高海朋，劉 猛，王 浚

(北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京 100191)

增壓座艙可為飛行員創(chuàng)造滿足生理要求的環(huán)境.隨著航空技術、先進雷達探測和精確制導技術的發(fā)展、空戰(zhàn)戰(zhàn)術觀念轉變，超視距作戰(zhàn)將成為未來空戰(zhàn)的主要形式.作為遠距離導彈發(fā)射平臺，飛機的高空性能得到重視.具有超高空飛行、起降靈活、超視距等特點飛機的出現(xiàn)，對飛行員增壓座艙環(huán)境提出了更高的要求［1］.

此外，為了保證戰(zhàn)時的空中優(yōu)勢，必須使戰(zhàn)機具有發(fā)生座艙減壓后仍能較長時間在高空飛行的能力［2］.為此，對高空防護的戰(zhàn)略思想進行調整，由現(xiàn)行的“下降救生”發(fā)展為“繼續(xù)飛行”.在座艙發(fā)生迅速減壓后，繼續(xù)在18300 m以上高空持續(xù)飛行的能力，是使美國空軍F-22和歐洲戰(zhàn)斗機2000等戰(zhàn)機具有武器發(fā)射優(yōu)勢和高空防御優(yōu)勢的重要前提.

高空暴露飛行必須對高空減壓病采取預防措施，美國在轉變戰(zhàn)略思想指導下，提出了增加座艙壓力的方案，以減少巡航高度飛行時體內微小氣泡生成，從而降低座艙減壓后高空減壓病發(fā)生的危險.美軍F-22座艙余壓為34.5 kPa，在18300 m巡航高度飛行時，座艙高度達到6858 m.人體低壓艙試驗表明，在此高度，體內已有一定數(shù)量的靜脈氣泡生成.這樣，一旦發(fā)生座艙減壓，已存在的微氣泡將迅速膨脹，從而縮短高空減壓病發(fā)生的潛伏期，并增加癥狀嚴重程度［3］.為此，美軍提出將座艙余壓增加到48.3 kPa，這樣可減少在巡航高度飛行時體內微氣泡生成量，進而降低座艙減壓時減壓病的發(fā)生率.

針對高升限戰(zhàn)機，國外一些專家提出，當前戰(zhàn)斗機座艙余壓為34.4 kPa，仍會發(fā)生高空減壓病，將座艙壓差增至48.2 kPa，可使飛行員處于足夠低的座艙高度，可保飛行員在巡航期間不斷排氮，更好地預防高空減壓?。?］.

針對國內高升限戰(zhàn)斗機座艙高度超出減壓病閾限高度，不能滿足座艙環(huán)境基本要求的問題，從分析國內外典型型號戰(zhàn)斗機座艙壓力制度現(xiàn)狀入手，將國內余壓29.4 kPa提高到34.4 kPa，找到滿足高升限座艙環(huán)境基本要求的方案.若適應“下降救生”到“繼續(xù)飛行”的戰(zhàn)略戰(zhàn)術轉變，保證戰(zhàn)斗機具有座艙減壓后仍能在高空飛行的能力，保證戰(zhàn)時空中優(yōu)勢，座艙壓力環(huán)境須滿足更高要求.文中基于減壓病評定指標和迅速減壓評定指標，提出44.4 kPa高余壓座艙壓力控制方案，進而對高余壓座艙壓力控制方案進行研究.最后，結合戰(zhàn)斗機飛行剖面，對座艙壓力調節(jié)系統(tǒng)進行動態(tài)仿真，并將不同余壓值對飛行過程座艙環(huán)境的影響進行對比分析.

1 高升限戰(zhàn)斗機壓力調節(jié)存在的問題

我國升限超過20000 m高空高速戰(zhàn)斗機，按目前余壓29.4 kPa計算，當飛機飛行高度19000 m時，座艙壓力為267.67 mmHg，即低于267.82 mm-Hg，超出發(fā)生減壓病的閾限，難以符合飛行座艙環(huán)境生理要求.為了有效地防止高空減壓病的發(fā)生，目前采取吸氧排氮的補救措施，要求飛行高度超過12000 m的飛行，在起飛前必須吸氧排氮.

