民用飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置性能分析與選型考慮

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210）

輔助動(dòng)力裝置（APU）系統(tǒng)是大型飛機(jī)上安裝的獨(dú)立小型動(dòng)力裝置系統(tǒng)，APU的功能主要是在地面與空中起動(dòng)主發(fā)動(dòng)機(jī)，為客艙供氣并為各種機(jī)載設(shè)備提供輔助電源。目前民用飛機(jī)所使用的APU的功率范圍在250~2000 hp之間，APU轉(zhuǎn)速約在35 000~60 000 r/min 范圍內(nèi)[1]。

在民用飛機(jī)的APU系統(tǒng)設(shè)計(jì)與集成過程中，如何選擇性能匹配的APU是APU系統(tǒng)集成的重要內(nèi)容。由于APU的類型及構(gòu)造的差異，APU的性能特性也有所區(qū)別。本文對(duì)幾種典型的APU的性能特點(diǎn)進(jìn)行分析，并對(duì)APU的性能選型方法進(jìn)行了總結(jié)。

1 APU性能分析

為飛機(jī)提供高壓引氣功率和電功率是APU的主要功能，APU的性能分析一般包括：APU構(gòu)造特點(diǎn)及熱力循環(huán)性能分析、APU引氣性能分析、APU功率提取性能分析、APU燃油經(jīng)濟(jì)性分析等。

1.1 APU類型及構(gòu)造特點(diǎn)分析

目前，用于民用飛機(jī)的典型APU構(gòu)型有以下3種[2]：

（1）SSGTIB （I/B）：Single shaft gas turbine integral bleed，從動(dòng)力段壓氣機(jī)引氣的單軸燃?xì)鉁u輪APU（分別有恒轉(zhuǎn)速與變轉(zhuǎn)速）。

（2）SSGTLC（L/C）：Single shaft gas turbine load compressor，帶負(fù)載壓氣機(jī)的單軸燃?xì)鉁u輪APU（分別有恒轉(zhuǎn)速與變轉(zhuǎn)速）。

（3）TSGT：Two shaft gas turbine，雙軸燃?xì)鉁u輪APU（變轉(zhuǎn)速）。

三種APU的構(gòu)型示意圖如下圖1。各種APU通常采用離心式壓氣機(jī)作為動(dòng)力段壓氣機(jī)或負(fù)載壓氣機(jī)，采用回流式燃燒室，通常采用軸流式渦輪。

圖1 APU的構(gòu)型示意圖

1.2 APU熱力循環(huán)性能分析

APU熱力循環(huán)性能包括：APU工作循環(huán)性能、APU安裝性能[3]。

1.2.1 APU工作循環(huán)性能分析

APU工作循環(huán)性能指APU本體發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán)性能，APU工作循環(huán)性能主要指標(biāo)包括：壓氣機(jī)壓比、渦輪前溫度TIT、燃油消耗率、壓氣機(jī)與渦輪效率、燃燒室效率與壓力損失、附件功率損失等。通過性能計(jì)算，獲得典型的APU工作循環(huán)性能如圖2所示。圖中反映了APU的主要部件特性（壓氣機(jī)壓比、渦輪前溫度）與燃油消耗率、功率之間的關(guān)系。由圖可知：壓氣機(jī)壓比主要影響APU的燃油消耗率，在TIT一定的條件下，隨著壓氣機(jī)壓比的增大，燃油消耗率降低；渦輪前溫度TIT主要影響APU的功率，在壓比一定的條件下，隨著TIT的增大，APU的功率增大。

圖2 APU工作循環(huán)性能

1.2.2 APU安裝性能分析

APU在飛機(jī)上進(jìn)行安裝集成后，影響其安裝性能的主要因素有：APU進(jìn)排氣系統(tǒng)特性、APU負(fù)載特性、運(yùn)行環(huán)境條件（高度、溫度、速度）等的。

