先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)

包曉寧，趙培林，張保中，胡志文，蘭于清，薛飛

中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

隨著有人飛機(jī)越飛越高，人們意識(shí)到高空飛行帶來的缺氧和低氣壓影響，會(huì)危及人的生命安全，飛機(jī)系統(tǒng)衍生出供氧防護(hù)需求；飛行速度越來越快，飛行過載越來越高，帶來過載對(duì)人腦部供血影響，導(dǎo)致視覺障礙和意識(shí)喪失，產(chǎn)生抗荷防護(hù)需求；同時(shí)高空高速飛行帶來了彈射救生需求，提出了飛行員個(gè)人裝備防碰撞和抗氣流吹襲需求。先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)擁有性能優(yōu)異的供氧系統(tǒng)和抗荷系統(tǒng)是發(fā)揮戰(zhàn)斗力的基礎(chǔ)和保障。供氧、抗荷和防碰撞/抗氣流吹襲這3大功能構(gòu)成了戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)的主要需求。

三代機(jī)及其之前的飛機(jī)，實(shí)現(xiàn)上述功能的系統(tǒng)一般稱為氧氣系統(tǒng)(Oxygen System)。美軍在研制F-22飛機(jī)開始，將傳統(tǒng)的氧氣系統(tǒng)升級(jí)為生命保障系統(tǒng)(Life Support System，LSS)[1]，開展更加完整的人-機(jī)-環(huán)多因素綜合設(shè)計(jì)研發(fā)。

在新型先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)研制中，本文首次將氧氣系統(tǒng)拓展升級(jí)到生命保障系統(tǒng)。隨著飛機(jī)研制體系、系統(tǒng)架構(gòu)和工程實(shí)現(xiàn)方法的升級(jí)，生命保障系統(tǒng)研制與傳統(tǒng)飛機(jī)相比，發(fā)生了質(zhì)的變化。首次采用系統(tǒng)工程思想[2]，開展自頂而下的需求/功能研究，分析、分解系統(tǒng)需求與功能，傳遞到系統(tǒng)的成品附件，針對(duì)需求制定驗(yàn)證計(jì)劃，確定驗(yàn)證方法，完成基于飛機(jī)飛管系統(tǒng)的大綜合設(shè)計(jì)。本文提出了新型先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)研制的主要研究?jī)?nèi)容和方法。

1 對(duì)F-22飛機(jī)生命保障系統(tǒng)的學(xué)習(xí)和反思

從戰(zhàn)斗機(jī)氧氣系統(tǒng)典型架構(gòu)(圖1)的發(fā)展看，最早采用的氧源是用高壓氧氣瓶貯存氣態(tài)氧，經(jīng)過減壓后為飛行員供氧。隨著飛機(jī)續(xù)航時(shí)間加長(zhǎng)，氣氧氧源暴露出體積、重量和安全方面等問題，需要尋求新型替代氧源。研究發(fā)現(xiàn)1 L液氧可以蒸發(fā)產(chǎn)生800 L氣氧，具有體積小、重量輕等優(yōu)勢(shì)，二戰(zhàn)后至20世紀(jì)90年代歐美主力戰(zhàn)斗機(jī)基本采用的是液氧氧源，包括美軍的F-5到F-18飛機(jī)[3-4]。液氧貯存裝置因汽化蒸發(fā)存在不斷泄漏問題，帶來大量維護(hù)工作，維護(hù)設(shè)備多、成本高。隨著飛機(jī)續(xù)航時(shí)間和地面維護(hù)保障需求提高，有著全球復(fù)雜區(qū)域作戰(zhàn)需求的美國(guó)海軍利用分子篩變壓吸附原理(PSA)，將空氣中的氧氣和氮?dú)夥蛛x，成功研制出可安裝在飛機(jī)上的機(jī)載制氧系統(tǒng)(OBOGS)[3-4]，這些升級(jí)換代在20世紀(jì)90年代完成。機(jī)載制氧系統(tǒng)具有無限航時(shí)、自主保障強(qiáng)的突出特點(diǎn)，成為歐美三代機(jī)標(biāo)配的氧氣系統(tǒng)構(gòu)型[4]。

中國(guó)自主研制三代機(jī)時(shí)，因飛機(jī)續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)、快速出動(dòng)以及簡(jiǎn)易機(jī)場(chǎng)起降需求，在國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行機(jī)載制氧系統(tǒng)的研制工作，并取得突破，成為繼美國(guó)、英國(guó)、法國(guó)后，第4個(gè)全面掌握該系統(tǒng)技術(shù)并成功應(yīng)用于軍機(jī)領(lǐng)域的國(guó)家。

