機(jī)載座艙高度限制功能研究

於二軍，席 鵬，呼明亮，吳 斌

(中航工業(yè)西安航空計(jì)算技術(shù)研究所，陜西 西安 710119)

機(jī)載座艙高度限制功能研究

於二軍，席 鵬，呼明亮，吳 斌

(中航工業(yè)西安航空計(jì)算技術(shù)研究所，陜西 西安 710119)

機(jī)載座艙壓力控制系統(tǒng)是保障人員安全和結(jié)構(gòu)安全的一套安全關(guān)鍵系統(tǒng)。為保證在自動(dòng)控制通道失效情況下的人員與機(jī)體安全，針對(duì)一套典型的雙艙增壓座艙壓力控制系統(tǒng)，通過設(shè)計(jì)一套獨(dú)立的純硬件通道實(shí)現(xiàn)座艙高度限制功能，并設(shè)計(jì)維護(hù)測試功能接口，保證座艙高度不高于4 500 m。該設(shè)計(jì)已經(jīng)應(yīng)用于工程實(shí)際，能滿足實(shí)際應(yīng)用要求。

座艙壓力控制系統(tǒng)；座艙高度；高度限制

在國際標(biāo)準(zhǔn)大氣里，每一高度上有一確定的大氣壓力，同樣，每一個(gè)大氣壓力就對(duì)應(yīng)一個(gè)高度。飛機(jī)飛行時(shí)，常常使用座艙內(nèi)壓力所對(duì)應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)大氣高度，來表示座艙里壓力的高低(簡稱座艙高度)?，F(xiàn)代客機(jī)的飛行高度一般為8 000 m～12 000 m，CCAR25.841及FAR25.841條款規(guī)定：當(dāng)飛機(jī)以最大飛行高度飛行時(shí)，座艙及行李艙的氣壓高度不得超過2 400 m(8 000 ft)。當(dāng)飛機(jī)需要在7 600 m(25 000 ft)以上飛行時(shí)，必須保持增壓系統(tǒng)故障時(shí)座艙內(nèi)氣壓高度不超過4 500 m(15 000 ft)。飛機(jī)失壓將導(dǎo)致飛行員及乘客缺氧，進(jìn)而昏迷、失去行動(dòng)能力，導(dǎo)致飛行事故。

如何有效地保障座艙高度不超過4 500 m，并提供足夠的可靠度和隔離性保證一直是航空工業(yè)界研究的重點(diǎn)。本文以一套典型雙艙增壓座艙壓力控制系統(tǒng)為例，針對(duì)座艙增壓系統(tǒng)故障的情況下，設(shè)計(jì)一套獨(dú)立的純硬件通道實(shí)現(xiàn)座艙高度限制功能，保證座艙高度不高于4 500 m。

1 體系架構(gòu)設(shè)計(jì)

1.1 雙艙增壓座艙壓力控制系統(tǒng)

