飛行訓(xùn)練器駕駛艙失壓仿真研究＊

李輝

（四川川大智勝軟件股份有限公司，四川 成都 610000）

座艙失壓是特用于民用航空器，當(dāng)飛行高度超過3 000 m 的客機(jī)的客艙因為空調(diào)設(shè)備故障/玻璃、機(jī)體受損等原因?qū)е驴团搩?nèi)氣壓降低直至等于客艙外氣壓并持續(xù)的過程。其對乘客和飛行機(jī)組造成不利影響的“生存因素”主要包括迅速減壓、缺氧、低溫、高風(fēng)速、高噪聲等。該類事件將作為典型樣本成為航空醫(yī)學(xué)、飛行仿真及訓(xùn)練等領(lǐng)域的重要研究方向。

國內(nèi)外對于飛行器座艙環(huán)境及控制的仿真已開展了許多研究，關(guān)注座艙事故/事件的研究和仿真卻很少。本文選取飛機(jī)風(fēng)擋高空爆裂脫落的典型事件，以飛行訓(xùn)練器為基礎(chǔ)平臺，開展“座艙失壓”方向的特定討論和研究。

1 事件過程分析

典型的飛行流程主要有滑行、起飛、爬升、巡航、下降、進(jìn)近、著陸。為方便研究和比較，將座艙壓力等效為海拔高度。事件中飛機(jī)在9 784 m 高度巡航（客艙增壓模塊工作，此時座艙高度為2 064 m，座艙壓差53 007 Pa），右側(cè)風(fēng)擋突然爆裂脫落，使飛機(jī)駕駛艙暴露于外部大氣環(huán)境中，導(dǎo)致駕駛艙瞬間失壓（此時飛行高度標(biāo)準(zhǔn)大氣壓9 712 m，座艙高度7 413 m，座艙壓差6 357 Pa）。隨后飛機(jī)開始下降，座艙高度上升至最高（8 037 m）、壓差為3 985 Pa 后也開始逐漸下降。飛行機(jī)組在管制指揮下，經(jīng)過一系列飛行操縱和指引，飛機(jī)于某機(jī)場成功備降。飛行剖線如圖1 所示。

圖1 飛行剖線

2 研究方法

本文采用標(biāo)準(zhǔn)飛行訓(xùn)練器為基礎(chǔ)仿真平臺，飛行訓(xùn)練器是用于練習(xí)在各種條件下飛行操作技能的一種訓(xùn)練設(shè)備?？梢阅M飛行器的靜態(tài)特性和動態(tài)特性，目視情況以及音響、過載、振動等各種物理因素。本研究中，在特情設(shè)置并激活后，飛行員按特情處置程序操縱飛行訓(xùn)練器，飛行訓(xùn)練器為座艙失壓模塊提供實時飛行高度、速度等數(shù)據(jù)鏈輸入。座艙失壓模塊可作為獨(dú)立組件，實時仿真計算出貼近于真實狀態(tài)的飛機(jī)座艙內(nèi)氣壓。

本研究中，忽略風(fēng)擋爆裂后飛機(jī)空氣動力學(xué)的改變，同時默認(rèn)飛機(jī)其他系統(tǒng)都正常工作。因此該類事件分析模型可簡化為：風(fēng)擋爆裂瞬間，駕駛艙通過風(fēng)擋窗口與外部大氣環(huán)境直接連通，艙內(nèi)氣壓急速上升在接近于外部大氣氣壓p后逐漸穩(wěn)定，并以一定的壓差隨飛行高度和速度等變化。此過程中外部氣壓高度隨飛行高度規(guī)律變化，壓差為空氣高速進(jìn)入駕駛艙內(nèi)產(chǎn)生的內(nèi)壓，計算公式如下：

式（1）中：p為座艙壓力；p為高度上的大氣壓力；p為空氣高速進(jìn)入駕駛艙內(nèi)產(chǎn)生的內(nèi)壓。

3 大氣數(shù)字模型

密度ρ計算模型為：

式（2）中：ρ為高度上的大氣密度，kg/m；為海拔高度，m；p為高度上的大氣壓力，kPa；T為高度上的溫度，℃。

4 座艙損傷模型

飛機(jī)在設(shè)計定型后，座艙的物理尺寸和構(gòu)型、風(fēng)擋大小和位置等即固定。在對座艙進(jìn)行建模的過程中設(shè)定座艙為剛體結(jié)構(gòu)，座艙容積恒定不變，忽略座艙漏氣量，忽略座艙內(nèi)部氣流擾動。由此可以得到如下物理參數(shù)：座艙的容積常數(shù)VC、脫落風(fēng)擋正投影面積常數(shù)A。