（1）環(huán)境條件對(duì)APU性能的影響分析

通過對(duì)某典型的APU進(jìn)行性能計(jì)算可知，對(duì)于恒物理轉(zhuǎn)速、恒定的渦輪前溫度限制值（TIT）的APU，其性能受溫度與高度的影響如圖3所示，隨著大氣溫度的降低，APU的最大輸出功率增大。這主要是由于：隨著大氣溫度的降低，壓氣機(jī)的折合轉(zhuǎn)速增加，增壓比增加，流量增加，因此APU功率增加，耗油率降低。另一方面，隨著飛行高度的增加，APU最大輸出功率降低，這主要是由于：隨著高度增加，環(huán)境壓力與溫度都降低，溫度降低的影響效應(yīng)同上，環(huán)境壓力的降低導(dǎo)致了APU進(jìn)氣流量的降低，使得APU的功率下降。

圖3環(huán)境條件對(duì)APU性能的影響

（2）進(jìn)排氣系統(tǒng)特性對(duì)APU性能的影響

民用飛機(jī)的APU一般安裝在飛機(jī)尾錐內(nèi)，APU的進(jìn)氣系統(tǒng)通常采用帶有沖壓進(jìn)氣門的結(jié)構(gòu)或者無門的結(jié)構(gòu)，對(duì)于帶有沖壓進(jìn)氣門的APU的進(jìn)氣系統(tǒng)能夠在飛行狀態(tài)下產(chǎn)生沖壓作用，提升APU性能。APU排氣系統(tǒng)一般影響APU的排氣損失，對(duì)性能影響較小。

圖4顯示了某APU輸出功率隨飛行高度與飛行馬赫數(shù)的變化關(guān)系?？梢钥闯?，在相同飛行高度條件下，APU功率隨飛行馬赫數(shù)的增加而增大?？梢?，帶有沖壓進(jìn)氣門的APU的進(jìn)氣系統(tǒng)能夠在飛行狀態(tài)下較大的提升APU性能。

圖4 APU輸出功率隨飛行高度與飛行馬赫數(shù)的變化關(guān)系

（3）APU負(fù)載特性分析

APU負(fù)載特性包含：全負(fù)載特性與部分負(fù)載特性。

（1）全負(fù)載特性

APU負(fù)載特性的表示形式因APU的類型而異。

對(duì)于從壓氣機(jī)直接引氣的APU，其負(fù)載特性是指在APU進(jìn)口空氣條件不變的條件下，輸出的引氣壓力、引氣溫度隨引氣流量的變化關(guān)系。某APU計(jì)算結(jié)果如圖5所示，可以看出，APU的引氣壓力與引氣溫度隨著引氣流量的增加而降低。另外，APU的最大引氣輸出量隨著輸出軸功率的增加而降低。

圖5 從壓氣機(jī)直接引氣APU的負(fù)載特性

對(duì)于帶負(fù)載壓氣機(jī)的單軸恒轉(zhuǎn)速APU而言，負(fù)載壓氣機(jī)通常采用進(jìn)口流量控制，如進(jìn)口導(dǎo)向葉片（IGV）對(duì)引氣量進(jìn)行調(diào)節(jié)。在每個(gè)IGV角度下負(fù)載壓氣機(jī)都具有獨(dú)立的性能特點(diǎn)，如圖6所示的某型的APU計(jì)算結(jié)果：隨IGV開度的減小，APU的引氣壓力與引氣流量降低，引氣功率降低；在某一固定的IGV開度下，隨著引氣流量的降低引氣壓力增大，即壓氣機(jī)的工作點(diǎn)在壓氣機(jī)的等轉(zhuǎn)速線上移動(dòng)。

圖6帶負(fù)載壓氣機(jī)APU的負(fù)載特性

（2）部分負(fù)載特性

對(duì)于從壓氣機(jī)直接引氣的APU，通過調(diào)節(jié)負(fù)載控制閥（LCV）調(diào)節(jié)APU引氣量，在部分負(fù)載工作狀態(tài)時(shí)，其LCV角度關(guān)小，壓氣機(jī)的負(fù)載降低，APU的燃油消耗率降低，當(dāng)LCV角度關(guān)至0度時(shí)，引氣負(fù)載為零，APU只提供電功率。