座艙壓力控制系統(tǒng)用于控制座艙增壓值以保證乘員生命安全和機(jī)組人員的正常工作，同時(shí)，限制座艙壓差在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)定的范圍之內(nèi)[1]。當(dāng)飛機(jī)從地面升入高空時(shí)，外界大氣壓力可從一個(gè)大氣壓變化到接近真空。在此過程中，空調(diào)系統(tǒng)向座艙源源不斷地供應(yīng)空調(diào)氣體，并保持供氣量基本不變。座艙壓力控制系統(tǒng)通過控制排氣活門的開度來控制排出座艙的空氣流量，從而達(dá)到控制座艙高度的目的。本文提到的雙艙增壓座艙壓力控制系統(tǒng)典型應(yīng)用于民用各型運(yùn)載器的壓力控制系統(tǒng)，是為了滿足經(jīng)濟(jì)性、舒適性及特殊應(yīng)用情況的需要(如水上迫降等)?，F(xiàn)代飛機(jī)的座艙壓力控制系統(tǒng)一般包括兩套獨(dú)立的自動(dòng)控制系統(tǒng)、一套手動(dòng)排氣活門調(diào)節(jié)裝置，以及兩套正、負(fù)釋壓活門[2]。兩套獨(dú)立的自動(dòng)控制系統(tǒng)應(yīng)等同使用，保障在一套故障的情況下，另一套能自動(dòng)轉(zhuǎn)換工作，保障系統(tǒng)的功能性能控制要求；手動(dòng)排氣活門調(diào)節(jié)裝置用于在自動(dòng)通道失效(或自動(dòng)通道控制超差)的情況下，駕駛員手動(dòng)調(diào)節(jié)排氣活門的開度來調(diào)節(jié)座艙壓力；正、負(fù)釋壓活門為機(jī)械裝置，當(dāng)增壓系統(tǒng)故障，或操縱不當(dāng)，使座艙內(nèi)壓力過高時(shí)，安全正釋壓活門打開，釋放座艙壓力。當(dāng)壓力下降后，安全正釋壓活門在彈簧力作用下關(guān)閉。當(dāng)飛機(jī)快速下降高度時(shí)，如果座艙內(nèi)的壓力不如座艙外的壓力變化快，就可能出現(xiàn)負(fù)壓差的情況(即座艙壓力低于外界壓力)。當(dāng)負(fù)壓差達(dá)到一定程度時(shí)，負(fù)壓釋壓活門就打開釋壓，以保護(hù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)；當(dāng)負(fù)壓差減小或消失后，負(fù)壓釋壓活門在彈簧力作用下回到關(guān)閉狀態(tài)。正、負(fù)釋壓活門為安全保護(hù)裝置，僅限極限情況下使用。在實(shí)際工作中當(dāng)自動(dòng)通道失效，座艙壓力急劇變化的情況下，駕駛?cè)藛T如果沒有及時(shí)發(fā)現(xiàn)而轉(zhuǎn)手動(dòng)等情況下，極易發(fā)生飛行安全事故。為了滿足此種工況的需要，就需要有一套獨(dú)立的純硬件高度限制功能通道能自動(dòng)超控座艙排氣活門，來滿足座艙高度不低于4 500 m的需要。

1.2 高度限制功能體系架構(gòu)

為完成高度限制功能的最小功能部件集合包括：座艙增壓控制面板、駕駛艙壓力傳感器、高度限制功能模塊(隸屬于環(huán)控系統(tǒng)綜合控制器)、主艙壓力傳感器、駕駛艙排氣活門、主艙排氣活門等(體系架構(gòu)示意圖如圖1所示)。當(dāng)高度限制功能工作時(shí)，高度限制功能完全獨(dú)立于自動(dòng)、手動(dòng)控制及應(yīng)急操作功能，且超越自動(dòng)和手動(dòng)控制，關(guān)閉排氣活門，達(dá)到增壓的目的。

圖1 高度限制功能體系架構(gòu)示意圖

2 高度限制功能設(shè)計(jì)

2.1 高度限制功能模塊設(shè)計(jì)需求

依據(jù)高度限制功能約束，高度限制功能模塊的設(shè)計(jì)需求主要包括如下幾點(diǎn)：

1) 功能模塊采用純硬件實(shí)現(xiàn)，采用應(yīng)急28 V直流電源供電，與座艙壓力控制系統(tǒng)自動(dòng)控制通道異構(gòu)并物理隔離。

2) 高度限制功能模塊具備采集座艙增壓控制面板的離散輸入信號(hào)(地/開型)、壓力傳感器的電流輸入信號(hào)(0 mA～30 mA電流輸入，輸入電流與壓力的關(guān)系如表1所示)，具備輸出用于高度限制的離散型控制信號(hào)(28 V/開)。

3) 自動(dòng)模式下，當(dāng)駕駛艙(主艙)高度限制壓力傳感器4監(jiān)測的壓力低于57.2 kPa(高度高于4 500 m)時(shí)，高度限制功能模塊超越自動(dòng)控制通道發(fā)出駕駛艙(主艙)排氣活門關(guān)閉指令，驅(qū)動(dòng)手動(dòng)電機(jī)關(guān)閉駕駛艙(主艙)排氣活門。

4) 自動(dòng)模式下，當(dāng)駕駛艙(主艙)高度限制壓力傳感器4監(jiān)測的壓力高于59.5 kPa(高度低于4 200 m)時(shí)，將駕駛艙(主艙)排氣活門控制權(quán)交給其自動(dòng)控制通道。

5) 自動(dòng)模式下高度限制功能模塊根據(jù)座艙增壓控制面板的“戰(zhàn)斗壓差”按鈕或“主艙卸壓”按鈕或“應(yīng)急卸壓”按鈕按下信號(hào)抑制駕駛艙(主艙)4 500 m高度限制功能。

