非正常情况下民机座舱压力控制系统性能分析

杨文强，郭涛，成杰

(第一飞机设计研究院 机电系统设计研究所，西安 710089)

非正常情况下民机座舱压力控制系统性能分析

杨文强，郭涛，成杰

(第一飞机设计研究院 机电系统设计研究所，西安 710089)

非正常情况下，民机座舱压力控制系统难以进行地面验证，为了解决该问题，从工程实际出发，建立系统数学模型，开展全飞行包线内系统性能仿真分析；同时，针对非正常情况(包括单空调组件故障、应急卸压、爆炸减压)下的系统性能进行仿真分析。结果表明：单组件故障时对座舱压力影响较小；飞机应急卸压时满足适航要求；爆炸减压时卸压很快，不同破孔面积对应的减压时间差别很小。

飞机座舱；压力控制；单空调组件故障；应急卸压；爆炸减压

0 引 言

航空生理学研究表明，人如果长期暴露于高空低压环境下，会出现高空减压等症状，情况严重时，会危及生命；而且人在周围压力变化很快的环境下，也会出现各种不适症状，例如航空性中耳炎等。综上可知，人体对低压和环境压力的不断改变是有一个承受极限值的，若超过了该极限值，便会危害人体健康，甚至危及生命[1]。如何将飞机座舱内的压力控制在人体能承受的范围内，并且不受飞行环境的限制，是座舱压力控制系统亟需解决的问题。

飞机座舱压力控制系统是飞机环境控制系统的重要组成部分，主要负责控制并调节座舱中的压力参数，以保证在不同飞行高度下，座舱内的压力均能满足人体生理需求，同时还需保证机身结构完好。随着人们对飞机舒适性和安全性要求的不断提高，以及控制技术的不断发展，对座舱压力控制系统各个组件的控制精确性与使用要求也越来越高。

国外，飞机座舱压力控制系统经历了气动式、电子气动式、电子电动式(包括模拟电子/电动式和数字电子/电动式)、集中控制式等发展阶段[1]。气动式座舱压力控制系统是指控制机构敏感元件所感受的气动信号经过传递或放大后，直接作动执行机构。电子气动式座舱压力控制系统是指将控制机构敏感元件所感受的电、气信号连接成一自动系统，再由该系统提供的电、气信号经过力矩马达转换为气动信号，作动执行机构。数字式(即数字电子/电动式)座舱压力控制系统是指采用全数字控制回路，通过控制机构敏感元件所感受的数字信号转换为电信号，直接控制执行机构的电动机。目前，许多大型先进旅客机均采用数字式座舱压力控制系统，例如B757、B767、A320、A340等。集中控制式座舱压力控制系统是指将座舱压力调节与引气控制组合为一体进行集中控制，目前，仅B777采用了集中控制式座舱压力控制系统[2-4]。

国内，关于飞机座舱压力控制系统的研究起步较晚，且主要以仿制为主。目前，我国多数军用飞机、歼击机仍主要采用纯气动式座舱压力控制系统；关于电子气动式座舱压力控制系统的研究是在20世纪70年代末才开展的，现已在一些机型上得到应用[5-11]；关于数字式座舱压力控制系统的研究还处于起步发展阶段[12-14]。国内对于飞机座舱压力控制系统的研究主要集中在正常情况下其性能分析，包括气动式座舱压力控制系统的性能分析及关键部件改进[6]，系统可靠性评估[15]，数字电子气动式系统稳定性及动态性能研究[10-11,14,16]，数字式座舱压力控制系统的性能分析及数字PID参数设计[12,17]，系统试验台及测试系统的研制[8-9,13]。

本文在新型民机概念设计阶段开展飞机座舱压力特性分析，主要研究单空调组件故障、应急卸压、爆炸减压等非正常情况下的系统性能分析，以期解决地面无法验证的难题，降低飞行试验验证中的风险，获得满足技术要求的座舱压力控制系统。

1 系统工作原理

数字式座舱压力控制系统由座舱压力选择器面板、座舱压力控制器、电动排气活门、高度告警开关、正压安全活门和负压安全活门组成，如图1所示。

两个相同的座舱压力控制器均可通过自动调节电动排气活门的开度来控制飞机的增压，其中一个控制器工作，另一个控制器处于备用模式，监控系统的操作运行。如果主控制器出现故障，备用控制器就会控制系统。两个控制器接收相同的信号，每个控制器均包含座舱压力传感器和逻辑控制程序[17]。

2 座舱压力控制系统数学模型

2.1 座舱压力数学模型

在建立座舱压力数学模型时，作以下假设：(1) 在座舱压力控制的过程中，座舱温度不变，容积不变；(2) 座舱内空气可视为理想气体，满足理想气体状态方程；(3) 各流量系数不变，在一定范围内可按平均值计算；(4) 座舱泄漏面积不变。

座舱压力原理图如图2所示。

根据上述假设建立座舱压力微分方程：

(1)

式中：R为理想气体常数，R≈287 J/(kg·K)；Vc为座舱容积，Vc=130 m3；Tc为座舱内空气温度，Tc=297 K；Gk为座舱的供气量，Gk=2 200 kg/h；Gout为通过排气活门的流量，单位是kg/s；Gl为座舱泄漏气体的流量，将座舱泄漏量折合到座舱供气量中，因此取Gl=0。

