СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХА В ГЕРМЕТИЧЕСКОЙ КАБИНЕ ПРИ ЕЕ РАЗГЕРМЕТИЗАЦИИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD FOR CONTROLLING AIR PRESSURE IN SEALED CABIN DURING DEPRESSURISATION AND DEVICE THEREFOR

Изобретение относится к области автоматического регулирования и может быть использовано в системе кондиционирования воздуха летательного аппарата (ЛА).
Известно, что для поддержания жизненных условий, необходимых для работы экипажа при полетах на больших высотах, в герметической кабине (ГК) искусственно 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 определенной программе, которая устанавливает зависимость между давлением воздуха в кабине и высотой полета [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].
н
к
В ГК скорость изменения давления зависит от режима работы регулятора давления, степени герметичности кабины или величины утечки из нее воздуха и скорости изменения подаваемого в кабину потока воздуха [Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 42]. Ограничения на допустимые пределы изменения давления определяются условиями обеспечения максимальной работоспособности членов экипажа, его безопасности с точки зрения физиолого-гигиенических факторов и прочности конструкции кабины. Абсолютное давление воздуха в кабине не должно быть меньше минимально допустимого давления , где Р - атмосферное давление воздуха на высоте полета; 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 ,  [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].
Известны способы регулирования давления воздуха в ГК ЛА, заключающиеся в поддержании давления в ГК в требуемых пределах за счет наддува атмосферного воздуха от компрессора авиадвигателя и сброса избыточного количества воздуха в атмосферу [Ю.С. Илюшин, В.В. Олизаров. Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей летательных аппаратов. - Издание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1972, стр. 130, RU 2231483, МПК B64D 13/04].
Известны устройства регулирования давления воздуха в герметической кабине ЛА [SU 1003035, МПК G05D 16/20, RU 2216485, МПК B64D 13/00, G05D 16/00].
Недостатком известных способов и устройств является недостаточная эффективность регулирования давления воздуха в ГК ЛА (возможность выхода величин скорости изменения давления и абсолютного давления за пределы допустимых значений при разгерметизации кабины).
Наиболее близким к заявляемому из известных способов регулирования давления воздуха является способ по изобретению «Способ и система регулирования давления воздуха на летательном аппарате» [RU 2231483, МПК B64D 13/04, B64D 47/00], включающий измерение абсолютного и избыточного давлений воздуха в герметической кабине, определение величин рассогласования заданного и измеренного значений абсолютного давления и избыточного давления воздуха в герметической кабине относительно атмосферного давления и скорости изменения абсолютного давления воздуха в этой кабине и при наличии рассогласования - формирование управляющего воздействия и регулирование давления воздуха в упомянутой кабине.
Наиболее близким к заявляемому из известных устройств является «Устройство регулирования давления в гермокабине летательного аппарата» [RU 2216485, МПК B64D 13/00, G05D 16/00], содержащее проточную часть, первый рабочий орган в виде заслонки, управляемый первой приводной системой с двумя электродвигателями, устройство обратной связи по положению рабочего органа, блок датчиков давления с чувствительными элементами с соответствующими входами подачи воздуха, арбитр, связанный с узлами контроля исправности, резервный канал, соединенный с обоими чувствительными элементами блока датчиков давления, с узлом контроля исправности и с арбитром, два контроллера мультиплексного канала информационного обмена, два интеллектуальных канала, связанных друг с другом через служебный канал информационного обмена, причем каждый интеллектуальный канал связан с рабочим органом через устройство обратной связи по положению рабочего органа, с обоими чувствительными элементами блока датчиков давления, с узлом контроля исправности, с арбитром и при помощи контроллера мультиплексного канала информационного обмена через мультиплексный канал информационного обмена - с бортовыми системами верхнего уровня с соответствующими входами для поступления информации о забортном атмосферном давлении, устройство обратной связи по положению рабочего органа, состоящее из двух каналов обратной связи, соединенных по входу с рабочим органом, а по выходу подключенных к интеллектуальному каналу.
Основной задачей данных способа и устройства является поддержание давления в ГК в требуемых пределах. Регулирование давления осуществляется при помощи: регулятора подачи, осуществляющего принудительную подачу определенного количества свежего воздуха в ГК от компрессора авиационного двигателя; регулятора давления, осуществляющего регулирование давления воздуха за счет перепуска избыточного количества воздуха в окружающую среду через клапан перепуска воздуха. На протяжении всего времени полета, для обеспечения требуемого давления воздуха в ГК и сохранения скорости его изменения в допустимых пределах, осуществляется регулирование давления по заданному закону.
