非正常情況下民機座艙壓力控制系統(tǒng)性能分析

楊文強，郭濤，成杰

(第一飛機設(shè)計研究院 機電系統(tǒng)設(shè)計研究所，西安 710089)

非正常情況下民機座艙壓力控制系統(tǒng)性能分析

楊文強，郭濤，成杰

(第一飛機設(shè)計研究院 機電系統(tǒng)設(shè)計研究所，西安 710089)

非正常情況下，民機座艙壓力控制系統(tǒng)難以進行地面驗證，為了解決該問題，從工程實際出發(fā)，建立系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型，開展全飛行包線內(nèi)系統(tǒng)性能仿真分析；同時，針對非正常情況(包括單空調(diào)組件故障、應(yīng)急卸壓、爆炸減壓)下的系統(tǒng)性能進行仿真分析。結(jié)果表明：單組件故障時對座艙壓力影響較??；飛機應(yīng)急卸壓時滿足適航要求；爆炸減壓時卸壓很快，不同破孔面積對應(yīng)的減壓時間差別很小。

飛機座艙；壓力控制；單空調(diào)組件故障；應(yīng)急卸壓；爆炸減壓

0 引 言

航空生理學(xué)研究表明，人如果長期暴露于高空低壓環(huán)境下，會出現(xiàn)高空減壓等癥狀，情況嚴(yán)重時，會危及生命；而且人在周圍壓力變化很快的環(huán)境下，也會出現(xiàn)各種不適癥狀，例如航空性中耳炎等。綜上可知，人體對低壓和環(huán)境壓力的不斷改變是有一個承受極限值的，若超過了該極限值，便會危害人體健康，甚至危及生命[1]。如何將飛機座艙內(nèi)的壓力控制在人體能承受的范圍內(nèi)，并且不受飛行環(huán)境的限制，是座艙壓力控制系統(tǒng)亟需解決的問題。

飛機座艙壓力控制系統(tǒng)是飛機環(huán)境控制系統(tǒng)的重要組成部分，主要負(fù)責(zé)控制并調(diào)節(jié)座艙中的壓力參數(shù)，以保證在不同飛行高度下，座艙內(nèi)的壓力均能滿足人體生理需求，同時還需保證機身結(jié)構(gòu)完好。隨著人們對飛機舒適性和安全性要求的不斷提高，以及控制技術(shù)的不斷發(fā)展，對座艙壓力控制系統(tǒng)各個組件的控制精確性與使用要求也越來越高。

國外，飛機座艙壓力控制系統(tǒng)經(jīng)歷了氣動式、電子氣動式、電子電動式(包括模擬電子/電動式和數(shù)字電子/電動式)、集中控制式等發(fā)展階段[1]。氣動式座艙壓力控制系統(tǒng)是指控制機構(gòu)敏感元件所感受的氣動信號經(jīng)過傳遞或放大后，直接作動執(zhí)行機構(gòu)。電子氣動式座艙壓力控制系統(tǒng)是指將控制機構(gòu)敏感元件所感受的電、氣信號連接成一自動系統(tǒng)，再由該系統(tǒng)提供的電、氣信號經(jīng)過力矩馬達轉(zhuǎn)換為氣動信號，作動執(zhí)行機構(gòu)。數(shù)字式(即數(shù)字電子/電動式)座艙壓力控制系統(tǒng)是指采用全數(shù)字控制回路，通過控制機構(gòu)敏感元件所感受的數(shù)字信號轉(zhuǎn)換為電信號，直接控制執(zhí)行機構(gòu)的電動機。目前，許多大型先進旅客機均采用數(shù)字式座艙壓力控制系統(tǒng)，例如B757、B767、A320、A340等。集中控制式座艙壓力控制系統(tǒng)是指將座艙壓力調(diào)節(jié)與引氣控制組合為一體進行集中控制，目前，僅B777采用了集中控制式座艙壓力控制系統(tǒng)[2-4]。

