高升限战机座舱压力的调节策略

高海朋，刘 猛，王 浚

(北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191)

增压座舱可为飞行员创造满足生理要求的环境.随着航空技术、先进雷达探测和精确制导技术的发展、空战战术观念转变，超视距作战将成为未来空战的主要形式.作为远距离导弹发射平台，飞机的高空性能得到重视.具有超高空飞行、起降灵活、超视距等特点飞机的出现，对飞行员增压座舱环境提出了更高的要求［1］.

此外，为了保证战时的空中优势，必须使战机具有发生座舱减压后仍能较长时间在高空飞行的能力［2］.为此，对高空防护的战略思想进行调整，由现行的“下降救生”发展为“继续飞行”.在座舱发生迅速减压后，继续在18300 m以上高空持续飞行的能力，是使美国空军F-22和欧洲战斗机2000等战机具有武器发射优势和高空防御优势的重要前提.

高空暴露飞行必须对高空减压病采取预防措施，美国在转变战略思想指导下，提出了增加座舱压力的方案，以减少巡航高度飞行时体内微小气泡生成，从而降低座舱减压后高空减压病发生的危险.美军F-22座舱余压为34.5 kPa，在18300 m巡航高度飞行时，座舱高度达到6858 m.人体低压舱试验表明，在此高度，体内已有一定数量的静脉气泡生成.这样，一旦发生座舱减压，已存在的微气泡将迅速膨胀，从而缩短高空减压病发生的潜伏期，并增加症状严重程度［3］.为此，美军提出将座舱余压增加到48.3 kPa，这样可减少在巡航高度飞行时体内微气泡生成量，进而降低座舱减压时减压病的发生率.

针对高升限战机，国外一些专家提出，当前战斗机座舱余压为34.4 kPa，仍会发生高空减压病，将座舱压差增至48.2 kPa，可使飞行员处于足够低的座舱高度，可保飞行员在巡航期间不断排氮，更好地预防高空减压病［4］.

针对国内高升限战斗机座舱高度超出减压病阈限高度，不能满足座舱环境基本要求的问题，从分析国内外典型型号战斗机座舱压力制度现状入手，将国内余压29.4 kPa提高到34.4 kPa，找到满足高升限座舱环境基本要求的方案.若适应“下降救生”到“继续飞行”的战略战术转变，保证战斗机具有座舱减压后仍能在高空飞行的能力，保证战时空中优势，座舱压力环境须满足更高要求.文中基于减压病评定指标和迅速减压评定指标，提出44.4 kPa高余压座舱压力控制方案，进而对高余压座舱压力控制方案进行研究.最后，结合战斗机飞行剖面，对座舱压力调节系统进行动态仿真，并将不同余压值对飞行过程座舱环境的影响进行对比分析.

1 高升限战斗机压力调节存在的问题

我国升限超过20000 m高空高速战斗机，按目前余压29.4 kPa计算，当飞机飞行高度19000 m时，座舱压力为267.67 mmHg，即低于267.82 mm-Hg，超出发生减压病的阈限，难以符合飞行座舱环境生理要求.为了有效地防止高空减压病的发生，目前采取吸氧排氮的补救措施，要求飞行高度超过12000 m的飞行，在起飞前必须吸氧排氮.

关于吸氧排氮，国内外已进行了系统的研究［5］，结果表明，在低压舱上升到10000～18000 m之前，在地面吸氧排氮30～60 min，可降低减压病的发生率，如果在高空暴露时间过长，需增加吸氧排氮时间，这显然不适应现代战争的需要.另外，吸氧排氮可降低减压病的发病率，但不能祛除.因此，寻求从工程上提高座舱余压，高余压座舱是预防高空减压病最根本的措施.