Регуляторы давления должны иметь определенные статические характеристики (зависимость поддерживаемого регулятором давления в кабине давления от высоты полета и расхода протекающего через него воздуха) и обладать динамическими свойствами. Процесс регулирования давления в кабине должен быть динамически устойчивым, причем в переходных режимах скорость изменения давления в кабине не должна превосходить некоторой величины, задаваемой в соответствии с физиологическими нормами [Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 251].
Применяющиеся на ЛА автоматические регуляторы подачи выполняются с пропорциональной характеристикой. В качестве регулирующих органов используют дроссельные заслонки, регулирующие клапаны и золотниковые устройства. Основным недостатком является зависимость величины подачи воздуха от режима работы двигателя [Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 67, 219].
Известные способ и устройство также не способны в полном объеме обеспечить поддержание давления воздуха в ГК и безопасную скорость его изменения в заданных пределах, что обусловлено заложенными при их реализации техническими решениями. Выход параметров регулирования давления воздуха в ГК за допустимые значения отрицательно влияет на физическое состояние экипажа ЛА, что может привести к невыполнению полетного задания или к развитию аварийной ситуации в полете.
Задача изобретения - повышение точности регулирования давления воздуха в герметической кабине летательного аппарата при ее разгерметизации.
Для решения поставленной задачи в известном способе регулирования давления воздуха на летательном аппарате, заключающемся в измерении абсолютного и избыточного давлений воздуха в герметической кабине, определении величин рассогласования заданного и измеренного значений абсолютного давления и избыточного давления воздуха в герметической кабине относительно атмосферного давления и скорости изменения абсолютного давления воздуха в этой кабине и при наличии рассогласования - формировании управляющего воздействия и регулировании давления воздуха в упомянутой кабине, дополнительно сравнивают текущую скорость изменения давления в кабине с предельно допустимой, и если текущая скорость изменения давления будет больше предельно допустимого значения, то осуществляют принудительное регулирование давления воздуха в герметической кабине.
Для решения поставленной задачи в известное устройство для осуществления способа регулирования давления воздуха в ГК при ее разгерметизации, содержащее проточную часть, первый рабочий орган в виде заслонки, управляемый первой приводной системой с двумя электродвигателями, устройство обратной связи по положению рабочего органа, блок датчиков давления с чувствительными элементами с соответствующими входами подачи воздуха, арбитр, связанный с узлами контроля исправности, резервный канал, соединенный с обоими чувствительными элементами блока датчиков давления, с узлом контроля исправности и с арбитром, два контроллера мультиплексного канала информационного обмена, два интеллектуальных канала, связанных друг с другом через служебный канал информационного обмена, причем каждый интеллектуальный канал связан с рабочим органом через устройство обратной связи по положению рабочего органа, с обоими чувствительными элементами блока датчиков давления, с узлом контроля исправности, с арбитром и при помощи контроллера мультиплексного канала информационного обмена через мультиплексный канал информационного обмена - с бортовыми системами верхнего уровня с соответствующими входами для поступления информации о забортном атмосферном давлении, устройство обратной связи по положению рабочего органа, состоящее из двух каналов обратной связи, соединенных по входу с рабочим органом, а по выходу подключенных к интеллектуальному каналу, дополнительно введены блок управления, первый вход которого служит для поступления информации об атмосферном давлении полета, второй и третий входы которого соединены с выходами соответствующих чувствительных элементов блока датчиков давления и служат для поступления информации об абсолютном и избыточном давлении в герметической кабине соответственно, электронный коммутатор, первый и второй входы которого соединены с первым выходом блока управления, третий и четвертый входы соединены с соответствующими выходами арбитра, а пятый вход соединен с третьим выходом блока управления и является управляющим входом электронного коммутатора, первый и второй выходы электронного коммутатора подключены соответственно к входам первого и второго электродвигателей, электронный ключ, первый и второй входы которого соединены со вторым выходом блока управления, третий вход соединен с четвертым выходом блока управления и является управляющим входом электронного ключа, второй рабочий орган в виде заслонки, управляемый второй приводной системой с двумя электродвигателями, при этом первый и второй выходы электронного ключа соединены соответственно с входами первого и второго электродвигателей.