圖1 飛機(jī)氧氣系統(tǒng)典型架構(gòu)

美軍作為空中力量的強(qiáng)者，對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)系統(tǒng)升級(jí)的探索和研究一直走在世界前列，其在研制過程中提出的思路、方向，獲得的經(jīng)驗(yàn)和教訓(xùn)值得學(xué)習(xí)和反思。F-22飛機(jī)作為世界上第1款四代機(jī)，其飛機(jī)平臺(tái)系統(tǒng)架構(gòu)為航空領(lǐng)域所關(guān)注和研究。

1.1 F-22飛機(jī)生命保障系統(tǒng)簡(jiǎn)述

F-22飛機(jī)LSS系統(tǒng)架構(gòu)如圖2所示。與早期飛機(jī)機(jī)載制氧系統(tǒng)架構(gòu)相比，主要變化簡(jiǎn)單歸納如下[1,5]：

1) 拓寬系統(tǒng)保障內(nèi)容，開展綜合設(shè)計(jì)。

2) 采用機(jī)械板裝組合式氧氣抗荷調(diào)節(jié)閥(BRAG VALE)，將氧氣調(diào)節(jié)器和抗荷閥進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)。

3) 三床式氧氣濃縮器，變頻控制。

4) 取消備用氧源(BOS)，保留安裝在彈射座椅上的應(yīng)急氧源(EOS)，需手動(dòng)接通，僅夠飛機(jī)應(yīng)急下降高度用。

5) 為滿足防生化(CB)需求，氧氣調(diào)節(jié)器沒有設(shè)置混入座艙空氣的防窒息功能，通過BRAGV面板供氣控制開關(guān)進(jìn)行控制，旁通時(shí)呼吸來自環(huán)控系統(tǒng)過濾后的空氣。

6) 飛行員裝備組合式綜合設(shè)計(jì)，具備防激光、防生化、主動(dòng)降噪、通風(fēng)、抗浸防寒、防溺水(失能情況下)等功能。

1.2 對(duì)F-22飛機(jī)飛行事故的分析及反思

2010年11月16日F-22飛機(jī)發(fā)生一起導(dǎo)致F-22飛機(jī)全面停飛的一等事故。本次事故是一起典型的鏈路型功能喪失+誤操作導(dǎo)致的事故，主要情況如圖3所示：飛機(jī)在15 km高空飛行時(shí)因主引氣管路熱告警，飛機(jī)自動(dòng)關(guān)閉主引氣管路，導(dǎo)致環(huán)控系統(tǒng)(ECS)失效，繼而產(chǎn)生各種關(guān)聯(lián)失效，飛行員手動(dòng)接通應(yīng)急氧失敗，最終導(dǎo)致墜機(jī)事故發(fā)生[6]。

F-22飛機(jī)事故帶來的反思是：

1) 初始故障如何導(dǎo)致鏈?zhǔn)椒磻?yīng)？怎樣從設(shè)計(jì)源頭規(guī)避此種災(zāi)難？

2) 重視生命保障系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)安全影響。

3) 防生化措施帶來的負(fù)面影響，沒有備用氧，環(huán)控系統(tǒng)失效對(duì)于系統(tǒng)就是單點(diǎn)故障。

4) 人為因素占飛行總事故的80%以上，需要認(rèn)真分析人的需求、手動(dòng)操作機(jī)構(gòu)的人機(jī)工效。

5) 備用氧的切換必須快速響應(yīng)。自動(dòng)比手動(dòng)操作具有明顯優(yōu)勢(shì)，特別是應(yīng)急狀況下。

據(jù)2014—2016年網(wǎng)絡(luò)新聞公布，美軍花費(fèi)3 000 萬(wàn)美元為F-22飛機(jī)增加具備自動(dòng)接通功能的備用氧源(ABOS)系統(tǒng)。該裝置在低座艙壓力(座艙失去增壓能力)或者低供氧壓力條件下自動(dòng)接通給飛行員供純氧[7]。中國(guó)殲10飛機(jī)早已具備這些功能。

2 先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)需求

為了夯實(shí)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)需求分析基礎(chǔ)，根據(jù)系統(tǒng)工程方法對(duì)各種需求開展自頂向下的逐級(jí)分解和分析研究。

2.1 飛機(jī)總體需求

有人駕駛戰(zhàn)斗機(jī)飛機(jī)座艙的環(huán)境因素，對(duì)生命保障系統(tǒng)的設(shè)計(jì)至關(guān)重要，涉及飛行高度包線、過載包線及過載增長(zhǎng)率、座艙壓力制度、彈射包線、續(xù)航時(shí)間等性能要求的影響。