關于吸氧排氮，國內外已進行了系統(tǒng)的研究［5］，結果表明，在低壓艙上升到10000～18000 m之前，在地面吸氧排氮30～60 min，可降低減壓病的發(fā)生率，如果在高空暴露時間過長，需增加吸氧排氮時間，這顯然不適應現(xiàn)代戰(zhàn)爭的需要.另外，吸氧排氮可降低減壓病的發(fā)病率，但不能祛除.因此，尋求從工程上提高座艙余壓，高余壓座艙是預防高空減壓病最根本的措施.

2 典型型號戰(zhàn)斗機余壓值

各國戰(zhàn)斗機的座艙壓力制度在設計原理上大同小異，但采用的數(shù)值標準互有差異，如，前蘇聯(lián)米格系列余壓值29.4 kPa、蘇-27余壓值34.4 kPa;美國F系列余壓值34.4 kPa;英國鷂式余壓值24.5 kPa;法國幻影余壓值29.4 kPa;中國殲擊機余壓值29.4 kPa.可以看出，美國座艙余壓值較英、法、俄等國家座艙余壓值要高.

從前蘇聯(lián)壓力調節(jié)系統(tǒng)來分析，米格19、米格21等第2代戰(zhàn)斗機余壓值為29.4 kPa，蘇-27第3代戰(zhàn)斗機為了保證飛行員執(zhí)行戰(zhàn)斗任務的舒適性、創(chuàng)造好的飛行條件，在結構設計時，提高了座艙結構強度，將座艙余壓值設計為34.4 kPa，比殲七、殲八余壓值29.4 kPa提高了5 kPa，與美國F-16、F-18一致.

3 高余壓壓力調節(jié)方案

3.1 高空減壓病評定指標

高空減壓病是人體在高空飛行環(huán)境壓力降低后，外界壓力下降速度和幅度超過一定限度，致使機體組織內原來溶解的惰性氣體游離為氣相，體內溶解的氮氣過飽和，逸出形成氣泡.氣泡在組織和體液中分布或聚集于某一部位，壓迫該處的神經末梢或堵塞血管形成氣栓，引起的一種特殊病癥.

國外一項調查對133例美國空軍高空減壓病的癥狀進行了統(tǒng)計，結果顯示各種疾病的百分比如下:關節(jié)痛43.6%;頭痛42.1%;視覺障礙30.1%;精神模糊24.8%;極度疲勞10.5%.減壓病是影響飛行安全的重要威脅.隨著戰(zhàn)斗機高空性能的突破，尤其空戰(zhàn)戰(zhàn)術觀念的轉變，高空減壓病更加引起了人們的重視［6］.

根據氮氣過飽和模型［7］，推導出過飽和系數(shù)為

式中:PN2為減壓前氮分壓，mmHg;PB為減壓后環(huán)境氣壓，mmHg.

Haldne提出在海平面已適應的人出現(xiàn)減壓病癥狀的閾值高度是5600 m，即R=1.6，他對比分析了500例高空暴露R值和減壓病發(fā)病率的關系，R在1.6～1.8無預吸氧，可以接受.減壓病發(fā)病率在7500 m以上高度明顯增加，該高度上R=2.11.8000 m(R=2.22)以上高度，隨著過飽和系數(shù)增加，發(fā)病率愈高.9000 m高度，R=2.57，發(fā)病率約為1%;10000 m高度，R=2.99，發(fā)病率約為4%;11000 m高度，R=3.5，發(fā)病率約為15%;12000 m高度，R=4.09，發(fā)病率約為30%.

給出如下安全減壓公式:

式中:PB2為減壓后壓力，kPa;PB1為減壓前壓力，kPa;FIO2為PB1時吸入氣氧濃度，%;PH2O為體溫下飽和水蒸氣壓，kPa;Ac為氣泡中氮與組織中溶解氮的比值;V為氣泡容積;Vc為氣泡臨界容積;Pe為氣泡周圍組織表面張力及組織彈力引起的壓力，kPa;PtO2為組織氧張力，kPa;PtCO2為組織二氧化碳張力，kPa.