При изучении других известных технических решений в данной области техники указанная совокупность признаков, отличающая изобретение от прототипа, не была выявлена.
На фиг. 1 приведена структурная схема устройства для осуществления заявляемого способа, на фиг. 2 - алгоритм функционирования блока управления 1.
На фиг. 1 приняты следующие обозначения:
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 - герметическая кабина;
11 - рабочий орган в виде заслонки;
12 - проточная часть;
13 - рабочий орган в виде заслонки;
14 - устройство обратной связи;
15, 19 - каналы обратной связи;
16, 23 - интеллектуальные каналы;
17, 25 - контроллеры мультиплексного канала информационного обмена;
18 - мультиплексный канал информационного обмена;
20 - служебный канал информационного обмена;
21 - системы верхнего уровня;
22 - блок датчиков давления;
24, 26 - чувствительные элементы;
27 - резервный канал.
На фиг. 2 приняты следующие обозначения:
блок 1 - начало программы;
блок 2 - организация цикла, завершение которого происходит при условии «Полет завершен»;
блок 3 - выбор частоты опроса датчиков давления (интервала вычисления);
н
к
блок 4 - ввод текущих значений Р и Р;
к
i
к
i-1
блок 5 - сравнение текущего значения Р(t) с предыдущим Р(t), при неизменной высоте полета, по результатам сравнения выбирается вариант регулирования давления;
<mrow><mo stretchy="false">(</mo><msub><mover accent="true"><mi>P</mi><mo>˙</mo></mover><mi>k</mi></msub><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
блок 6 - вычисление скорости изменения давления в кабине
за интервал вычисления;
блок 7 - сравнение вычисленной скорости изменения давления в ГК и допустимой по накладываемым ограничениям, по результатам сравнения выбирается вариант регулирования давления;
к
i
к
i-1
блок 8 - вычисление рассогласования текущего давления Р(t) в ГК и предыдущего Р(t);
блок 9 - вычисление необходимого количества воздуха для создания требуемого давления в ГК;
блок 10 - формирование управляющего сигнала на электроприводы;
блок 11 - вычисление необходимого сечения впускного и выпускного клапанов;
блок 12 - конец программы.
Устройство, поясняющее сущность заявляемого способа регулирования давления воздуха в ГК при ее разгерметизации (фиг. 1), содержит проточную часть 12, первый рабочий орган в виде заслонки 11, управляемый первой приводной системой 4 с двумя электродвигателями 4.1, 4.2, устройство обратной связи 14 по положению рабочего органа 11, блок датчиков давления 22 с чувствительными элементами 24, 26 с соответствующими входами подачи воздуха, арбитр 6, связанный с узлами контроля исправности 7, 8, 9, резервный канал 27, соединенный с обоими чувствительными элементами 24, 26 блока датчиков давления 22, с узлом контроля исправности 9 и с арбитром 6, два контроллера мультиплексного канала информационного обмена 17, 25, два интеллектуальных канала 16, 23, связанных друг с другом через служебный канал информационного обмена 20, причем каждый интеллектуальный канал 16, 23 связан с рабочим органом 11 через устройство обратной связи 14 по положению рабочего органа 11, с обоими чувствительными элементами 24, 26 блока датчиков давления 22, с узлом контроля исправности 8, 7, с арбитром 6 и при помощи контроллера мультиплексного канала информационного обмена 17, 25 через мультиплексный канал информационного обмена 19 - с бортовыми системами верхнего уровня 21 с соответствующими входами для поступления информации о забортном атмосферном давлении, устройство обратной связи 14 по положению рабочего органа 11 состоящее из двух каналов обратной связи 15, 19, соединенных по входу с рабочим органом 11, а по выходу подключенных к интеллектуальному каналу 16, 23, блок управления 1, первый вход которого служит для поступления информации об атмосферном давлении полета, второй и третий входы которого соединены с выходами соответствующих чувствительных элементов 24, 26 блока датчиков давления 22 и служат для поступления информации об абсолютном и избыточном давлении в герметической кабине соответственно, электронный коммутатор 3, первый и второй входы которого соединены с первым выходом блоком управления 1, третий и четвертый входы соединены с соответствующими выходами арбитра 6, а пятый вход соединен с третьим выходом блока управления 1 и является управляющим входом электронного коммутатора 3, первый и второй выходы электронного коммутатора 3 подключены соответственно к входам первого 4.1 и второго 4.2 электродвигателей, электронный ключ 2, первый и второй входы которого соединены со вторым выходом блока управления 1, третий вход соединен с четвертым выходом блока управления 1 и является управляющим входом электронного ключа 2, второй рабочий орган в виде заслонки 13, управляемый второй приводной системой 5 с двумя электродвигателями 5.1, 5.2, при этом первый и второй выходы электронного ключа 2 соединены соответственно с входами первого 5.1 и второго 5.2 электродвигателей.