2.2 直流电动机数学模型

直流电动机原理如图3所示。

直流电动机的运动方程可简化为

(2)

或者

(3)

采用转速、电流双闭环直流调速系统，转速和电流两个调节器均采用PI调节器，按照传统的工程设计方法设计出双闭环系统的转速环和电流环，得到转速环的比例增益为0.25，积分增益为4.5；电流环的比例增益为0.81，积分增益为80.0。

2.3 减速机构数学模型

以一级齿轮减速器为例，建立减速机构的数学模型，其原理如图4所示。

减速器的运动方程为

(4)

式中：i为一级减速器的速比，i=ωm/ωc=Z2/Z1；ωm、Z1为主动轮的角速度和齿数；ωc、Z2为从动轮的角速度和齿数。

电机轴的力矩平衡方程为

(5)

负载轴的力矩平衡方程为

(6)

式中：J1为电机轴上的总转动惯量，包括电机转子和小齿轮的转动惯量，单位是kg·m2；f1为电机轴上的总粘性摩擦系数；J2为负载轴上的总转动惯量，包括大齿轮及负载的转动惯量，单位是kg·m2；f2为负载轴上的总粘性摩擦系数；Mc为负载阻力矩。

(7)

综上可得：

(8)

2.4 排气活门数学模型

排气活门为蝶阀，其工作原理如图5所示。

排气活门空气流动过程为绝热过程，流量公式如下。

亚临界流：

(9)

超临界流：

(10)

2.5 座舱压力制度

采用典型的压力制度，座舱压力指令按式(11)变化：

(11)

式中：Pc为座舱压力；Ph为高度h上的大气压力；P0为地面的大气压力；m为增压率，取m=1.46。

2.6 系统非线性PID控制律

系统采用非线性PID控制律。比例增益系数设计时，为了保证系统有较快的响应速度，比例增益系数在初始时应较大，同时为了减小超调量，希望误差逐渐减小时，比例增益也随之减小；为了增大反向控制作用时，减小超调，比例增益系数应逐渐增大；为了使系统尽快回到稳定点，并不再产生大的惯性，比例增益系数应逐渐减小。根据上述规则，构建比例增益系数的非线性函数：

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

(12)

式中：ap、bp、cp为正实常数。

当误差ep→±∞时，Kp的最大值为ap+bp；当ep=0时，Kp取最小值ap；bp为Kp的变化区间，调整cp的大小可以调整Kp的变化速率。

积分增益系数设计时，当误差信号较大，希望积分增益不要太大，以防止响应产生振荡，有利于减小超调量；当误差信号较小，希望积分增益增大，以消除系统的稳态误差。根据上述规则，构建积分增益系数的非线性函数：

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

(13)

式中：Ki[ep(t)]为正实数，其取值范围为(0，ai)，当ep=0时，Ki取最大值；ci的取值决定了Ki的变化快慢程度。

微分增益系数在初始时应由小逐渐增大，可保证在不影响响应速度的前提下，抑制超调的产生；继续增大微分增益系数，增大反向控制作用，减小超调量。根据上述规则，构建微分增益系数的非线性函数：

Kd[ep(t)]=ad+bd/{1+cdexp[dd·ev(t)]}

(14)

式中：ev为误差的变化率；ad、bd、cd、dd为正实常数。

2.7 补充方程

补充大气压力计算方程式。

在对流层(0lt;hlt;11 km)时：

(15)

在平流层(11 kmlt;hlt;12 km)时：

(16)

式中：h为以海平面计算起的高度，单位是m；α为年平均温度直减率，α=0.006 5 ℃/m；g为重力加速度，g=9.81 m/s2。

3 系统性能仿真分析

3.1 全飞行包线内系统性能仿真分析

本文在相关研究的基础上，针对新型民机座舱压力控制系统进行特定对象建模，包括部件建模、系统建模及控制律设计，开展全飞行包线内系统性能仿真，为分析系统在非正常情况下的性能奠定基础。

飞行包线为在0～100 s，保持起飞机场高度为0；100 s时以垂直速度20 m/s爬升至8 000 m保持平飞；600 s时以垂直速度20 m/s爬升至12 000 m保持平飞；1 200 s时以垂直速度20 m/s下降至3 000 m保持平飞；1 800 s时以垂直速度20 m/s下降至着陆机场高度100 m。飞行包线与实际典型飞行包线的区别为减少了巡航高度12 000 m时的飞行时间，但不影响对系统性能的分析。全飞行包线如图6所示。

全飞行包线内座舱压力变化、排气活门开度变化、座舱压力变化率变化、座舱压力控制误差变化以及排气活门流量变化分别如图7～图11所示。

从图7～图11可以看出：在整个飞行包线内，座舱压力按照预定的座舱压力制度变化；排气活门开度能够很好地跟随飞行高度的变化；座舱压力变化率在-130～40 Pa/s的范围内变化，满足设计要求；座舱压力控制误差最大不超过60 Pa；排气活门流量跟随排气活门开度的变化而变化。表明所建立的数学模型能够很好地验证系统的性能。