對(duì)于帶負(fù)載壓氣機(jī)的APU而言，負(fù)載壓氣機(jī)通常采用進(jìn)口導(dǎo)向葉片（IGV）對(duì)引氣量進(jìn)行調(diào)節(jié)，但是由于受壓氣機(jī)特性的限制，IGV的角度不能關(guān)閉至0度，即在空載狀態(tài)下，負(fù)載壓氣機(jī)仍具有一定的引氣量，對(duì)這部分氣體的做功屬于無用功。因此，在部分負(fù)載狀態(tài)下，特別是空載狀態(tài)下，該類APU的經(jīng)濟(jì)性較差。圖7反映了典型的不同類型的APU的部分負(fù)載特性，可以看出，帶有負(fù)載壓氣機(jī)的APU的低引氣負(fù)載特性較差，低負(fù)載時(shí)EGT較高、燃油消耗率較高。

圖7 APU的部分負(fù)載特性

2 APU性能選型方法及考慮要點(diǎn)分析

基于上述APU的基本性能特性規(guī)律，APU的性能選型主要考慮以下幾個(gè)方面：APU引氣性能選型、APU功率提取性能選型、APU類型選型、APU經(jīng)濟(jì)性選型。APU選型過程中需保證APU的各項(xiàng)性能指標(biāo)與相關(guān)聯(lián)的系統(tǒng)相匹配。

2.1 APU引氣性能選型

APU引氣性能選型包括：主發(fā)起動(dòng)性能匹配（MES）、環(huán)控引氣性能匹配（ECS）。

（1）主發(fā)起動(dòng)性能匹配

對(duì)于采用氣起動(dòng)主發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣系統(tǒng)，從APU引出的高壓氣體經(jīng)過引氣管路和各閥門，到達(dá)空氣渦輪起動(dòng)機(jī)（ATS）。主發(fā)起動(dòng)性能匹配實(shí)質(zhì)上是對(duì)APU、引氣管路及閥門、ATS三者之間的匹配。ATS的功率與其進(jìn)口壓力與流量有關(guān)，根據(jù)ATS的性能特點(diǎn)，在APU與ATS的匹配過程中需考慮兩者之間的匹配要求，即APU提供的有效折合流量與ATS的折合流量相等，且APU提供的引氣壓力應(yīng)滿足ATS最小進(jìn)口壓力要求[4]。根據(jù)以上匹配原則，可進(jìn)行APU主要引氣參數(shù)的選擇。另外，在APU與ATS匹配中，引氣管路的設(shè)計(jì)模型影響兩者之間的匹配。采用不同的引氣管路模型，將導(dǎo)致不同的ATS匹配流量與匹配壓力。具體的匹配方式需與環(huán)控系統(tǒng)對(duì)管路模型進(jìn)行權(quán)衡后確定。

（2）環(huán)控引氣性能匹配

APU的環(huán)控引氣需求的主要指標(biāo)有：引氣流量、引氣壓力、引氣溫度。引氣流量需滿足新鮮空氣量等的要求；引氣壓比與引氣溫度由APU的壓氣機(jī)特性決定，應(yīng)考慮引氣溫度不能高于可燃液體的自燃溫度。

2.2 APU功率提取性能選型

APU功率提取主要考慮的問題是為APU驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)的耗功。APU的供電功能主要考慮的指標(biāo)有：供電功率與供電頻率。恒轉(zhuǎn)速APU能夠很好地保證為電源系統(tǒng)提供恒頻電源。因此，恒轉(zhuǎn)速APU在目前的民用飛機(jī)中應(yīng)用較廣泛。功率提取量由電源的需求決定。