國內(nèi)，關(guān)于飛機座艙壓力控制系統(tǒng)的研究起步較晚，且主要以仿制為主。目前，我國多數(shù)軍用飛機、殲擊機仍主要采用純氣動式座艙壓力控制系統(tǒng)；關(guān)于電子氣動式座艙壓力控制系統(tǒng)的研究是在20世紀(jì)70年代末才開展的，現(xiàn)已在一些機型上得到應(yīng)用[5-11]；關(guān)于數(shù)字式座艙壓力控制系統(tǒng)的研究還處于起步發(fā)展階段[12-14]。國內(nèi)對于飛機座艙壓力控制系統(tǒng)的研究主要集中在正常情況下其性能分析，包括氣動式座艙壓力控制系統(tǒng)的性能分析及關(guān)鍵部件改進[6]，系統(tǒng)可靠性評估[15]，數(shù)字電子氣動式系統(tǒng)穩(wěn)定性及動態(tài)性能研究[10-11,14,16]，數(shù)字式座艙壓力控制系統(tǒng)的性能分析及數(shù)字PID參數(shù)設(shè)計[12,17]，系統(tǒng)試驗臺及測試系統(tǒng)的研制[8-9,13]。

本文在新型民機概念設(shè)計階段開展飛機座艙壓力特性分析，主要研究單空調(diào)組件故障、應(yīng)急卸壓、爆炸減壓等非正常情況下的系統(tǒng)性能分析，以期解決地面無法驗證的難題，降低飛行試驗驗證中的風(fēng)險，獲得滿足技術(shù)要求的座艙壓力控制系統(tǒng)。

1 系統(tǒng)工作原理

數(shù)字式座艙壓力控制系統(tǒng)由座艙壓力選擇器面板、座艙壓力控制器、電動排氣活門、高度告警開關(guān)、正壓安全活門和負(fù)壓安全活門組成，如圖1所示。

兩個相同的座艙壓力控制器均可通過自動調(diào)節(jié)電動排氣活門的開度來控制飛機的增壓，其中一個控制器工作，另一個控制器處于備用模式，監(jiān)控系統(tǒng)的操作運行。如果主控制器出現(xiàn)故障，備用控制器就會控制系統(tǒng)。兩個控制器接收相同的信號，每個控制器均包含座艙壓力傳感器和邏輯控制程序[17]。

2 座艙壓力控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

2.1 座艙壓力數(shù)學(xué)模型

在建立座艙壓力數(shù)學(xué)模型時，作以下假設(shè)：(1) 在座艙壓力控制的過程中，座艙溫度不變，容積不變；(2) 座艙內(nèi)空氣可視為理想氣體，滿足理想氣體狀態(tài)方程；(3) 各流量系數(shù)不變，在一定范圍內(nèi)可按平均值計算；(4) 座艙泄漏面積不變。

座艙壓力原理圖如圖2所示。

根據(jù)上述假設(shè)建立座艙壓力微分方程：

(1)

式中：R為理想氣體常數(shù)，R≈287 J/(kg·K)；Vc為座艙容積，Vc=130 m3；Tc為座艙內(nèi)空氣溫度，Tc=297 K；Gk為座艙的供氣量，Gk=2 200 kg/h；Gout為通過排氣活門的流量，單位是kg/s；Gl為座艙泄漏氣體的流量，將座艙泄漏量折合到座艙供氣量中，因此取Gl=0。

2.2 直流電動機數(shù)學(xué)模型

直流電動機原理如圖3所示。

直流電動機的運動方程可簡化為

(2)

或者

(3)

采用轉(zhuǎn)速、電流雙閉環(huán)直流調(diào)速系統(tǒng)，轉(zhuǎn)速和電流兩個調(diào)節(jié)器均采用PI調(diào)節(jié)器，按照傳統(tǒng)的工程設(shè)計方法設(shè)計出雙閉環(huán)系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速環(huán)和電流環(huán)，得到轉(zhuǎn)速環(huán)的比例增益為0.25，積分增益為4.5；電流環(huán)的比例增益為0.81，積分增益為80.0。

2.3 減速機構(gòu)數(shù)學(xué)模型

以一級齒輪減速器為例，建立減速機構(gòu)的數(shù)學(xué)模型，其原理如圖4所示。

減速器的運動方程為

(4)

式中：i為一級減速器的速比，i=ωm/ωc=Z2/Z1；ωm、Z1為主動輪的角速度和齒數(shù)；ωc、Z2為從動輪的角速度和齒數(shù)。

電機軸的力矩平衡方程為

(5)

負(fù)載軸的力矩平衡方程為

(6)