2 典型型号战斗机余压值

各国战斗机的座舱压力制度在设计原理上大同小异，但采用的数值标准互有差异，如，前苏联米格系列余压值29.4 kPa、苏-27余压值34.4 kPa;美国F系列余压值34.4 kPa;英国鹞式余压值24.5 kPa;法国幻影余压值29.4 kPa;中国歼击机余压值29.4 kPa.可以看出，美国座舱余压值较英、法、俄等国家座舱余压值要高.

从前苏联压力调节系统来分析，米格19、米格21等第2代战斗机余压值为29.4 kPa，苏-27第3代战斗机为了保证飞行员执行战斗任务的舒适性、创造好的飞行条件，在结构设计时，提高了座舱结构强度，将座舱余压值设计为34.4 kPa，比歼七、歼八余压值29.4 kPa提高了5 kPa，与美国F-16、F-18一致.

3 高余压压力调节方案

3.1 高空减压病评定指标

高空减压病是人体在高空飞行环境压力降低后，外界压力下降速度和幅度超过一定限度，致使机体组织内原来溶解的惰性气体游离为气相，体内溶解的氮气过饱和，逸出形成气泡.气泡在组织和体液中分布或聚集于某一部位，压迫该处的神经末梢或堵塞血管形成气栓，引起的一种特殊病症.

国外一项调查对133例美国空军高空减压病的症状进行了统计，结果显示各种疾病的百分比如下:关节痛43.6%;头痛42.1%;视觉障碍30.1%;精神模糊24.8%;极度疲劳10.5%.减压病是影响飞行安全的重要威胁.随着战斗机高空性能的突破，尤其空战战术观念的转变，高空减压病更加引起了人们的重视［6］.

根据氮气过饱和模型［7］，推导出过饱和系数为

式中:PN2为减压前氮分压，mmHg;PB为减压后环境气压，mmHg.

Haldne提出在海平面已适应的人出现减压病症状的阈值高度是5600 m，即R=1.6，他对比分析了500例高空暴露R值和减压病发病率的关系，R在1.6～1.8无预吸氧，可以接受.减压病发病率在7500 m以上高度明显增加，该高度上R=2.11.8000 m(R=2.22)以上高度，随着过饱和系数增加，发病率愈高.9000 m高度，R=2.57，发病率约为1%;10000 m高度，R=2.99，发病率约为4%;11000 m高度，R=3.5，发病率约为15%;12000 m高度，R=4.09，发病率约为30%.

给出如下安全减压公式:

式中:PB2为减压后压力，kPa;PB1为减压前压力，kPa;FIO2为PB1时吸入气氧浓度，%;PH2O为体温下饱和水蒸气压，kPa;Ac为气泡中氮与组织中溶解氮的比值;V为气泡容积;Vc为气泡临界容积;Pe为气泡周围组织表面张力及组织弹力引起的压力，kPa;PtO2为组织氧张力，kPa;PtCO2为组织二氧化碳张力，kPa.

由式(2)计算得出，由海平面上升至4000 m高度时，V/Vc=0，无气泡产生;4250 m高度时，V/Vc=0.2，已有气泡产生，但其容积不超过临界值;5500 m高度时，V/Vc=1.0，气泡容积达到临界值;随着高度的增加发病率逐渐增大.

3.2 高余压方案分析

飞行升限超过20000 m的高空高速战斗机，若按前苏联米格系列、法国幻影及中国歼击机采用的余压29.4 kPa设计，当飞机飞行19200 m时，座舱压力为267.67 mmHg，低于267.82 mmHg，超出发生减压病的阈限，难以符合飞行座舱环境生理要求.若按美国F系列和苏-27采用的余压34.4 kPa，飞行高度29000 m时，座舱压力为267.94 mmHg，座舱压力仍满足267.82 mmHg要求，符合座舱环境生理要求.