6) 手動(dòng)模式下，當(dāng)駕駛艙(主艙)高度限制壓力傳感器4監(jiān)測的壓力低于57.2 kPa(高度高于4 500 m)時(shí)，高度限制功能模塊超越手動(dòng)控制通道發(fā)出駕駛艙(主艙)排氣活門關(guān)閉指令，驅(qū)動(dòng)手動(dòng)電機(jī)關(guān)閉駕駛艙(主艙)排氣活門。

7) 手動(dòng)模式下，當(dāng)駕駛艙(主艙)高度限制壓力傳感器4監(jiān)測的壓力高于59.5 kPa(高度低于4 200 m)時(shí)，將駕駛艙(主艙)排氣活門控制權(quán)交給其手動(dòng)控制通道。

8) 高度限制功能模塊上電后能完成高度限制控制功能的檢測，并能通過自動(dòng)通道上報(bào)健康狀態(tài)。

2.2 高度限制功能在線檢測設(shè)計(jì)

按照高度限制功能模塊設(shè)計(jì)功能要求，高度限制功能需具備在線檢測功能，并通過環(huán)控系統(tǒng)綜合控制器的自動(dòng)通道上報(bào)測試結(jié)果。由于高度限制功能為純硬件模塊實(shí)現(xiàn)，并且直接控制排氣活門的開閉，所以對(duì)該功能的任何非預(yù)期的操作必須通告飛行員，所有對(duì)高度限制功能的測試需在機(jī)組人員或地勤人員的支持下完成。高度限制功能模塊與中央維護(hù)系統(tǒng)CMS通過環(huán)控系統(tǒng)綜合控制器自動(dòng)通道B進(jìn)行信息交互。

圖2 高度限制功能飛行前維護(hù)流程

2.3 高度限制功能模塊實(shí)現(xiàn)方案

高度限制功能模塊物理實(shí)現(xiàn)主要包括如下幾個(gè)功能單元：傳感器采集電路、二次電源及電源基準(zhǔn)電路、功能邏輯電路、高度限制功能測試電路(通過調(diào)整電氣參數(shù)模擬外部座艙高度壓力傳感器輸入)等。高度限制功能模塊硬件設(shè)計(jì)原理框圖如圖3所示。模塊供電采用28 V應(yīng)急直流電源，通過內(nèi)部變換產(chǎn)生模塊使用的二次電源。

3 結(jié)論

本高度限制功能模塊參與座艙壓力控制系統(tǒng)的地面聯(lián)試試驗(yàn)，可滿足“自動(dòng)控制”、“手動(dòng)控制”、“自動(dòng)轉(zhuǎn)手動(dòng)”、“戰(zhàn)斗壓差”、 “主艙卸壓”及“應(yīng)急卸壓”等不同模式和“平起平降”、“高起平降”、“高起高降”等不同飛行包線下的高度限制功能研制，均取得良好的效果，表明該高度限制功能設(shè)計(jì)原理具備工程實(shí)用價(jià)值。

圖3 高度限制功能模塊原理框圖

[1] 朱春玲.飛行器環(huán)境控制與安全救生[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2006.

[2] HB7489，民用飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)通用要求[S].1997.

[3] CCAR-25，運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].中國民用航空局令第209號(hào),2011.

[4] HB7229，民用飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)聲學(xué)設(shè)計(jì)要求[S].1995.

[5] SAE ARP1270A-2006 Aircraft Cabin Pressurization Control Criteria[S].

Research on the Altitude Limit Function of Aircraft Cabin

Yu Erjun, Xi Peng, Hu Mingliang, Wu Bin

(AeronauticsComputingTechniqueResearchInstitute,Xi’anShaanxi710119,China)

Cabin pressure control system of aircraft is a critical safety system for guaranteeing personnel safety and stuctural safety. In order to ensure the safety of personnel and the aircraft in the case of the failure of the automatic control channel, in view of a typical double cabin pressure control system, the paper designs a independent hardware channel to achieve the cabin altitude limit function, and the design of maintain test function interface that guarantees the cabin altitude below 4500 meters.The design has been applied in engineering practice and can meet the requirements of practical application.

cabin pressure control system; cabin altitude; altitude limit

2016-11-25

於二軍(1981- )，男，陜西榆林人，高級(jí)工程師，碩士研究生，研究方向?yàn)榍度胧接?jì)算機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

1674- 4578(2017)01- 0081- 03

TP29

A