式中：J1為電機軸上的總轉(zhuǎn)動慣量，包括電機轉(zhuǎn)子和小齒輪的轉(zhuǎn)動慣量，單位是kg·m2；f1為電機軸上的總粘性摩擦系數(shù)；J2為負(fù)載軸上的總轉(zhuǎn)動慣量，包括大齒輪及負(fù)載的轉(zhuǎn)動慣量，單位是kg·m2；f2為負(fù)載軸上的總粘性摩擦系數(shù)；Mc為負(fù)載阻力矩。

(7)

綜上可得：

(8)

2.4 排氣活門數(shù)學(xué)模型

排氣活門為蝶閥，其工作原理如圖5所示。

排氣活門空氣流動過程為絕熱過程，流量公式如下。

亞臨界流：

(9)

超臨界流：

(10)

2.5 座艙壓力制度

采用典型的壓力制度，座艙壓力指令按式(11)變化：

(11)

式中：Pc為座艙壓力；Ph為高度h上的大氣壓力；P0為地面的大氣壓力；m為增壓率，取m=1.46。

2.6 系統(tǒng)非線性PID控制律

系統(tǒng)采用非線性PID控制律。比例增益系數(shù)設(shè)計時，為了保證系統(tǒng)有較快的響應(yīng)速度，比例增益系數(shù)在初始時應(yīng)較大，同時為了減小超調(diào)量，希望誤差逐漸減小時，比例增益也隨之減??；為了增大反向控制作用時，減小超調(diào)，比例增益系數(shù)應(yīng)逐漸增大；為了使系統(tǒng)盡快回到穩(wěn)定點，并不再產(chǎn)生大的慣性，比例增益系數(shù)應(yīng)逐漸減小。根據(jù)上述規(guī)則，構(gòu)建比例增益系數(shù)的非線性函數(shù)：

Kp[ep(t)]=ap+bp{1-sech[cpep(t)]}

(12)

式中：ap、bp、cp為正實常數(shù)。

當(dāng)誤差ep→±∞時，Kp的最大值為ap+bp；當(dāng)ep=0時，Kp取最小值ap；bp為Kp的變化區(qū)間，調(diào)整cp的大小可以調(diào)整Kp的變化速率。

積分增益系數(shù)設(shè)計時，當(dāng)誤差信號較大，希望積分增益不要太大，以防止響應(yīng)產(chǎn)生振蕩，有利于減小超調(diào)量；當(dāng)誤差信號較小，希望積分增益增大，以消除系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差。根據(jù)上述規(guī)則，構(gòu)建積分增益系數(shù)的非線性函數(shù)：

Ki[ep(t)]=aisech[ciep(t)]

(13)

式中：Ki[ep(t)]為正實數(shù)，其取值范圍為(0，ai)，當(dāng)ep=0時，Ki取最大值；ci的取值決定了Ki的變化快慢程度。

微分增益系數(shù)在初始時應(yīng)由小逐漸增大，可保證在不影響響應(yīng)速度的前提下，抑制超調(diào)的產(chǎn)生；繼續(xù)增大微分增益系數(shù)，增大反向控制作用，減小超調(diào)量。根據(jù)上述規(guī)則，構(gòu)建微分增益系數(shù)的非線性函數(shù)：

Kd[ep(t)]=ad+bd/{1+cdexp[dd·ev(t)]}

(14)

式中：ev為誤差的變化率；ad、bd、cd、dd為正實常數(shù)。

2.7 補充方程

補充大氣壓力計算方程式。

在對流層(0lt;hlt;11 km)時：

(15)

在平流層(11 kmlt;hlt;12 km)時：

(16)

式中：h為以海平面計算起的高度，單位是m；α為年平均溫度直減率，α=0.006 5 ℃/m；g為重力加速度，g=9.81 m/s2。

3 系統(tǒng)性能仿真分析

3.1 全飛行包線內(nèi)系統(tǒng)性能仿真分析

本文在相關(guān)研究的基礎(chǔ)上，針對新型民機座艙壓力控制系統(tǒng)進行特定對象建模，包括部件建模、系統(tǒng)建模及控制律設(shè)計，開展全飛行包線內(nèi)系統(tǒng)性能仿真，為分析系統(tǒng)在非正常情況下的性能奠定基礎(chǔ)。