2.3 APU類型選型

對(duì)于前文所述的3中典型APU構(gòu)型，在目前民用飛機(jī)中，直接引氣的單軸APU與帶有負(fù)載壓氣機(jī)的單軸APU應(yīng)用較廣，雙軸APU由于其結(jié)構(gòu)形式復(fù)雜等原因而應(yīng)用較少。直接引氣的單軸APU與帶有負(fù)載壓氣機(jī)的單軸APU的性能特點(diǎn)如下：

（1）直接引氣的APU的特性分析

直接引氣的APU通過控制負(fù)載控制閥（LCV）調(diào)節(jié)引氣。為獲得較高的引氣壓力，引氣提取接口通常布置在壓氣機(jī)流路的下游且在燃燒室之前的位置，因此，對(duì)于確定的渦輪前溫度條件，APU的軸功率隨著引氣量的增加而降低。對(duì)此，對(duì)于引氣優(yōu)先的APU，需限制軸功率的使用以避免APU超限，相反，對(duì)于軸功率優(yōu)先的APU，需限制引氣的使用以避免APU超限。從壓氣機(jī)直接引氣影響了壓氣機(jī)與渦輪的匹配，導(dǎo)致了壓氣機(jī)與渦輪的效率降低，耗油率上升。另外，由于該類APU的結(jié)構(gòu)形式簡單、部件數(shù)目少，因此其起動(dòng)特性較好且APU可靠性較高。

（2）帶有負(fù)載壓氣機(jī)的APU的特性分析

帶有負(fù)載壓氣機(jī)的APU通過調(diào)節(jié)負(fù)載壓氣機(jī)的進(jìn)口導(dǎo)向葉片（IGV）進(jìn)行引氣調(diào)節(jié)。相比而言，對(duì)于帶有負(fù)載壓氣機(jī)的APU，其動(dòng)力段的壓氣機(jī)與渦輪能夠得到較好的匹配，其耗油率較低。其負(fù)載壓氣機(jī)的引氣特性也能夠通過調(diào)節(jié)IGV而與飛機(jī)用氣系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化匹配。由于該類APU帶有負(fù)載壓氣機(jī)，其結(jié)構(gòu)形式相對(duì)復(fù)雜、部件數(shù)目較多，因此APU可靠性較相對(duì)降低。

2.4 APU經(jīng)濟(jì)性選型

根據(jù)APU的不同設(shè)計(jì)理念，APU的功率特性與經(jīng)濟(jì)性（燃油消耗特性）有較大的差異。目前，在經(jīng)濟(jì)性方面，APU的設(shè)計(jì)理念主要有兩種：保證最小燃油消耗率的APU、保證最大功率密度的APU。

保證最小燃油消耗率的APU在設(shè)計(jì)過程中，重點(diǎn)考慮提高APU的效率，而其重量與尺寸通常較大；保證最大功率密度的APU在設(shè)計(jì)過程中，重點(diǎn)考慮提高APU的“功率與重量的比值”，其重量尺寸較小，而其燃油消耗率較高。在APU系統(tǒng)集成與選型過程中應(yīng)權(quán)衡考慮功率需求與重量的影響。

3 結(jié)束語

本文分析了民用飛機(jī)APU性能特性與性能選型考慮，強(qiáng)調(diào)了APU性能選型應(yīng)考慮APU自身特性及相關(guān)聯(lián)系統(tǒng)的匹配影響，總結(jié)了典型APU的性能特點(diǎn)和APU的性能選型考慮要點(diǎn)，為民用飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置系統(tǒng)設(shè)計(jì)與集成提供參考。

[1]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì)．動(dòng)力裝置系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2006．

[2]Rodgers.C.The performance of single-shaft gas turbine load compressor auxiliary power units[J].AIAA-83-1159，1983.

[3]尚 義.航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2008.

[4]王新月，卿熊杰，劉曉偉.某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供氣系統(tǒng)匹配及性能模擬[J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2006，24（3）：295-298.