将目前我国通用座舱余压29.4 kPa提高到34.4 kPa，可使升限18000 m飞机座舱压力由277.40 mmHg提高到314.40 mmHg;使升限19000 m飞机座舱压力由269.17 mmHg提高到306.17 mmHg;使升限20000 m飞机座舱压力由262.13 mmHg提高到299.13 mmHg;使升限21000 m飞机座舱压力由256.13 mmHg提高到293.13 mmHg;使升限25000 m飞机座舱压力由239.69 mmHg提高到276.69 mmHg.座舱压力满足267.82 mmHg要求，符合飞机座舱环境生理基本要求.

仅仅将余压29.4kPa提高到美国F系列和苏-27采用的余压34.4 kPa，当飞行高度13400 m时，座舱压力374.55 mmHg.根据Haldane建立的高空减压病评定指标，出现减压病症状的阈值高度是5600 m(该高度上，氮气过饱和系数R=1.6，对应座舱压力374.94 mmHg).座舱压力低于374.94 mmHg，体内已有一定数量静脉气泡生成.根据Vann建立的高空减压病评定指标，5500 m高度时，V/Vc=1.0，气泡容积达到临界值，当飞行高度13400 m时，按余压值 34.4 kPa，座舱高度高于5500 m，V/Vc＞1.0.所以，仅仅将余压值 29.4 kPa提高到34.4 kPa，不能使战斗机具有座舱减压后仍能较长时间在高空飞行的能力，不足以保证战时空中优势，不能满足战略战术转变的要求.

若使飞行升限20000 m高空高速战斗机满足高空性能，即，满足Haldane建立的减压病评定指标，氮气过饱和系数R=1.6，对应座舱压力374.94 mmHg，则采用余压值应由29.4 kPa提高到44.4 kPa.

根据美国得克萨斯州布鲁克空军基地Armstrong实验室，模拟从4880 m迅速减压到18300 m，压差为48.1 kPa，模拟结果为跨胸膜峰值压力不超过10.7 kPa(80 mmHg)是安全的［8］.因此，余压44.4 kPa满足高空迅速减压评定指标.

采用余压44.4 kPa，在巡航高度19000 m飞行，可使飞行员暴露在5500 m座舱高度以下.根据Haldane建立的高空减压病评定指标，其过饱和系数低于1.60许可值.在巡航高度飞行时，体内没有微气泡生成，能保证战斗机具有座舱减压后仍能较长时间在高空飞行的能力，保证了战时空中优势，满足“下降救生”发展为“继续飞行”的战略战术转变要求.

4 调节系统仿真研究

4.1 调节器结构

调节器由控制器(图1所示)和执行机构(图2所示)两部分组成.座舱压力调节器通过改变活门(包括控制活门和排气活门)开启量来调节座舱压力［9］.工作时，座舱空气从排气活门上的定径孔进入排气活门上腔，经过导管流入控制器，由控制活门随高度自动调节控制腔流向大气的排气量，使控制腔按预定压力规律变化.控制腔压力又控制排气活门开启量，保证座舱压力符合压力制度的要求.

图1 控制器结构示意图

图2 排气活门结构示意图

4.2 压力调节系统建模

4.2.1 座舱模型

座舱压力系统控制原理如图3所示.座舱压力随供气流量、排气流量和泄漏量的变化而改变.

图3 座舱压力控制系统原理图

为了便于模型分析，建模前进行几点假设:

1)座舱有专门的温度控制系统，可认为压力控制过程中，温度不变.

2)座舱容积不变.

3)座舱空气压力和温度均在常压常温范围内，座舱空气可作为理想气体来处理.

4)忽略座舱泄漏量.

在稳定状态，供入与排出座舱空气流量相等:

式中:Gg0，Gp0，Gl0分别为稳态时座舱供气量、排气量和泄漏量.

由于某原因，稳定状态被破坏，座舱内空气质量发生变化，单位时间内变化量表示为

结合气体状态微分方程得

式中:排气流量Gp具体表达式如下:

亚临界流动(Ph/Pc＞0.528)

超临界流动(Ph/Pc＜0.528)

式中:μp为排气活门流量系数;Ap为排气活门流通面积，m2.