由式(2)計算得出，由海平面上升至4000 m高度時，V/Vc=0，無氣泡產生;4250 m高度時，V/Vc=0.2，已有氣泡產生，但其容積不超過臨界值;5500 m高度時，V/Vc=1.0，氣泡容積達到臨界值;隨著高度的增加發(fā)病率逐漸增大.

3.2 高余壓方案分析

飛行升限超過20000 m的高空高速戰(zhàn)斗機，若按前蘇聯(lián)米格系列、法國幻影及中國殲擊機采用的余壓29.4 kPa設計，當飛機飛行19200 m時，座艙壓力為267.67 mmHg，低于267.82 mmHg，超出發(fā)生減壓病的閾限，難以符合飛行座艙環(huán)境生理要求.若按美國F系列和蘇-27采用的余壓34.4 kPa，飛行高度29000 m時，座艙壓力為267.94 mmHg，座艙壓力仍滿足267.82 mmHg要求，符合座艙環(huán)境生理要求.

將目前我國通用座艙余壓29.4 kPa提高到34.4 kPa，可使升限18000 m飛機座艙壓力由277.40 mmHg提高到314.40 mmHg;使升限19000 m飛機座艙壓力由269.17 mmHg提高到306.17 mmHg;使升限20000 m飛機座艙壓力由262.13 mmHg提高到299.13 mmHg;使升限21000 m飛機座艙壓力由256.13 mmHg提高到293.13 mmHg;使升限25000 m飛機座艙壓力由239.69 mmHg提高到276.69 mmHg.座艙壓力滿足267.82 mmHg要求，符合飛機座艙環(huán)境生理基本要求.

僅僅將余壓29.4kPa提高到美國F系列和蘇-27采用的余壓34.4 kPa，當飛行高度13400 m時，座艙壓力374.55 mmHg.根據Haldane建立的高空減壓病評定指標，出現(xiàn)減壓病癥狀的閾值高度是5600 m(該高度上，氮氣過飽和系數(shù)R=1.6，對應座艙壓力374.94 mmHg).座艙壓力低于374.94 mmHg，體內已有一定數(shù)量靜脈氣泡生成.根據Vann建立的高空減壓病評定指標，5500 m高度時，V/Vc=1.0，氣泡容積達到臨界值，當飛行高度13400 m時，按余壓值 34.4 kPa，座艙高度高于5500 m，V/Vc＞1.0.所以，僅僅將余壓值 29.4 kPa提高到34.4 kPa，不能使戰(zhàn)斗機具有座艙減壓后仍能較長時間在高空飛行的能力，不足以保證戰(zhàn)時空中優(yōu)勢，不能滿足戰(zhàn)略戰(zhàn)術轉變的要求.

若使飛行升限20000 m高空高速戰(zhàn)斗機滿足高空性能，即，滿足Haldane建立的減壓病評定指標，氮氣過飽和系數(shù)R=1.6，對應座艙壓力374.94 mmHg，則采用余壓值應由29.4 kPa提高到44.4 kPa.

根據美國得克薩斯州布魯克空軍基地Armstrong實驗室，模擬從4880 m迅速減壓到18300 m，壓差為48.1 kPa，模擬結果為跨胸膜峰值壓力不超過10.7 kPa(80 mmHg)是安全的［8］.因此，余壓44.4 kPa滿足高空迅速減壓評定指標.

采用余壓44.4 kPa，在巡航高度19000 m飛行，可使飛行員暴露在5500 m座艙高度以下.根據Haldane建立的高空減壓病評定指標，其過飽和系數(shù)低于1.60許可值.在巡航高度飛行時，體內沒有微氣泡生成，能保證戰(zhàn)斗機具有座艙減壓后仍能較長時間在高空飛行的能力，保證了戰(zhàn)時空中優(yōu)勢，滿足“下降救生”發(fā)展為“繼續(xù)飛行”的戰(zhàn)略戰(zhàn)術轉變要求.