為了適應(yīng)新型戰(zhàn)斗機(jī)能力提升，除了傳統(tǒng)的重量體積需求外，通過對(duì)用戶需求特征提取，產(chǎn)生了其他的綜合需求，比如飛管綜合、玻璃化座艙、快速出動(dòng)、快速布防、跨區(qū)域作戰(zhàn)、自主保障、高生存性等。

2.2 生理需求

生命保障系統(tǒng)典型特征是“以人為保障對(duì)象”，生理需求是系統(tǒng)的核心需求之一。如何更好地保障飛行員的生存和工效，需要系統(tǒng)從頂層開展生理需求分析和分解研究工作，為系統(tǒng)功能分析和性能指標(biāo)的確定提供基礎(chǔ)。

2.3 六性需求

新一代戰(zhàn)斗機(jī)高度重視飛機(jī)快速出動(dòng)的次數(shù)、再次出動(dòng)間隔時(shí)間、維護(hù)時(shí)間等維護(hù)保障性能，這包括了高可靠性、高安全性、高可測(cè)試性以及衍生出高度綜合的自主診斷能力、高效率的狀態(tài)檢測(cè)能力、取消或減少飛機(jī)維護(hù)設(shè)備，縮短維護(hù)時(shí)間需求。

同時(shí)隨著軍用飛機(jī)對(duì)適航性的重視，新型戰(zhàn)斗機(jī)適航性需求已納入飛機(jī)總體需求體系中，特別是在試驗(yàn)驗(yàn)證規(guī)劃中進(jìn)行貫徹。

2.4 人機(jī)工效需求

新型戰(zhàn)斗機(jī)研制時(shí)，人機(jī)工效的設(shè)計(jì)已成為與系統(tǒng)性能同樣重要的輸入需求。飛行人員是操控飛機(jī)的主體，在飛行安全中占據(jù)主導(dǎo)地位。新型戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)基于人機(jī)工效需求提出了質(zhì)變的要求。需要為飛行員提供更為簡(jiǎn)潔、方便、快捷的操作界面，對(duì)于操作界面的可達(dá)性、操作性提出了基于人體參數(shù)的指標(biāo)要求。

2.5 飛管系統(tǒng)需求

隨著飛管系統(tǒng)的產(chǎn)生，通過圖4可以看到生命保障系統(tǒng)與這個(gè)平臺(tái)系統(tǒng)下的其他系統(tǒng)有著密切關(guān)聯(lián)。生命保障系統(tǒng)需要融入這種綜合性強(qiáng)、基于數(shù)據(jù)共享和控制融合的開放型架構(gòu)中。

在飛管系統(tǒng)平臺(tái)中，系統(tǒng)除了與傳統(tǒng)的環(huán)境控制系統(tǒng)在引氣壓力/溫度/濕度、座艙壓力制度、通風(fēng)溫度控制等方面有著密切關(guān)聯(lián)需求外，與飛管系統(tǒng)中的其他系統(tǒng)新增了大量關(guān)聯(lián)需求。例如飛管綜合設(shè)計(jì)，發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)氧氧源合并在生命保障系統(tǒng)的備用氧源中，在儲(chǔ)氧量計(jì)算和告警設(shè)計(jì)時(shí)，必須綜合滿足2個(gè)系統(tǒng)的需求。

圖4 生命保障系統(tǒng)與飛機(jī)平臺(tái)系統(tǒng)關(guān)聯(lián)圖

2.6 任務(wù)系統(tǒng)需求

隨著先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)任務(wù)系統(tǒng)功能增強(qiáng)，對(duì)飛行員的視覺和聽覺提出了更多更高的需求，比如頭盔顯示器(HMD)、夜視、通訊以及語(yǔ)音告警等方面，飛行員個(gè)人裝備將承擔(dān)更多任務(wù)系統(tǒng)疊加的需求，這些需求帶來了額外的載荷，影響裝備的設(shè)計(jì)和使用。

3 需求分析向工程實(shí)踐的轉(zhuǎn)換

3.1 需求到系統(tǒng)功能、性能的確定

歐美國(guó)家可以共享先進(jìn)技術(shù)，而中國(guó)沒有這種優(yōu)勢(shì)。因此在研究新的生命保障系統(tǒng)時(shí)，考慮到國(guó)內(nèi)工業(yè)技術(shù)水平，更加注重系統(tǒng)級(jí)的總體綜合。作為飛機(jī)生存力的支撐系統(tǒng)，與其他平臺(tái)系統(tǒng)相比，具有對(duì)飛行員“隨時(shí)隨地保障”特點(diǎn)，使用保障范圍更寬，生存防護(hù)需求激增。除正常狀態(tài)進(jìn)行保障外，關(guān)聯(lián)系統(tǒng)失效時(shí)要保障人駕駛飛機(jī)能力，棄機(jī)后要保障人生存能力。依據(jù)頂層需求確定系統(tǒng)在正常工作、降級(jí)工作、應(yīng)急工作場(chǎng)景下的詳細(xì)功能，逐級(jí)分解到各個(gè)功能模塊。

