СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХА В ГЕРМЕТИЧЕСКОЙ КАБИНЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ОСОБЫХ УСЛОВИЯХ ПОЛЕТА
METHOD FOR REGULATING AIR PRESSURE IN AIRCRAFT CABIN UNDER SPECIAL FLIGHT CONDITIONS

Изобретение относится к области автоматического регулирования и может быть использовано в системе кондиционирования воздуха летательного аппарата (ЛА).
Известно, что для поддержания оптимальных жизненных условий, необходимых для работы экипажа при полетах на больших высотах в герметической кабине (ГК) искусственно создаются и поддерживаются необходимые абсолютное и избыточное давления, а также скорость изменения давления воздуха по времени. Требуемое давление воздуха в ГК поддерживается за счет его регулирования по заданной программе, которая определяет зависимость между давлением воздуха в кабине и высотой полета [см. например Дьяченко Ю.В., Спарин В.А., Чичиндаев А.В. Системы жизнеобеспечения летательных аппаратов: Учеб. Пособие для студентов вузов / Под ред. Ю.В. Дьяченко. - Новосибирск: Изд-во НГТУ, 2003, стр. 238].
к
у
В ГК скорость изменения давления зависит от режима в котором работает регулятор давления, степени герметичности кабины или величины утечки из нее воздуха и скорости изменения подаваемого в кабину потока воздуха [см. например Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 42]. Заданы ограничения на допустимые пределы изменения давления, которые определяются условиями обеспечения максимальной работоспособности членов экипажа, безопасности с точки зрения физиолого-гигиенических факторов и прочности конструкции кабины. Абсолютное давление воздуха в кабине не должно быть меньше минимально допустимого давления  где ΔР - перепад давления между кабиной и атмосферой;  - минимально допустимое абсолютное давление воздуха в кабине. Скорость изменения давления воздуха в кабине не должна превышать допустимой скорости  Избыточное давление воздуха в кабине не должно быть больше максимально допустимого  отрицательный перепад давления воздуха между кабиной и атмосферой не должен быть больше допустимого значения  [см. например Ю.С. Илюшин, В.В. Олизаров. Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей летательных аппаратов. - Издание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1972, стр. 36-39]. Из совокупности маневренных характеристик ЛА, наибольшее влияние на скорость изменения давления воздуха в ГК оказывает вертикальная скорость (V) [см. например Ю.С. Илюшин, В.В. Олизаров. Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей летательных аппаратов. - Издание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1972, стр. 128].
Известны способ регулирования давления воздуха в ГК ЛА, [см. например Ю.С. Илюшин, В.В. Олизаров. Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей летательных аппаратов. - Издание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1972, стр. 130, патент RU 2231483, С1, МПК B64D 13/04, опубликованный 27.06.2004 г.], заключающиеся в поддержании давления в ГК в требуемых пределах за счет наддува атмосферного воздуха от компрессора авиадвигателя и сброса избыточного количества воздуха в атмосферу.
Недостатком известного способа является недостаточная эффективность регулирования давления воздуха в ГК ЛА обусловленная выходом величин скорости изменения давления и абсолютного давления за пределы допустимых значений при резких изменениях высоты полета и вертикальных скоростей.
к
Наиболее близким из известных способов регулирования давления воздуха является способ по изобретению «Способ регулирования давления воздуха в герметической кабине летательного аппарата», [патент RU 2581893, С1, МПК B64D 13/00 опубликованный 20.04.2016 г.], осуществляющий упреждающее регулирование давление воздуха в герметической кабине до расчетного значения, на основании периодического контроля параметров полета за счет измерения угла отклонения ручки управления летательным аппаратом, определения на заданный вперед интервал времени Δt значений изменения высоты и вертикальной скорости полета, и в соответствии с полученными значениям - необходимого давления в ГК и скорости его изменения за счет воздействия на заслонку регулятора подачи воздуха и на заслонку регулятора давления для выполнения требуемого закона изменения давления в ГК.
Недостатком известного способа является низкая точность регулирования давления в кабине, в частности при частичной разгерметизации ГК ЛА.
Техническим результатом изобретения является повышение точности регулирования давления воздуха в герметической кабине летательного аппарата, за счет определения наличия разгерметизации и принятия мер по ее компенсации.