飛行包線為在0～100 s，保持起飛機場高度為0；100 s時以垂直速度20 m/s爬升至8 000 m保持平飛；600 s時以垂直速度20 m/s爬升至12 000 m保持平飛；1 200 s時以垂直速度20 m/s下降至3 000 m保持平飛；1 800 s時以垂直速度20 m/s下降至著陸機場高度100 m。飛行包線與實際典型飛行包線的區(qū)別為減少了巡航高度12 000 m時的飛行時間，但不影響對系統(tǒng)性能的分析。全飛行包線如圖6所示。

全飛行包線內(nèi)座艙壓力變化、排氣活門開度變化、座艙壓力變化率變化、座艙壓力控制誤差變化以及排氣活門流量變化分別如圖7～圖11所示。

從圖7～圖11可以看出：在整個飛行包線內(nèi)，座艙壓力按照預(yù)定的座艙壓力制度變化；排氣活門開度能夠很好地跟隨飛行高度的變化；座艙壓力變化率在-130～40 Pa/s的范圍內(nèi)變化，滿足設(shè)計要求；座艙壓力控制誤差最大不超過60 Pa；排氣活門流量跟隨排氣活門開度的變化而變化。表明所建立的數(shù)學(xué)模型能夠很好地驗證系統(tǒng)的性能。

3.2 單空調(diào)組件故障時系統(tǒng)性能仿真分析

單空調(diào)組件由于故障而關(guān)閉時，會引起飛機座艙供氣量變化，對單空調(diào)組件故障時的系統(tǒng)性能進行仿真分析。

仿真初始條件為：飛機巡航高度9 000 m，40 s時，單空調(diào)組件突然故障關(guān)閉，單空調(diào)組件故障時系統(tǒng)性能仿真曲線如圖12～圖15所示。

從圖12～圖15可以看出：單空調(diào)組件由于故障突然故障關(guān)閉后，4 s內(nèi)流量由2 200減少至1 100 kg/h；飛機座艙壓力的變化很小，根據(jù)式(1)可得，座艙壓力控制系統(tǒng)是自平衡系統(tǒng)，且艙容越大，慣性時間常數(shù)越大；單組件排氣活門由36°變?yōu)?5°左右，具有較好的跟隨性；單組件故障關(guān)閉時座艙壓力變化率為-1.5 Pa/s，對人員幾乎無影響。

3.3 應(yīng)急卸壓時系統(tǒng)性能仿真分析

民機座艙發(fā)生應(yīng)急卸壓的情況主要有：空調(diào)組件正常供氣時應(yīng)急卸壓(座艙煙霧不是來自空調(diào)系統(tǒng)時的應(yīng)急排煙)和空調(diào)組件全部關(guān)閉時應(yīng)急卸壓(座艙煙霧來自空調(diào)系統(tǒng)時的應(yīng)急排煙)。

CCAR-25部第25.841(a)條規(guī)定：“載人的增壓座艙和隔艙必須裝有設(shè)備，以保證在正常運行條件下，在飛機最大使用高度上保持座艙壓力不超過2 400 m(8 000英尺)。(1)如果申請在7 600 m(25 000英尺)以上運行的合格審定，則飛機必須設(shè)計為在增壓系統(tǒng)任何可能的失效情況發(fā)生后乘員不會經(jīng)受到座艙壓力高度超出4 500 m(15 000英尺)。(2)飛機必須設(shè)計成在發(fā)生任何未經(jīng)表明是概率極小的失效情況而導(dǎo)致釋壓后不會使乘員經(jīng)受超出下列座艙壓力高度：①7 600 m(25 000英尺)，超過2分鐘；或②12 000 m(4 000英尺)，任何時段。(3)在評估座艙釋壓情況時應(yīng)考慮機身結(jié)構(gòu)、發(fā)動機和系統(tǒng)的失效?！睋?jù)此，設(shè)定仿真初始條件：飛機巡航高度12 000 m，應(yīng)急卸壓發(fā)生時飛機以不同垂直速度下降至安全高度4 500 m。應(yīng)急卸壓時系統(tǒng)性能仿真曲線如圖16～圖17所示。