3.2 需求到系統(tǒng)功能的分解及驗(yàn)證

根據(jù)需求/功能分解、分析確定，產(chǎn)生系統(tǒng)接口控制文件。通過需求、功能和場(chǎng)景分析論證(圖5) 產(chǎn)生各種系統(tǒng)制度要求、詳細(xì)性能指標(biāo)要求。

圖5 生命保障系統(tǒng)需求分解及功能分析

根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)規(guī)范確定的需求以及適航性要求，制定系統(tǒng)需求的驗(yàn)證規(guī)劃。新型先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)具有飛機(jī)平臺(tái)高度集成的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，生命保障系統(tǒng)的驗(yàn)證規(guī)劃不僅僅是獨(dú)立系統(tǒng)的驗(yàn)證，大部分試驗(yàn)需要以集成驗(yàn)證方式進(jìn)行，這包括大系統(tǒng)軟件測(cè)試平臺(tái)試驗(yàn)、大系統(tǒng)綜合試驗(yàn)、系統(tǒng)生理鑒定試驗(yàn)、火箭滑車試驗(yàn)、海上救生試驗(yàn)、獨(dú)立成品生理試驗(yàn)、性能試驗(yàn)、壽命試驗(yàn)、環(huán)境應(yīng)力試驗(yàn)、可靠性增長(zhǎng)試驗(yàn)、測(cè)試性試驗(yàn)、供電/電磁兼容試驗(yàn)等試驗(yàn)規(guī)劃，所有的試驗(yàn)周期、項(xiàng)目和試驗(yàn)件都應(yīng)以飛管系統(tǒng)的視角去制定和規(guī)劃。

基于系統(tǒng)工程和適航性準(zhǔn)則，通過驗(yàn)證規(guī)劃，進(jìn)行國(guó)內(nèi)生命保障系統(tǒng)規(guī)模最大的驗(yàn)證工作，驗(yàn)證手段涵蓋了地面試驗(yàn)、計(jì)算、仿真、試飛考核等。

4 與生理需求相關(guān)的系統(tǒng)頂層設(shè)計(jì)

4.1 制定與生理需求相關(guān)的系統(tǒng)制度

對(duì)于全新研發(fā)的系統(tǒng)，以前的要求、經(jīng)驗(yàn)已不能完全適用，現(xiàn)有的國(guó)軍標(biāo)已不能全面滿足新型戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì)需求，特別是與抗荷性能相關(guān)的要求。在生理需求向工程設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)換中，通過型號(hào)引領(lǐng)，結(jié)合生理研究部門前期開展的生理研究成果，生理研究部門與系統(tǒng)總體共同進(jìn)行生理需求向工程實(shí)踐轉(zhuǎn)換的論證分析工作。通過對(duì)飛機(jī)總體需求研究，分析提取與之相關(guān)的生理需求，與生理研究成果進(jìn)行綜合分析，結(jié)合人機(jī)工效需求、系統(tǒng)綜合優(yōu)化需求，制定各種與生命保障相關(guān)的制度，這些制度和要求分別是：

1) 低總壓制度[8]。

2) 高空裝備配套體制。

3) 飛行員供氧濃度與座艙高度關(guān)系。

4) 呼吸氣阻力和流量。

5) 安全余壓制度。

6) 面罩內(nèi)高度加壓供氧(PBA)制度[8]。

7) 迅速減壓供氧要求[9-10]。

8) 抗荷褲充壓制度。

9) 面罩內(nèi)抗荷正壓呼吸(PBG)制度。

4.2 與生理相關(guān)的系統(tǒng)綜合

根據(jù)囊式服與管式服抗荷效果[11]、代償能力[12-13]對(duì)比結(jié)果，囊式服在抗荷性能和耐呼吸疲勞能力等性能明顯好于管式服，但是囊面積加大帶來了熱負(fù)荷問題；管式服為了滿足體表建壓效率，服裝抗拉伸能力要求高，布面需要完整，其熱負(fù)荷小的優(yōu)勢(shì)并不突出，管式服壓力比制度需求對(duì)氣源壓力要求更高，通過權(quán)衡論證選取了囊式服體制。