к
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования давления воздуха на летательном аппарате, заключающемся в осуществлении прогнозирования высоты полета и вертикальной скорости через временной интервал после отклонения ручки управления самолетом, по результатам которого вычисляют изменение давления воздуха в ГК, производят сравнение текущего значения давления и вычисленного, при скорости изменения давления превышающей предельно допустимую, формируют команду на управление изменением давления воздуха в ГК в заданных пределах воздействием на электропривод заслонки регулятора подачи и регулятора давления, дополнительно через интервал времени Δt измеряют давление в кабине самолета и сравнивают его с требуемым давлением, если измеренное давление меньше требуемого давления в кабине летательного аппарата, то принимают решение о наличии разгерметизации герметической кабины, определяют возможность компенсации утечки воздуха системой регулирования давления в кабине, в случае невозможности компенсации давления воздуха, принимают решение на снижение летательного аппарата до высоты соответствующей допустимому давлению в кабине.
к
Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно через интервал времени Δt измеряют давление в кабине самолета и сравнивают его с требуемым давлением, если измеренное давление меньше требуемого давления в кабине летательного аппарата, то принимают решение о наличии разгерметизации герметической кабины, определяют возможность компенсации утечки воздуха путем определения необходимой скорости изменения давления для создания требуемого давления, сравнении его с предельно допустимой скоростью штатной системы и если расчетная скорость изменения давления воздуха больше предельно допустимой, определяют требуемое количество воздуха для компенсации утечки, сравнивают его с максимально возможным количеством воздуха подаваемым в кабину, если требуемое количество воздуха меньше максимально возможного количества воздуха, то осуществляют регулирование давления воздуха, в противном случае принимают решение на снижение летательного аппарата до высоты соответствующей допустимому давлению в кабине.
При изучении других известных технических решений в данной области техники указанная совокупность признаков, отличающая изобретение от прототипа, не была выявлена.
Способ может быть реализован с помощью устройства регулирования давления в ГК, схема которого приведена на фигуре. На структурной схеме цифрами обозначены: 1 - блок управления; 2 - электронный ключ; 3 - электронный коммутатор; 4 - 1-я приводная система; 4.1 - 1-й электродвигатель; 4.2 - 2-й электродвигатель; 5 - 2-я приводная система; 5.1 - 1-й электродвигатель; 5.2 - 2-й электродвигатель; 6 - арбитр; 7-9 - узлы контроля исправности; 10 - речевой информатор и многофункциональный индикатор; 11, 13 - рабочие органы в виде заслонки; 12 - проточная часть; 14 - устройство обратной связи; 15, 19 - каналы обратной связи; 16, 23 - интеллектуальные каналы; 17, 25 - контроллеры мультиплексного канала информационного обмена; 18 - мультиплексного канала информационного обмена; 20 - служебный канал информационного обмена; 21 - системы верхнего уровня; 22 - датчик давления, предназначенный для измерения текущего давления в ГК; 26 - резервный канал.
пр
в
атм.
Кизб.
Кабс.
k
к
к
Устройство работает следующим образом, блок управления, выполняет вычислительные и управляющие функции по информации полученной от системы воздушных сигналов (СВС) и датчика положения РУС. В блок управления поступает информация о параметрах полета: Н (текущая высота полета), V (приборная скорость), Х (приращение продольного отклонения РУС относительно балансировочного положения), Р (атмосферное давление на текущей высоте полета), Р (избыточное давление в ГК), Р (абсолютное давление в ГК), информация о положении заслонок регулятора подачи (РП) и регулятора давления (РД), через заданные интервалы времени вычисляется изменение высоты и вертикальной скорости полета, которое произойдет через интервал времени Δt после отклонения ручки управления самолетом. С использованием вычисленных значений оценивают допустимые пределы изменения давления в ГК на заданный вперед интервал времени и сравнивают изменения давления в ГК при вычисленной высоте полета. В случае отклонения значений давления в ГК от вычисленных через интервал времени Δt, производят принудительное регулирование давления в ГК способом описанным в патенте RU 2581893, С1, МПК B64D 13/00 опубликованном 20.04.2016 г. Дополнительно в ГК, датчиком давления 22, производится измерение давления и через заданный интервал времени Δt передает его в блок управления, где сравнивают его с требуемым, в случае, когда измеренное давление будет меньше требуемого, принимается решение о наличии разгерметизации ГК, определяется возможность компенсации утечки, в случае невозможности, на речевой информатор и многофункциональный индикатор блок 10, поступает команда осуществляющая информирование летчика о разгерметизации и необходимости снижения на безопасную высоту, в соответствии с чем, принимается решение на снижение ЛА до высоты соответствующей допустимому давлению в кабине. Регулирование давления устройством производится следующим образом.
Блок выбора интервала осуществляет контроль информации о параметрах полета и ГК с интервалом 0,25 с, величина которого определяется реакцией человека при восприятии информации [см. например Системы управления и бортовые цифровые вычислительные комплексы летательных аппаратов / Под редакцией Н.М. Лысенко. - М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1990, стр. 24].