Устройство, реализующее предложенный способ, работает следующим образом.
Принцип регулирования давления в ГК при ее разгерметизации основан на контроле атмосферного давления на текущей высоте полета и давления в ГК соответствующего текущей высоте полета, при отклонении давления в кабине от требуемого при неизменной высоте полета, вычислении скорости изменения давления в ГК, при ее отклонении от предельно допустимого значения - принудительное изменение давления в ГК за счет управляющего воздействия на заслонку регулятора подачи воздуха и на заслонку регулятора давления для выполнения требуемого закона изменения давления в ГК.
н
На первый вход блока управления 1 (который представляет собой бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), выполняющую вычислительные и управляющие функции) от системы воздушных сигналов (СВС) подается информация о параметрах полета: Р (атмосферное давление на текущей высоте полета),  (избыточное давление в ГК),  (абсолютное давление в ГК), информация о положении заслонок регулятора подачи (РП) и регулятора давления (РД). В блоке управления 1 через заданные интервалы времени производится сравнение изменения давления в ГК при неизменной текущей высоте полета. В случае отклонения значений давления в ГК от предыдущих производится принудительное регулирование давления в ГК. Это производится следующим образом.
н
к
опр
Информация о текущем значении Р и Р поступает в блок управления 1 с частотой опроса датчиков давления f=32 Гц. Значение частоты опроса датчиков давления выбирается из условия обеспечения необходимого резерва времени парирования изменения давления воздуха в ГК при ее разгерметизации.
н
к
к
i
к
i-1
н
В соответствии с алгоритмом функционирования блока управления 1, фиг. 2, с использованием данных о текущем Р и Р (блок 4 на фиг. 2), сравнивают текущее давление в ГК Р(t) с предыдущим Р(t), при неизменной высоте полета и Р = const (блок 5 на фиг. 2), по результатам сравнения выбирается вариант регулирования давления.
Далее вычисляется скорость изменения давления воздуха в ГК (блок 6 на фиг. 2):
,
i
i-1
где t=t+τ,  - интервал вычисления [Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 42].
н
к
Таким образом, в течение всего полета в блоке управления 1 осуществляется контроль текущих значений Р и Р с целью принятия решения по варианту регулирования (воздействию на те или иные исполнительные устройства) давления воздуха в ГК. Такое решение принимается следующим образом.
Сравнивается вычисленная скорость изменения давления в кабине и допустимая в зависимости от степени разгерметизации ГК (блок 7 на фиг. 2). При условии  регулирование подачи воздуха через впускной клапан не требуется, так как количество воздуха, подаваемое в ГК, полностью удовлетворяет условию создания требуемого давления. Регулирование давления согласно заданному закону полностью осуществляет регулятор давления. При этом электронный ключ 2 по сигналу с 4-го выхода блока управления 1 находится в закрытом состоянии, и управление заслонками регулятора подачи не производится. Подача воздуха в ГК осуществляется постоянно, в зависимости от режима полета. По сигналу с 3-го выхода блока управления 1 выходы арбитра подключены электронным коммутатором 3 к соответствующим входам управления электроприводами 4.1, 4.2 и регулирование давления в ГК производится посредством изменения положения заслонки выпускного клапана 11 и, следовательно, объема выпускаемого в атмосферу воздуха аналогично, как это осуществляется в прототипе следующим образом.
н
к
к
н
н
к
к
Воздух со значением давления в отсеке сброса воздуха Р и воздух со значением давления в ГК Р поступают в чувствительный элемент 26 для измерения избыточного давления в кабине. Воздух со значением давления в ГК Р также поступает в чувствительный элемент 24 для измерения абсолютного давления в ГК. Давление воздуха в сообщающемся с атмосферой отсеке сброса воздуха незначительно отличается от забортного атмосферного давления Р. Блок датчиков давления 22 преобразует значения давления Р и Р в электрический информационный сигнал о значении давления в ГК и в электрический информационный сигнал о значении избыточного давления ГК , соответственно, равного разности абсолютных давлений в ГК и в отсеке сброса. Сигналы о значениях  и Р транслируются параллельно в резервный канал (РК) 27 и в два дублирующих интеллектуальных канала (ИК) 16, 23.