系統(tǒng)論證供氧濃度與座艙對(duì)應(yīng)關(guān)系要求時(shí)需要考慮因素和環(huán)節(jié)多。從圖6可以看到缺氧對(duì)人的影響，根據(jù)防止人體高空缺氧[14]、座艙高度超過6 km以上爆發(fā)性缺氧[15]需求確定供氧濃度的下包線；而確定供氧濃度的上包線時(shí)，主要考慮座艙高度4 km以下減少航空肺不張的需求，這個(gè)范圍選擇時(shí)，結(jié)合空軍航空醫(yī)學(xué)研究所 “PBG對(duì)減少肺不張作用” 研究成果[16]：在純氧和過載條件下，適當(dāng)?shù)腜BG可以減少航空肺不張的發(fā)生。系統(tǒng)制定了座艙高度與供氧濃度關(guān)系、成品控制需求；為了解決低空低濃度和高空高濃度的需求矛盾，氧氣濃縮器采用變頻控制方案。

圖6 不同高度環(huán)境人體吸空氣缺氧生理反應(yīng)[14]

綜合考慮人機(jī)工效因素和系統(tǒng)架構(gòu)優(yōu)化需求，在生理研究部門進(jìn)行的抗荷加壓供氧梯度對(duì)比試驗(yàn)[17]、抗荷囊面積對(duì)比試驗(yàn)[18]、抗荷囊面積與充壓仿真結(jié)論[19]基礎(chǔ)上，結(jié)合過載包線和過載增長(zhǎng)率指標(biāo)，權(quán)衡確定了系統(tǒng)的抗荷褲充壓制度、抗荷加壓供氧制度和安全余壓制度，以及新的服裝壓力比關(guān)系。

基于工程實(shí)踐可行性，在體表壓建壓順序論證(圖7)中，通過細(xì)化到呼吸動(dòng)作分解，論證面罩壓與胸部代償壓力比采用1：1的可行性，使系統(tǒng)架構(gòu)得到優(yōu)化。在論證生理建壓制度過程中，從保障心腦供血功能到系統(tǒng)功能再到成品功能的逐級(jí)分解分析(圖8)，包括危害分析，確定影響系統(tǒng)性能的關(guān)鍵要素以及安全防護(hù)措施。改變傳統(tǒng)生命保障系統(tǒng)依靠成品功能、性能搭建堆成的模式，使系統(tǒng)準(zhǔn)確有效地實(shí)現(xiàn)需求/功能傳遞和指標(biāo)分配。

圖7 體表建壓的工程實(shí)現(xiàn)邏輯決斷圖

5 大綜合的系統(tǒng)架構(gòu)總體研究

F-22飛機(jī)生命保障系統(tǒng)開展的綜合研發(fā)設(shè)計(jì)，讓人們印象深刻的是供氧、抗荷、飛行員個(gè)體防護(hù)綜合設(shè)計(jì)。法國(guó)AIR LIQUIDE公司安裝在座椅上的供氧抗荷調(diào)節(jié)系統(tǒng)綜合技術(shù)走在世界前列[20-21]，最新的F-35飛機(jī)就采用了法國(guó)AIR LIQUIDE公司的電子椅裝式供氧抗荷調(diào)節(jié)系統(tǒng)，和英國(guó)馬丁公司的MK16系列彈射座椅配套使用。

5.1 系統(tǒng)架構(gòu)優(yōu)化

為了解決三代機(jī)從飛機(jī)到氧氣斷接器(PEC)再到飛行員裝備之間連接復(fù)雜、接口多、彈射通道擁擠和人機(jī)工效問題，需要簡(jiǎn)化飛行員裝備的接口。

為解決高空加壓供氧代償體表壓與抗荷體表壓其壓力制度不同的矛盾，中國(guó)三代機(jī)和俄制飛機(jī)采用的是雙腔式結(jié)構(gòu)，抗荷囊和代償囊分別建壓來解決問題。美國(guó)四代機(jī)之前的大部分戰(zhàn)斗機(jī)，放棄了下肢代償囊，氧氣系統(tǒng)的高度包線限制在50 000 ft(1 ft=0.304 8 m)以下，達(dá)到簡(jiǎn)化裝備和系統(tǒng)接口的目的。F-22飛機(jī)研制時(shí)，為了將系統(tǒng)的使用包線提高到60 000 ft，綜合研制了BRAGV+獨(dú)立的應(yīng)急供氧調(diào)節(jié)器來解決這個(gè)問題。