從圖16可以看出：座艙正常供氣應(yīng)急卸壓時，隨著飛機垂直下降速度的增加，座艙高度超過7 600 m的持續(xù)時間減小，所達到的最大座艙高度也減小，即分別以20、30、40、50 m/s下降時，相應(yīng)的座艙高度超過7 600 m的持續(xù)時間分別為170、105、68、48 s，達到的最大座艙高度分別為9 800、9 400、9 000、8 600 m。

從圖17可以看出：座艙關(guān)閉供氣應(yīng)急卸壓時，隨著飛機垂直下降速度的增加，座艙高度超過7 600 m的持續(xù)時間減小，所達到的最大座艙高度也減小，即分別以20、30、40、50 m/s下降時，相應(yīng)的座艙高度超過7 600 m的持續(xù)時間分別為182、110、74、52 s，達到的最大座艙高度分別為10 900、10 500、10 100、9 700 m。

對比分析圖16～圖17，可以看出：當(dāng)飛機應(yīng)急卸壓并以相同的速度下降時，座艙正常供氣與關(guān)閉供氣相比，卸壓時間長，達到的座艙最大高度要小；應(yīng)急卸壓時要滿足適航要求，飛機下降的垂直速度應(yīng)不小于30 m/s。

3.4 爆炸減壓時系統(tǒng)性能仿真分析

民機座艙爆炸減壓主要是由于飛鳥、發(fā)動機碎片或其他物體對機身撞擊造成破損引起的突然卸壓，爆炸減壓會對人員及飛機結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不利影響。

仿真初始條件為：飛機巡航高度12 000 m，20 s時發(fā)生爆炸減壓，飛機以最大速度50 m/s下降至安全高度4 500 m。爆炸減壓時座艙壓力變化如圖18所示。

從圖18可以看出：隨著飛機結(jié)構(gòu)破孔面積的增大，即分別為0.2、0.3、0.4、0.5和0.6 m2時，對應(yīng)的座艙高度超過7 600 m的持續(xù)時間分別為84.0、83.8、83.5、83.3和83.0 s；達到的最大座艙高度分別為11 500、11 420、11 380、11 200和10 800 m。表明飛機發(fā)生爆炸減壓時卸壓很快，減壓時間差別很?。伙w機以最大速度下降時，滿足適航要求。

4 結(jié) 論

(1) 本文建立的飛機座艙壓力控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型可以應(yīng)用于系統(tǒng)性能的仿真分析，在全飛行包線內(nèi)系統(tǒng)性能仿真分析的基礎(chǔ)上對非正常情況下的系統(tǒng)性能分析是有效的。

(2) 單組件故障對飛機座艙壓力的影響較??；飛機應(yīng)急卸壓時滿足適航要求；爆炸減壓時卸壓很快，不同破孔面積對應(yīng)的減壓時間差別很小。

(3) 本文的研究思路可為民用飛機座艙壓力控制系統(tǒng)適航性驗證提供一種手段，為其他新型民機座艙壓力控制系統(tǒng)設(shè)計提供理論支持，具有重要的參考和借鑒意義。

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楊文強(1984-)，男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機環(huán)境控制系統(tǒng)設(shè)計、仿真和試驗。郭濤(1981-)，男，博士，高級工程師。主要研究方向：飛機環(huán)境控制系統(tǒng)設(shè)計。成杰(1979-)，男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機環(huán)境控制系統(tǒng)設(shè)計。

(編輯：馬文靜)

AnalysisofCivilAircraftCabinPressurizationSystemPerformanceunderAbnormalConditions

Yang Wenqiang, Guo Tao, Cheng Jie

(Department of Mechanical and Electrical System, The First Aircraft Institute, Xi’an 710089, China)

Under abnormal conditions, the civil aircraft cabin pressurization system is difficult to take the ground verification. In order to solve the problem a system mathematical model is established from the engineering practice. Based on this model, the system performance under flight envelope, as well as its performance under abnormal conditions, such as single failure of air conditioning pack, emergency depressurization and burst depressurization is simulated and analyzed. The result shows that single failure of air conditioning pack is of little influence on system performance, and emergency depressurization can meet the requirement of airworthiness standards. For burst depressurization, cabin depressurizes quickly and the pressure dump time is nearly the same with different leak area.

aircraft cabin; pressure control; fault of single air conditioner component; emergency depressurization; burst depressurization

2017-03-15；

2017-09-05

楊文強,ywq801@163.com

1674-8190(2017)04-471-08

V245.3+4

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.04.016