5 壓差分析

風(fēng)擋脫落后，外部大氣進(jìn)入飛機(jī)駕駛艙，駕駛艙內(nèi)外會形成一定的壓差，該計算模型可等效為“開孔結(jié)構(gòu)風(fēng)致內(nèi)壓”，即風(fēng)迎面吹向風(fēng)擋處開孔的駕駛艙，在駕駛艙內(nèi)部產(chǎn)生內(nèi)壓，產(chǎn)生的內(nèi)壓即是駕駛艙內(nèi)外的壓差。飛機(jī)以表速飛行，當(dāng)以飛機(jī)為參考系時，等效于來流以吹向飛機(jī)，研究中忽略外部大氣紊流。國內(nèi)外已開展風(fēng)致內(nèi)壓相關(guān)研究，在內(nèi)壓響應(yīng)方程類型上達(dá)成共識，HELEMS 提出如下內(nèi)外壓傳遞方程：

式（3）中：ρ為空氣密度；L為氣流在開口處空氣柱的有效長度；為內(nèi)部容積；為氣流的開口收縮流動系數(shù)；為開口周圍空氣比熱；為開孔面積；為壓強(qiáng)；為參考點(diǎn)風(fēng)壓；C為內(nèi)壓系數(shù)；C為外壓力系數(shù)。

6 系統(tǒng)數(shù)據(jù)/網(wǎng)絡(luò)流程框圖

駕駛艙外部流場的大氣溫度、氣壓和密度可由飛行高度進(jìn)行計算，內(nèi)壓的計算需要綜合大氣溫度、氣壓、密度以及座艙的容積和開口面積等參數(shù)，通過飛行訓(xùn)練器實時飛行高度和飛行速度經(jīng)計算公式即可得到特情條件下實時座艙氣壓，系統(tǒng)流程框圖如圖2 所示。

圖2 系統(tǒng)流程框圖

7 仿真與分析

本文對事件過程進(jìn)行仿真分析比較，事件中飛機(jī)DAR（Digital Aids Recorder，數(shù)字式飛機(jī)綜合數(shù)據(jù)記錄器）按10 s/次的頻率記錄了飛機(jī)下降過程的真實飛行參數(shù)，包含飛機(jī)標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度、座艙氣壓高度、飛行高度和表速等。以能完整描述整個下降過程氣壓高度變化曲線為原則，選取風(fēng)擋脫落瞬間前40 s 為數(shù)據(jù)起始節(jié)點(diǎn)T0，截取隨后20 min 內(nèi)的數(shù)據(jù)集進(jìn)行仿真計算，計算結(jié)果如圖3 所示。在仿真過程中各仿真參數(shù)如表1 所示。

圖3 計算座艙高度與DAR 記錄座艙高度對比

表1 仿真參數(shù)

從圖3 中可以看出計算的座艙壓力與飛機(jī)記錄的座艙壓力隨時間變化的趨勢是高度吻合的，只是數(shù)值存在一定的偏差，該偏差在飛行訓(xùn)練和航空醫(yī)學(xué)研究允許的范圍內(nèi)。在風(fēng)擋爆裂脫落的瞬間座艙高度迅速上升，根據(jù)計算的座艙高度可以看出駕駛艙經(jīng)歷的高度變化區(qū)間如下：超過7 620 m 的時間為80 s、7 620～5 486 m 的座艙高度下降區(qū)間60 s、5 486～6 410 m 的座艙高度上升區(qū)間290 s、6 410～5 486 m 座艙高度下降區(qū)間260 s、其他時間的座艙高度都小于5 486 m。從航空醫(yī)學(xué)角度這些計算結(jié)果是生存因素相關(guān)研究的重要參數(shù)；在飛行訓(xùn)練領(lǐng)域，則可根據(jù)計算結(jié)果不斷的調(diào)整處置流程，優(yōu)化迭代特情處置程序，并進(jìn)行針對性的科目訓(xùn)練。

8 結(jié)語

本文首先介紹了座艙失壓的概念，選取一起典型風(fēng)擋爆裂脫落航空事件的飛行剖面進(jìn)行詳細(xì)分析，構(gòu)建了大氣數(shù)字模型、座艙損傷模型并進(jìn)行了壓差分析和計算公式推導(dǎo)，再對數(shù)據(jù)/網(wǎng)絡(luò)流程進(jìn)行梳理，建立了基于飛行訓(xùn)練器的駕駛艙失壓仿真的研究方法，隨后對該風(fēng)擋爆裂脫落事故進(jìn)行仿真，并對計算結(jié)果進(jìn)行比較分析。基于飛行訓(xùn)練器的座艙失壓仿真可用于制定飛行訓(xùn)練特情處置程序并進(jìn)行飛行培訓(xùn)，也可為航空醫(yī)學(xué)研究提供方法和手段。