國(guó)內(nèi)外航空生理研究成果[13]表明高空代償時(shí)面罩壓與體表壓的關(guān)系：胸部代償1∶1，腹部和下肢代償1∶3～1∶4時(shí)可以滿足高空代償需求。采用電子椅裝式供氧抗荷調(diào)節(jié)器，解決抗荷下肢充壓和高度下肢代償不同體表壓需求的矛盾，實(shí)現(xiàn)飛行員供氧、代償管路與氧氣調(diào)節(jié)器接口減少為一個(gè)的設(shè)計(jì)目標(biāo)。

5.2 系統(tǒng)的快速響應(yīng)

新型戰(zhàn)斗機(jī)飛行高度和最大過載值沒有顯著變化，但過載增長(zhǎng)率卻翻倍增加。為了提高抗荷效果，抗荷充氣囊面積越來越大[18]，系統(tǒng)的快速響應(yīng)能力成為系統(tǒng)需要重點(diǎn)解決的問題。

F-22飛機(jī)LSS系統(tǒng)研發(fā)時(shí)因?yàn)榭购赡腋采w面積大幅增加影響了充壓響應(yīng)時(shí)間，為將抗荷褲充壓響應(yīng)滯后時(shí)間提高到2 s，進(jìn)行了多輪減阻、提高流率的改進(jìn)迭代設(shè)計(jì)[1,5]。主要因素是供氧抗荷調(diào)節(jié)閥BRAGV安裝在操作臺(tái)上且為機(jī)械式，低壓管路長(zhǎng)，過多的沿程阻力損失影響了系統(tǒng)流率。特別是采用機(jī)載制氧氧源后，系統(tǒng)低入口壓力情況下難以滿足供氧能力的要求。

圖8 基于心腦供血需求的工程實(shí)踐邏輯圖

采用椅裝式設(shè)計(jì)，可以更加靠近飛行員，低壓管路更短，減少沿程阻力損失，利于提高流率、縮短系統(tǒng)充壓滯后時(shí)間；采用電子調(diào)節(jié)方式可以進(jìn)一步提高系統(tǒng)充壓響應(yīng)時(shí)間，同時(shí)也能進(jìn)一步降低系統(tǒng)的吸氣阻力，滿足超長(zhǎng)航時(shí)需求。

考慮到系統(tǒng)大流量和供氣穩(wěn)定性方面的需求，以及適應(yīng)更低的入口壓力，根據(jù)預(yù)研成果，選擇了三床式氧氣濃縮器[22]。

選擇囊式服體制，通過標(biāo)準(zhǔn)(Std)囊式抗荷褲、全覆蓋(FCC)側(cè)管式抗荷褲以及不同囊面積的抗荷褲提高抗荷效果對(duì)比試驗(yàn)(表1[18])，但表2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)顯示，隨著囊面積加大會(huì)帶來熱負(fù)荷問題，特別是采用內(nèi)穿式抗浸防寒服結(jié)構(gòu)后，熱負(fù)荷問題更加突出。權(quán)衡人機(jī)工效因素，考慮到熱負(fù)荷的影響[23]，放棄了90%全覆蓋抗荷囊方式，合理選擇抗荷囊和代償囊的面積，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證進(jìn)行修正，抗荷囊采用不低于60%覆蓋面積；通過新型面料、新型熱合工藝改善舒適性；代償背心代償囊?guī)淼臒嶝?fù)荷問題，通過通風(fēng)背心予以解決。系統(tǒng)增加了通風(fēng)管路，使之具備獨(dú)立的溫度調(diào)節(jié)能力和流量設(shè)置功能。

與彈射座椅進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)，包括對(duì)所有到達(dá)飛行員的氣路、電路、視頻/音頻通道以及彈射離機(jī)后的供電等方面進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)，獲得了更加干凈簡(jiǎn)潔的彈射通道和良好的維護(hù)界面。

先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)架構(gòu)見圖9。系統(tǒng)設(shè)計(jì)中應(yīng)用三維流體等仿真技術(shù)，開展系統(tǒng)流阻分析和提高流率研究。如針對(duì)通風(fēng)服管路流阻大的問題，對(duì)通風(fēng)服氣路真實(shí)三維數(shù)模進(jìn)行流阻仿真分析，找出問題環(huán)節(jié)。利用仿真試驗(yàn)手段驗(yàn)證設(shè)計(jì)性能(圖10)，快速迭代改進(jìn)供氧抗荷調(diào)節(jié)器、彈射座椅氣路和機(jī)上氣路。

表1 不同抗荷褲提高抗+Gz荷效果[18]

表2 不同服裝覆蓋面積環(huán)境溫度的熱應(yīng)激反應(yīng)[23]