4 調節(jié)系統(tǒng)仿真研究

4.1 調節(jié)器結構

調節(jié)器由控制器(圖1所示)和執(zhí)行機構(圖2所示)兩部分組成.座艙壓力調節(jié)器通過改變活門(包括控制活門和排氣活門)開啟量來調節(jié)座艙壓力［9］.工作時，座艙空氣從排氣活門上的定徑孔進入排氣活門上腔，經過導管流入控制器，由控制活門隨高度自動調節(jié)控制腔流向大氣的排氣量，使控制腔按預定壓力規(guī)律變化.控制腔壓力又控制排氣活門開啟量，保證座艙壓力符合壓力制度的要求.

圖1 控制器結構示意圖

圖2 排氣活門結構示意圖

4.2 壓力調節(jié)系統(tǒng)建模

4.2.1 座艙模型

座艙壓力系統(tǒng)控制原理如圖3所示.座艙壓力隨供氣流量、排氣流量和泄漏量的變化而改變.

圖3 座艙壓力控制系統(tǒng)原理圖

為了便于模型分析，建模前進行幾點假設:

1)座艙有專門的溫度控制系統(tǒng)，可認為壓力控制過程中，溫度不變.

2)座艙容積不變.

3)座艙空氣壓力和溫度均在常壓常溫范圍內，座艙空氣可作為理想氣體來處理.

4)忽略座艙泄漏量.

在穩(wěn)定狀態(tài)，供入與排出座艙空氣流量相等:

式中:Gg0，Gp0，Gl0分別為穩(wěn)態(tài)時座艙供氣量、排氣量和泄漏量.

由于某原因，穩(wěn)定狀態(tài)被破壞，座艙內空氣質量發(fā)生變化，單位時間內變化量表示為

結合氣體狀態(tài)微分方程得

式中:排氣流量Gp具體表達式如下:

亞臨界流動(Ph/Pc＞0.528)

超臨界流動(Ph/Pc＜0.528)

式中:μp為排氣活門流量系數(shù);Ap為排氣活門流通面積，m2.

4.2.2 排氣活門運動微分方程

排氣活門根據控制器給出的壓力訊號，改變開啟量來改變排出的空氣量，從而達到控制座艙壓力的目的.

以活門開啟量lp=0為起始位置，排氣活門可動部分運動微分方程為

式中:mp為排氣活門可動部分質量，kg;Pk為控制腔壓力，Pa;lp為活門開度，m;cp活門阻尼系數(shù);Kp活門彈簧剛度，N·m-1;Ap為膜片有效面積，m2;Fpy為彈簧預壓縮力，N;Fpl為活門流體動力，N.

4.2.3 控制腔微分方程

控制腔容積隨著排氣活門和控制活門運動而變化.在分析控制腔特性時要考慮控制腔容積的變化.控制腔氣體狀態(tài)微分方程為

式中:Gk為控制腔空氣質量，kg;Gdr為通過定徑孔由座艙進入控制腔的流量，kg·s-1，且其取值如下:亞臨界流動(Pk/Pc＞0.528)

超臨界流動(Pk/Pc＜0.528)

式中:μd為定徑孔流量系數(shù);Ad為定徑孔流通面積，m2.

Gkp為通過控制活門由控制腔流進大氣的流量，kg·s-1，具體表達式如下:

亞臨界流動(Ph/Pk＞0.528)

超臨界流動(Ph/Pk＜0.528)

式中:μk為控制腔活門流量系數(shù);Ak為控制腔活門流通面積，m2.

GVb為控制腔容積變化引起的容積當量流量，即為

4.2.4 控制活門數(shù)學模型

控制活門通過改變活門開啟量控制流量來滿足控制系統(tǒng)的控制要求.

圖1中右側活門以活門開啟量lk=0為起始位置，可動部分運動微分方程為

圖1中左側控制活門運動微分方程為

式中:mk為控制活門可動部分質量，kg;Pk為控制腔壓力，Pa;lk為活門開度，m;ck為活門阻尼系數(shù);Kk為活門彈簧剛度，N·m-1;Am為膜片有效面積，m2;Ag為感壓箱有效面積，m2;Fky為彈簧預壓縮力，N;Fkl為活門流體動力，N.