4.2.2 排气活门运动微分方程

排气活门根据控制器给出的压力讯号，改变开启量来改变排出的空气量，从而达到控制座舱压力的目的.

以活门开启量lp=0为起始位置，排气活门可动部分运动微分方程为

式中:mp为排气活门可动部分质量，kg;Pk为控制腔压力，Pa;lp为活门开度，m;cp活门阻尼系数;Kp活门弹簧刚度，N·m-1;Ap为膜片有效面积，m2;Fpy为弹簧预压缩力，N;Fpl为活门流体动力，N.

4.2.3 控制腔微分方程

控制腔容积随着排气活门和控制活门运动而变化.在分析控制腔特性时要考虑控制腔容积的变化.控制腔气体状态微分方程为

式中:Gk为控制腔空气质量，kg;Gdr为通过定径孔由座舱进入控制腔的流量，kg·s-1，且其取值如下:亚临界流动(Pk/Pc＞0.528)

超临界流动(Pk/Pc＜0.528)

式中:μd为定径孔流量系数;Ad为定径孔流通面积，m2.

Gkp为通过控制活门由控制腔流进大气的流量，kg·s-1，具体表达式如下:

亚临界流动(Ph/Pk＞0.528)

超临界流动(Ph/Pk＜0.528)

式中:μk为控制腔活门流量系数;Ak为控制腔活门流通面积，m2.

GVb为控制腔容积变化引起的容积当量流量，即为

4.2.4 控制活门数学模型

控制活门通过改变活门开启量控制流量来满足控制系统的控制要求.

图1中右侧活门以活门开启量lk=0为起始位置，可动部分运动微分方程为

图1中左侧控制活门运动微分方程为

式中:mk为控制活门可动部分质量，kg;Pk为控制腔压力，Pa;lk为活门开度，m;ck为活门阻尼系数;Kk为活门弹簧刚度，N·m-1;Am为膜片有效面积，m2;Ag为感压箱有效面积，m2;Fky为弹簧预压缩力，N;Fkl为活门流体动力，N.

4.2.5 海拔高度与压力关系

采用国际标准大气压力［10］:当 0＜h＜11 km时，

当11 km＜h＜20 km时，

式中:h为以海平面计算起高度，m;α为年平均温度梯度;Ph为高度h上的压力，Pa.

4.3 仿真实例及结果对比

以升限21000 m，巡航高度19000 m的战斗机为例，论述仿真模型具体应用，仿真飞行各飞行状态对应的飞行时间(单位:s)如下:地面停机状态，0～50;起飞到爬升至巡航高度，50～290;巡航飞行，290～590;降落到着陆，590～1000;地面停机状态，1000～1050.

主要利用仿真分析比较余压值分别为29.4，34.4，44.4 kPa的压力控制方案.仿真结果如图4所示.

图4 不同余压控制方案舱压变化曲线

图4中，高空高速战斗机在巡航高度19000 m飞行，按余压 29.4 kPa控制方案，座舱压力为35686 Pa，低于35706 Pa，超出发生减压病阈限，难以符合座舱环境生理要求;按余压34.4 kPa控制方案，座舱压力为40686 Pa，符合飞行座舱环境生理要求.

根据Haldane建立的高空减压病评定指标，出现减压病症状的阈值高度是5600 m(该高度上，氮气过饱和系数R=1.6，对应座舱压力49988 Pa).按余压34.4 kPa控制方案，座舱压力低于49988 Pa，体内已有一定数量的静脉气泡生成.根据Vann建立的高空减压病评定指标，5500 m高度时，V/Vc=1.0，气泡容积达到临界值.按余压34.4 kPa方案，座舱高度高于5500 m，V/Vc＞1.0.所以，按余压34.4 kPa控制方案，不能使战斗机具有座舱减压后仍能较长时间在高空飞行的能力，不能满足“下降救生”到“继续飞行”战略战术转变的要求，不能保证战时空中优势.