圖9 先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)原理框圖

圖10 通風(fēng)服管道流阻與流量?jī)?yōu)化仿真試驗(yàn)曲線

5.3 全電子數(shù)字化綜合顯示與控制

為了適應(yīng)飛機(jī)全座艙玻璃化顯示及維修性要求，生命保障系統(tǒng)開展了全電子數(shù)字化綜合顯示與控制研究。

采用基于高壓氧氣介質(zhì)的電子器件，系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了對(duì)氧源壓力、容積、氧氣示流、系統(tǒng)狀態(tài)等全電子數(shù)字化顯示；根據(jù)系統(tǒng)需求分析、應(yīng)用場(chǎng)景分析制定控制邏輯，利用飛管平臺(tái)特點(diǎn)，解決硬線控制難以實(shí)現(xiàn)復(fù)雜控制的問題，通過總線數(shù)據(jù)交互，系統(tǒng)控制首次從單純的硬件控制升級(jí)為韌件(軟件和硬件相結(jié)合)控制，實(shí)現(xiàn)具有自適應(yīng)能力的復(fù)雜控制；實(shí)現(xiàn)測(cè)試進(jìn)程和測(cè)試狀態(tài)的綜合顯示能力；具備指令互動(dòng)+狀態(tài)/進(jìn)程的互動(dòng)式顯示與控制功能；實(shí)現(xiàn)維護(hù)操作流程電子程序化的操作界面與維護(hù)方式。

這種融合型設(shè)計(jì)既節(jié)省重量、通道和體積，還具備控制與反饋的閉環(huán)監(jiān)測(cè)能力；通過分布式采集、處理，提高了系統(tǒng)控制余度和安全性。

5.4 基于飛機(jī)融合共享平臺(tái)的六性研究

新型戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)全面提升能力的一個(gè)重點(diǎn)研究方向，就是讓系統(tǒng)具備高度綜合的自主診斷能力、高狀態(tài)監(jiān)測(cè)能力、取消或減少飛機(jī)維護(hù)設(shè)備，實(shí)現(xiàn)最少的維護(hù)時(shí)間和人員的自主保障能力。

系統(tǒng)基于故障模式/影響及危害度分析(FMECA)、故障樹分析(FTA)結(jié)果，與需求/場(chǎng)景分析等方法相結(jié)合，更有效地迭代成品底層故障對(duì)系統(tǒng)功能、性能影響程度，從系統(tǒng)層面論證隔離監(jiān)測(cè)方案和應(yīng)對(duì)策略；通過串口數(shù)據(jù)交換讓控制器透明化，實(shí)現(xiàn)成品狀態(tài)可監(jiān)測(cè)能力；通過電子椅裝式系統(tǒng)綜合研究，打通人機(jī)數(shù)據(jù)交換的通道。

通過建立多模態(tài)、多點(diǎn)互連的分布式監(jiān)控框架，針對(duì)不同場(chǎng)景的系統(tǒng)性能、特征，開展各種自檢測(cè)(BIT)邏輯研究，整體提升對(duì)系統(tǒng)和成品故障監(jiān)測(cè)能力，實(shí)現(xiàn)機(jī)上系統(tǒng)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)能力，并具備一定故障預(yù)測(cè)與健康管理能力。系統(tǒng)測(cè)試性指標(biāo)實(shí)現(xiàn)質(zhì)的提升。

通過氧源安全性、余度與備份、系統(tǒng)監(jiān)控需求安全性等研究提高系統(tǒng)的安全性。

5.5 基于狀態(tài)監(jiān)控以提高系統(tǒng)維修性

基于系統(tǒng)測(cè)試性設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)、成品狀態(tài)的實(shí)時(shí)監(jiān)控與周期BIT，維修方式從定期維護(hù)升級(jí)為狀態(tài)監(jiān)控。

實(shí)現(xiàn)不需要拆卸座艙蓋和吊裝座椅即可到達(dá)系統(tǒng)各個(gè)部件成品；通過基于VMC/GMP的綜合提高系統(tǒng)維修性，系統(tǒng)將外場(chǎng)維護(hù)所需使用設(shè)備、給生命保障系統(tǒng)功能測(cè)試提供必需的服務(wù)和支持的時(shí)間最小化，最大維修工時(shí)從1天縮短到1 h，取消了除充氧車外的地面保障設(shè)備。

5.6 電子椅裝式氧氣抗荷調(diào)節(jié)綜合

新一代戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)在國(guó)內(nèi)首次采用電子椅裝式氧氣抗荷調(diào)節(jié)子系統(tǒng)，其高度綜合了傳統(tǒng)飛機(jī)氧氣系統(tǒng)供氧子系統(tǒng)、抗荷子系統(tǒng)和應(yīng)急分離子系統(tǒng)的功能，并實(shí)現(xiàn)了電動(dòng)控制。

