n5时，最大燃油电磁阀接通，向燃烧室补充一股增量燃油，使APU转子迅速加速至100%状态，随后进入转速闭环控制。APU启动还设有高度补偿器，根据压气机机后压力和大气压力对燃油流量进行调节。

图1 APU启动控制规律示意图

3 APU启动超温故障分析

某型APU在配装某直升机进行试飞时，APU当日第一次启动出现了转速上升缓慢，排气温度超温现象，随后关停APU终止启动。启动过程中，APU转速Fg、排气温度Egt以及主要控制信号时间历程曲线如图2所示，图中Sah是液压马达带转信号，Sig是APU点火信号，Sfs是启动燃油电磁阀工作信号，Sfm是主燃油电磁阀工作信号，T为APU空载时排气温度，作为参考温度，Egtmax为启动超温保护限制温度。

图2 APU启动失败参数时间历程曲线

在APU开始启动后，液压马达工作，带转APU转子加速，点火信号工作。随后启动燃油电磁阀打开，排气温度升高，点火成功，APU转速继续上升。当转速达到控制转速n2时，主燃油电磁阀打开，但转速上升率明显减小，而排气温度在主燃油电磁阀接通后约3s开始加速上升，约5s后超过启动超温保护温度Egtmax。随后，APU控制系统保护停车，APU最大转速为36.6%。从参数可以看出，在这次启动中，APU启动和燃油控制逻辑与设计一致，可排除APU电子控制器故障，但转速加速迟缓，排气温度快速上升，是典型的热悬挂现象。

图3是APU启动失败过程(记为启动A)和启动成功过程(记为启动B)转速和排气温度的对比。从图中可以看出，在液压马达带转初期，两次启动转速上升过程相似，随后启动B转速加速上升，达到100%转速后进入稳态闭环控制，而启动A转速上升缓慢，出现悬挂；启动B排气温度上升较为均匀，在进入转速稳态控制前，排气温度开始逐渐降低，启动A在前期排气温度一直低于正常启动，但随着启动时间增加，排气温度持续上升，出现超温。

图3 APU启动对比

图4是两次启动的Fg-Egt曲线，可以看出，在启动初期，两次启动转速和排气温度变化较为一致。随着转速的增加，正常启动过程APU转速与排气温度上升比较平稳，排气温度上升的同时，转速持续加速。与正常启动相比，失败次启动的排气温度上升要明显快于转速的增加，说明燃油燃烧的能量大部分转换为热能，而没有驱动转子加速。

图4 Fg-Egt曲线

根据燃气涡轮发动机的启动过程，APU的启动也可划分为3个阶段：第一阶段，由液压马达带转阶段，燃烧室尚未供油；第二阶段，燃烧室点火后，涡轮开始发出功率，APU转子由涡轮和液压马达共同带动，提供压气机和附件耗功；第三阶段，液压马达脱开，由涡轮独自带动发动机加速至100%转速[9]。根据启动数据分析，在启动的第一阶段，APU转子加速与正常启动相同，在启动第二阶段表现为转子加速能量不足，该阶段由液压马达和涡轮共同带动，该阶段APU启动过程的功率平衡关系可以用式(1)[9]表示。

(1)

式中，NST、NT、Na、Nk分别是液压马达功率、涡轮功率、附件提取的功率和压气机提取的功率，ηa、ηm分别是附件机械效率、压气机机械效率。

根据式(1)分析，影响APU转子加速的因素可能有：

(1)转子或附件卡滞，导致压气机和附件提取功率增大；

(2)燃油供油异常，导致压气机出现失速或喘振，效率下降；

(3)液压马达带转功率不足。

根据分析结果，对该APU进行了故障排查。首先，检查了APU转子的灵活性，无明显卡滞现象。同时，统计了故障前两次飞行日APU的停车后余转时间ts，如表1所示，APU余转时间均大于40s，符合检查要求，可以排除APU转子或附件卡滞因素。

表1 APU余转时间统计

然后对APU启动供油油量进行了检查，将进入APU燃烧室的启动和主燃油油路断开并导入外部测量容器内，断开点火电路。执行启动程序，APU按照启动控制逻辑启动，启动和主燃油油路依次供油。启动后对燃油量进行了测量，结果显示，启动供油量符合启动油量控制，可以排除启动供油异常问题。

最后采用APU冷运转方式对液压马达带转能力进行检查。该APU启动液压马达采用直升机液压蓄能器的液压油驱动，启动前要求液压蓄能器工作压力不小于19MPa。试验前将液压蓄能器压力提升至20MPa，APU冷运转最大转速为16.5%，而正常带转转速应达到30%以上。多次重复试验后，结果相同，可以判定液压启动系统带转能力不足。而液压蓄能器压力满足要求，且经检查液压管路密封完好，初步判定液压马达存在故障。更换液压马达组件后，重新进行冷运作试验，最大带转转速达到34.7%，带转能力明显提升。随后，执行APU启动程序，APU成功启动，启动时间、排气温度等均在正常范围内。故可以判定，APU启动超温的根本原因是液压马达故障，导致启动带转功率不足。

在APU启动初期，液压马达带转功率是转子加速的主要动力。随着转速的升高，APU空气流量响应逐渐增大，适当的燃油供给使得燃油与空气在燃烧室以适当油气比混合燃烧，驱动涡轮做功。APU启动控制中，供油量的控制常常是转速和转速增加率的函数。由于转速与空气流量是一致的，故启动燃油控制的本质是燃烧室油气比的匹配控制。但由于液压马达带转能力不足，转子加速缓慢，空气流量和压力较小，涡轮做功能力不足，转子加速更加迟缓，出现悬挂；同时燃烧室内的燃油燃烧产生的能量不能转换为涡轮功，造成热量积聚，导致排气温度快速升高，出现超温。

4 结 论

某型APU在进行试飞时出现启动超温现象，导致启动失败。经数据分析，结论如下：

(1)该型APU启动控制逻辑正常，启动失败表现为转速上升迟缓、排气温度持续升高直至超温保护停车。与正常启动数据对比发现，APU排气温度相对转速增加率明显增大。

(2)检查结果显示，液压马达故障导致带转能力不足是导致APU启动失败的直接原因。更换液压马达后，APU启动成功。