按余压44.4 kPa控制方案，巡航高度19000 m飞行，座舱压力为50686 Pa，可使飞行员暴露在5500 m座舱高度以下.根据Haldane的高空减压病评定指标，过饱和系数低于1.60许可值.这样在巡航高度19000 m飞行时体内没有微气泡生成，能保证战斗机具有座舱减压后仍能较长时间在高空飞行的能力，保证了战时空中优势，满足“下降救生”发展为“继续飞行”的战略战术转变的要求.

5 结论

文中对高升限战机座舱压力调节系统进行了分析，并结合飞行剖面进行了仿真对比，结论如下:

1)通过对比典型型号战斗机座舱压力现状，将国内余压29.4 kPa提高到34.4 kPa，可满足高升限座舱环境基本要求.

2)若适应“下降救生”发展为“继续飞行”的战略战术转变，保证战斗机具有座舱减压后仍能在高空飞行的能力，保证战时空中优势，座舱压力环境须满足更高要求.论文基于减压病评定指标和迅速减压评定指标，提出了44.4 kPa高余压座舱压力控制方案.

3)结合战斗机飞行剖面，对座舱压力调节系统进行动态仿真，对比余压 29.4 kPa、34.4 kPa和44.4 kPa对飞行过程座舱环境的影响，结果表明，44.4 kPa余压座舱压力满足战略战术转变要求，能够保证战时空中优势.

References)

［1］王雨飞，赵 伟.对现代战机高空超高空供氧防护装备的探讨［J］.华章，2012，7(2):355-356.Wang Yufei，Zhao Wei.The research on altitude and superaltitude oxygen protection equipments of modern aircraft［J］.Huazhang，2012，7(2):355-356.(in Chinese)

［2］Vann R D，Butler F K，Mitchell S J，et al.Decompression illness［J］.The Lancet，2011，377(1):153-164.

［3］Evgenidis S P，Kazakis N A，Karapantsios T D.Bubbly flow characteristics during decompression sickness:effect of surfactant and electrolyte on bubble size distribution［J］.Colloids and Surfaces A:Physicochemical Engineering Aspects，2010，365(1/2/3):46-51.

［4］Zueco J，Hernández-González A.Electric analogue for the dynamics of decompression sickness bubbles:numerical results［J］.Acta Astronautica，2010，66(1/2):59-69.

［5］Sum Ping S T，Makary L F，van Hal M D，et al.Factors influencing oxygen store during denitrogenation in the healthy patient［J］.Journal of Clinical Anesthesia，2009，21(3):183-189.

［6］Hugon J，Rostain J C，Gardette B.A new biophysical decompression model for estimating the risk of articular bends during and after decompression ［J］.Journal of Theoretical Biology，2011，283(2):168-179.

［7］Arieli R，Marmur A.Decompression sickness bubbles:are gas micronuclei formed on a flat hydrophobic surface?［J］.Respiratory Physiology ＆ Neurobiology，2011，177(1):19-23.

［8］Alcock J，Brainard A H.Gene-environment mismatch in decompression sickness and air embolism［J］.Medical Hypotheses，2010，75(3):199-203.

［9］张宝夫，尹宇兴，张国庆，等.座舱压力调节器动态试验台真空抽气系统［J］.真空，2009，46(1):37-40.Zhang Baofu，Yin Yuxing，Zhang Guoqing，et al.Vacuum pumping system for cabin pressure regulator dynamic test stand［J］.Vacuum，2009，46(1):37-40.(in Chinese)

［10］钱坤喜，刘苓苓，李 岚，等.体循环系统建模与仿真［J］.江苏大学学报:自然科学版，2012，33(3):278-282.Qian Kunxi，Liu Lingling，Li Lan，et al.Modeling and simulation of systemic circulation system ［J］.Journal of Jiangsu University:Natural Science Edition，2012，33(3):278-282.(in Chinese)