采用電子椅裝式氧氣抗荷調(diào)節(jié)子系統(tǒng)達(dá)到了以下目標(biāo)：

1) 節(jié)省座艙操縱臺(tái)空間，使彈射通道更簡(jiǎn)潔干凈。

2) 簡(jiǎn)化系統(tǒng)組成，提高維修性，減少維護(hù)工作。

3) 具有更好的跟隨性，利于縮短響應(yīng)時(shí)間。

4) 改變應(yīng)急氧源分離方式，降低甩打傷害。

5) 綜合設(shè)計(jì)帶來了減重效益，包括成品和機(jī)上管路的重量。

電子椅裝式氧氣抗荷調(diào)節(jié)綜合不僅僅是供氧抗荷調(diào)節(jié)器和跳傘供氧器自身綜合設(shè)計(jì)，需要技術(shù)攻關(guān)的方面包括了供氧抗荷調(diào)節(jié)器主體設(shè)計(jì)、與彈射座椅的綜合、與綜合座艙的綜合、與飛管系統(tǒng)的綜合以及電子調(diào)節(jié)控制器BIT綜合設(shè)計(jì)，是整個(gè)飛機(jī)、系統(tǒng)和成品大綜合集成的結(jié)果。

5.7 一體化模塊化飛行員裝備綜合

世界各國(guó)對(duì)飛行員個(gè)人裝備的人機(jī)工效非常重視，開展了大量的一體化模塊化組合式分析、研究工作[24-25]。中國(guó)飛行員裝備首次開展了一體化綜合化模塊化舒適性研究，達(dá)到了以下目標(biāo)：

1) 應(yīng)用新材料、新工藝，提高飛行員裝備透氣性，減少熱負(fù)荷，使著裝更加輕便，降低著裝負(fù)重感。

2) 重視飛行員個(gè)人裝備與人體尺寸的符合性，開展細(xì)化號(hào)型研究。

3) 綜合設(shè)計(jì)服裝保暖性，減少臃腫感，滿足冬季海上和高寒地區(qū)任務(wù)需求。

4) 兼容通風(fēng)背心，抗浸防寒服具備排氣功能，具有穿出的水密接口。

5) 兼容空中衛(wèi)生裝置排尿管的穿出。

6) 飛行員裝備組合式綜合，具備防激光、主動(dòng)降噪、通風(fēng)、抗浸防寒、防溺水、電磁輻射、長(zhǎng)航時(shí)等防護(hù)功能。

7) 各裝備模塊化設(shè)計(jì)，可根據(jù)任務(wù)剖面適當(dāng)增加和移除。

6 結(jié) 論

新型先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)生命保障系統(tǒng)采用基于系統(tǒng)工程的需求分析方法，開展從總體、生理、六性、人機(jī)工效、飛管、任務(wù)等人-機(jī)-環(huán)需求分析到工程實(shí)踐的研究工作，為生命保障系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研發(fā)提供了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。通過開展系統(tǒng)架構(gòu)優(yōu)化、提高系統(tǒng)快速響應(yīng)能力研究，建立了大系統(tǒng)綜合的生命保障系統(tǒng)架構(gòu)。基于數(shù)據(jù)共享、控制融合的飛管平臺(tái)優(yōu)勢(shì)，掌握了數(shù)字協(xié)同環(huán)境下系統(tǒng)綜合設(shè)計(jì)方法?；诟邏貉鯕饨橘|(zhì)傳感器技術(shù)，針對(duì)六性需求，將FMECA、FTA與需求/場(chǎng)景分析相結(jié)合，通過生命保障系統(tǒng)綜合研究，使機(jī)械式特征顯著的傳統(tǒng)機(jī)電系統(tǒng)在電子信息化方面實(shí)現(xiàn)質(zhì)的突破，系統(tǒng)具備高度綜合的全數(shù)字顯示與控制、自主診斷和狀態(tài)監(jiān)測(cè)能力，獲得了高效的維修保障性能，從而為飛機(jī)實(shí)現(xiàn)玻璃化座艙、快速出動(dòng)、快速布防、跨區(qū)域作戰(zhàn)、自主保障、高生存性提供有力支撐。

系統(tǒng)在如下方面取得關(guān)鍵技術(shù)的突破：

1) 基于飛管平臺(tái)的系統(tǒng)大綜合。

2) 氧氣介質(zhì)環(huán)境的全數(shù)字電子顯示與控制。

3) 基于六性分析與數(shù)據(jù)融合的生命保障系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)控與綜合管理。

4) 高效的系統(tǒng)維修保障綜合。

5) 電子椅裝式氧氣抗荷調(diào)節(jié)綜合。

6) 一體化模塊化飛行員裝備綜合。