н
рас
На основании информации о текущих значениях абсолютного давления  и избыточного давления  в ГК, получаемых от блока датчиков давления 22, информации о величине проходного сечения F проточной части 12, получаемой от соответствующего канала устройства обратной связи по положению рабочего органа 14 и информации о величине забортного атмосферного давления Р, получаемой каждым из ИК 16, 23 из бортовых систем верхнего уровня 21 по мультиплексному каналу информационного обмена (МКИО) 18 с помощью соответствующего контроллера МКИО 17 или 25, каждый из ИК 16, 23 независимо друг от друга вычисляет текущий расход G через проточную часть 12.
к
i-1
к
i
рас
под
н
н
под
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mi>к</mi><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi><mo>.</mo></mrow></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mi>к</mi><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi><mo>.</mo></mrow></msubsup></mrow>
Оба ИК независимо друг от друга по двум последовательно измеренным за интервал времени Δt значениям абсолютного давления в ГК Р(t)и Р(t) и вычисленному значению расхода из ГК G вычисляют текущий расход воздуха, подаваемого в ГК G. По полученной от систем верхнего уровня 21 информации о величине забортного атмосферного давления Р ИК 16, 23 вычисляют требуемое абсолютное давление в ГК
, а по значениям
, Р и G вычисляют требуемую величину проходного сечения проточной части 12 и оценивают отсутствие превышения предельной скорости изменения давления в ГК, после чего ИК 16, 23 выдают команды управления одновременно обоими электроприводами 4.1, 4.2 первой приводной системой 4 в соответствии с принятым законом регулирования давления. РК 27 по сигналам от блока датчиков давления 22 также выдает команды управления первой приводной системой 4. Арбитр 6 по информации о работоспособности ИК 16, 23 и РК 27, получаемой с помощью соответствующих узлов контроля исправности 7, 8 и 9, выбирает один ведущий на данный момент канал и преобразует его команды управления в сигналы управления электроприводами 4.1, 4.2.
При возникновении во время полета условия, когда вычисленная скорость изменения давления в кабине превышает допустимую , например, при ее разгерметизации, блок управления 1 принимает решение 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.
к
i
к
i-1
н
Для обеспечения процесса регулирования давления в блоке управления 1 в соответствии с реализуемым им алгоритмом (фиг. 2) вычисляется необходимое давление  в ГК, которое требуется создать для поддержания заданного давления на текущей высоте полета и парирования изменения давления воздуха в ГК при ее разгерметизации, как разность текущего давления в ГК Р(t) с предыдущим Р(t) за время вычисления τ при Р=const (блок 8 на фиг. 2).
к
н
Далее блоком управления 1 вычисляется необходимое количество воздуха  для поддержания Р на Р. Количество требуемого воздуха подачи определяется как функция:
[Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 203],
1
1
к
где Р - давление воздуха перед регулятором подачи, Т - температура воздуха перед регулятором подачи, Т - температура воздуха в ГК (блок 9 на фиг. 2).
к
Температура Т для ГК является параметром, относительное изменение величины которого для данного устройства является незначительным, поэтому ее можно считать усредненной константой. Исходя из этого
под
По вычисленному значению G блоком управления 1 определяется необходимое количество воздуха (и, соответственно, сечение клапанов) для создания требуемого давления со скоростью его изменения, не превышающей предельно допустимую (блок 11 на фиг. 2). Площадь проходных сечений регулирующих органов F вычисляется как функция
[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].
В соответствии с полученным результатом блок управления 1 подает команду на электроприводы 4 и 5, на установку требуемых положений рабочих органов впускного и выпускного клапанов (блок 10 на фиг. 2).
Таким образом, заявляемые способ и устройство за счет сравнения вычисленной скорости изменения давления воздуха в ГК с предельно допустимой и принудительного регулирования давления воздуха в ГК путем дополнительного воздействия на регулятор подачи воздуха позволяет повысить точность регулирования давления воздуха в ГК при ее разгерметизации.