к
к
i
i
к
к
i
ктреб
i
к
i
ктреб
i
Датчик давления 22, измеряет давление в ГК и через интервал времени Δt передает информацию о давлении в блок 1. При условии, когда t=t, где t - наступивший момент времени, a t время для которого было получено требуемое давление в ГК известным способом заключающемся в прогнозирования высоты полета и вертикальной скорости через временной интервал после отклонения ручки управления самолетом, производится сравнение измеренного давления P(t) и требуемого давления Р(t) полученного по способу, описанному в патенте RU 2581893, С1, МПК B64D 13/00 опубликованном 20.04.2016 г. В случае, когда измеренное в ГК давление больше либо равно требуемому, Р(t)≥Р(t), дополнительное регулирование подачи воздуха не требуется, так как количество воздуха, подаваемое в ГК, полностью удовлетворяет условию создания требуемого давления. Регулирование давления производится согласно способа, описанного в прототипе. При этом электронный ключ 2 по сигналу с 4-го выхода блока управления 1 управляет заслонками регулятора подачи и регулятора давления.
k
i
kтреб
i
При возникновении во время полета условия, когда измеренное давление, оказывается меньше требуемого P(t)≤P(t), принимается решение о наличии разгерметизации ГК, в блоке 1 происходит расчет требуемой скорости изменения давления
опрРУС
где  - интервал вычисления, f - частота опроса отклонения РУС в продольном направлении, выбираемая по времени запаздывания [Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 42].
Вычисленная требуемая скорость изменения давления  сравнивается с допустимой  штатной системой автоматического регулирования, при условии, когда  дополнительного регулирования давления воздуха в ГК с целью компенсации разгерметизации не требуется, так как заданный системой автоматического регулирования закон изменения давления выполняется и соответствует созданию требуемого давления.
В случае, когда выполняется условие при котором вычисленная требуемая скорость изменения давления  больше допустимой скорости изменения давления  штатной системой автоматического регулирования, то есть  блок 1 формирует сигнал о необходимости компенсации утечки воздуха связанной с разгерметизацией ГК.
треб
Используя ранее полученные данные, производится расчет необходимого количества воздуха G:
[см. например Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 203].
к
Температура Т для ГК является параметром, относительное изменение величины которого для данного устройства является незначительным и принята усредненной константе. Исходя из этого:
макс
треб
макс
П
Вычисленное требующееся количество воздуха сравнивается с максимально возможным количеством воздуха G для определения возможности компенсировать утечку воздуха из ГК. Когда G<G, определяется необходимое сечение клапанов для создания требуемого давления с наложенными ограничениями по скорости изменения давления воздуха. Площадь проходного сечения регулирующего органа подачи F вычисляется как функция:
[см. например Илюшин Ю.С., Олизаров В.В. Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей летательных аппаратов. Издание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1972, стр. 152-154].
1
1
к
где Р - давление воздуха перед регулятором подачи, Т - температура перед регулятором подачи, Т - температура воздуха в ГК.
к
В соответствии с полученным результатом блок управления 1 подает команду на принудительное регулирование давления воздуха в ГК путем управления регулятором давления и регулятором подачи. При этом с 3-го и 4-го выходов блока управления 1 поступают управляющие сигналы, соответственно, на 5-й (управляющий) вход электронного коммутатора 3 (переключающий управление сбросом воздуха в атмосферу с арбитра на блок управления 1) и на 3-й (управляющий) вход электронного ключа 2 на подключение канала управления заслонками регулятора подачи и регулятора давления. В соответствии с управляющими сигналами электронный коммутатор 3 и электронный блок 2 осуществляют управление электроприводами 4 и 5, создавая требуемое положение рабочих органов регулятора давления и регулятора подачи. Блок 22 передает информацию в блок 1 о текущем давлении в ГК с использование которой, для уменьшения появляющейся ошибки при создании требуемого давления в ГК, производится расчет рассогласования давления ΔР.
треб
макс
В случае когда G>G сигнал из блока 1 поступает в блок 10, информируя о необходимости принятия решения на снижение ЛА на высоту соответствующую допустимому давлению в кабине.
Таким образом, заявленный способ за счет периодического контроля параметров полета, определения на заданный вперед интервал времени значений изменений давления, позволяет принять решение о наличии разгерметизации, определить возможность компенсации утечки воздуха за счет воздействия на заслонку регулятора подачи воздуха и на заслонку регулятора давления для выполнения требуемого закона изменения давления в ГК или принять решение на снижение летательного аппарата на высоту обеспечивающую безопасный уровень давления в ГК летательного аппарата.