4.2.5 海拔高度與壓力關系

采用國際標準大氣壓力［10］:當 0＜h＜11 km時，

當11 km＜h＜20 km時，

式中:h為以海平面計算起高度，m;α為年平均溫度梯度;Ph為高度h上的壓力，Pa.

4.3 仿真實例及結果對比

以升限21000 m，巡航高度19000 m的戰(zhàn)斗機為例，論述仿真模型具體應用，仿真飛行各飛行狀態(tài)對應的飛行時間(單位:s)如下:地面停機狀態(tài)，0～50;起飛到爬升至巡航高度，50～290;巡航飛行，290～590;降落到著陸，590～1000;地面停機狀態(tài)，1000～1050.

主要利用仿真分析比較余壓值分別為29.4，34.4，44.4 kPa的壓力控制方案.仿真結果如圖4所示.

圖4 不同余壓控制方案艙壓變化曲線

圖4中，高空高速戰(zhàn)斗機在巡航高度19000 m飛行，按余壓 29.4 kPa控制方案，座艙壓力為35686 Pa，低于35706 Pa，超出發(fā)生減壓病閾限，難以符合座艙環(huán)境生理要求;按余壓34.4 kPa控制方案，座艙壓力為40686 Pa，符合飛行座艙環(huán)境生理要求.

根據Haldane建立的高空減壓病評定指標，出現(xiàn)減壓病癥狀的閾值高度是5600 m(該高度上，氮氣過飽和系數(shù)R=1.6，對應座艙壓力49988 Pa).按余壓34.4 kPa控制方案，座艙壓力低于49988 Pa，體內已有一定數(shù)量的靜脈氣泡生成.根據Vann建立的高空減壓病評定指標，5500 m高度時，V/Vc=1.0，氣泡容積達到臨界值.按余壓34.4 kPa方案，座艙高度高于5500 m，V/Vc＞1.0.所以，按余壓34.4 kPa控制方案，不能使戰(zhàn)斗機具有座艙減壓后仍能較長時間在高空飛行的能力，不能滿足“下降救生”到“繼續(xù)飛行”戰(zhàn)略戰(zhàn)術轉變的要求，不能保證戰(zhàn)時空中優(yōu)勢.

按余壓44.4 kPa控制方案，巡航高度19000 m飛行，座艙壓力為50686 Pa，可使飛行員暴露在5500 m座艙高度以下.根據Haldane的高空減壓病評定指標，過飽和系數(shù)低于1.60許可值.這樣在巡航高度19000 m飛行時體內沒有微氣泡生成，能保證戰(zhàn)斗機具有座艙減壓后仍能較長時間在高空飛行的能力，保證了戰(zhàn)時空中優(yōu)勢，滿足“下降救生”發(fā)展為“繼續(xù)飛行”的戰(zhàn)略戰(zhàn)術轉變的要求.

5 結論

文中對高升限戰(zhàn)機座艙壓力調節(jié)系統(tǒng)進行了分析，并結合飛行剖面進行了仿真對比，結論如下:

1)通過對比典型型號戰(zhàn)斗機座艙壓力現(xiàn)狀，將國內余壓29.4 kPa提高到34.4 kPa，可滿足高升限座艙環(huán)境基本要求.

2)若適應“下降救生”發(fā)展為“繼續(xù)飛行”的戰(zhàn)略戰(zhàn)術轉變，保證戰(zhàn)斗機具有座艙減壓后仍能在高空飛行的能力，保證戰(zhàn)時空中優(yōu)勢，座艙壓力環(huán)境須滿足更高要求.論文基于減壓病評定指標和迅速減壓評定指標，提出了44.4 kPa高余壓座艙壓力控制方案.

3)結合戰(zhàn)斗機飛行剖面，對座艙壓力調節(jié)系統(tǒng)進行動態(tài)仿真，對比余壓 29.4 kPa、34.4 kPa和44.4 kPa對飛行過程座艙環(huán)境的影響，結果表明，44.4 kPa余壓座艙壓力滿足戰(zhàn)略戰(zhàn)術轉變要求，能夠保證戰(zhàn)時空中優(yōu)勢.

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