3.2 单空调组件故障时系统性能仿真分析

单空调组件由于故障而关闭时，会引起飞机座舱供气量变化，对单空调组件故障时的系统性能进行仿真分析。

仿真初始条件为：飞机巡航高度9 000 m，40 s时，单空调组件突然故障关闭，单空调组件故障时系统性能仿真曲线如图12～图15所示。

从图12～图15可以看出：单空调组件由于故障突然故障关闭后，4 s内流量由2 200减少至1 100 kg/h；飞机座舱压力的变化很小，根据式(1)可得，座舱压力控制系统是自平衡系统，且舱容越大，惯性时间常数越大；单组件排气活门由36°变为25°左右，具有较好的跟随性；单组件故障关闭时座舱压力变化率为-1.5 Pa/s，对人员几乎无影响。

3.3 应急卸压时系统性能仿真分析

民机座舱发生应急卸压的情况主要有：空调组件正常供气时应急卸压(座舱烟雾不是来自空调系统时的应急排烟)和空调组件全部关闭时应急卸压(座舱烟雾来自空调系统时的应急排烟)。

CCAR-25部第25.841(a)条规定：“载人的增压座舱和隔舱必须装有设备，以保证在正常运行条件下，在飞机最大使用高度上保持座舱压力不超过2 400 m(8 000英尺)。(1)如果申请在7 600 m(25 000英尺)以上运行的合格审定，则飞机必须设计为在增压系统任何可能的失效情况发生后乘员不会经受到座舱压力高度超出4 500 m(15 000英尺)。(2)飞机必须设计成在发生任何未经表明是概率极小的失效情况而导致释压后不会使乘员经受超出下列座舱压力高度：①7 600 m(25 000英尺)，超过2分钟；或②12 000 m(4 000英尺)，任何时段。(3)在评估座舱释压情况时应考虑机身结构、发动机和系统的失效。”据此，设定仿真初始条件：飞机巡航高度12 000 m，应急卸压发生时飞机以不同垂直速度下降至安全高度4 500 m。应急卸压时系统性能仿真曲线如图16～图17所示。

从图16可以看出：座舱正常供气应急卸压时，随着飞机垂直下降速度的增加，座舱高度超过7 600 m的持续时间减小，所达到的最大座舱高度也减小，即分别以20、30、40、50 m/s下降时，相应的座舱高度超过7 600 m的持续时间分别为170、105、68、48 s，达到的最大座舱高度分别为9 800、9 400、9 000、8 600 m。

从图17可以看出：座舱关闭供气应急卸压时，随着飞机垂直下降速度的增加，座舱高度超过7 600 m的持续时间减小，所达到的最大座舱高度也减小，即分别以20、30、40、50 m/s下降时，相应的座舱高度超过7 600 m的持续时间分别为182、110、74、52 s，达到的最大座舱高度分别为10 900、10 500、10 100、9 700 m。

对比分析图16～图17，可以看出：当飞机应急卸压并以相同的速度下降时，座舱正常供气与关闭供气相比，卸压时间长，达到的座舱最大高度要小；应急卸压时要满足适航要求，飞机下降的垂直速度应不小于30 m/s。

3.4 爆炸减压时系统性能仿真分析

民机座舱爆炸减压主要是由于飞鸟、发动机碎片或其他物体对机身撞击造成破损引起的突然卸压，爆炸减压会对人员及飞机结构产生不利影响。

仿真初始条件为：飞机巡航高度12 000 m，20 s时发生爆炸减压，飞机以最大速度50 m/s下降至安全高度4 500 m。爆炸减压时座舱压力变化如图18所示。

从图18可以看出：随着飞机结构破孔面积的增大，即分别为0.2、0.3、0.4、0.5和0.6 m2时，对应的座舱高度超过7 600 m的持续时间分别为84.0、83.8、83.5、83.3和83.0 s；达到的最大座舱高度分别为11 500、11 420、11 380、11 200和10 800 m。表明飞机发生爆炸减压时卸压很快，减压时间差别很小；飞机以最大速度下降时，满足适航要求。

4 结 论

(1) 本文建立的飞机座舱压力控制系统数学模型可以应用于系统性能的仿真分析，在全飞行包线内系统性能仿真分析的基础上对非正常情况下的系统性能分析是有效的。

(2) 单组件故障对飞机座舱压力的影响较小；飞机应急卸压时满足适航要求；爆炸减压时卸压很快，不同破孔面积对应的减压时间差别很小。

(3) 本文的研究思路可为民用飞机座舱压力控制系统适航性验证提供一种手段，为其他新型民机座舱压力控制系统设计提供理论支持，具有重要的参考和借鉴意义。

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杨文强(1984-)，男，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机环境控制系统设计、仿真和试验。郭涛(1981-)，男，博士，高级工程师。主要研究方向：飞机环境控制系统设计。成杰(1979-)，男，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机环境控制系统设计。

(编辑：马文静)

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

杨文强,ywq801@163.com

1674-8190(2017)04-471-08

V245.3+4

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.04.016