Способ регулирования давления воздуха в герметической кабине летательного аппарата при особых условиях полета

Изобретение относится к системе кондиционирования воздуха летательного аппарата. Способ регулирования давления воздуха в герметической кабине летательного аппарата, основанный на измерении угла отклонения ручки управления летательным аппаратом, расчете высоты полета летательного аппарата через интервал времени Δt_к после отклонения ручки управления летательным аппаратом и расчетной вертикальной скорости полета летательного аппарата для достижения расчетной высоты, вычислении требуемого значения давления воздуха в герметической кабине на расчетной высоте полета летательного аппарата и необходимой скорости изменения давления для его достижения, с использованием которых осуществляется регулирование давления воздуха в герметической кабине. Дополнительно через интервал времени Δt_к 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. 1 ил.

 

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].

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_к - 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_у) [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.

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_к 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.

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_к 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.

Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно через интервал времени Δt_к 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.

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_пр (приборная скорость), Х_в (приращение продольного отклонения РУС относительно балансировочного положения), Р_атм. (атмосферное давление на текущей высоте полета), Р_Кизб. (избыточное давление в ГК), Р_Кабс. (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_k 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_к, 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_к 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].

Датчик давления 22, измеряет давление в ГК и через интервал времени Δt_к передает информацию о давлении в блок 1. При условии, когда t_к=t_i, где t_i - наступивший момент времени, a t_к 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_к(t_i) и требуемого давления Р_ктреб(t_i) 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_к(t_i)≥Р_ктреб(t_i), 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.

При возникновении во время полета условия, когда измеренное давление, оказывается меньше требуемого P_k(t_i)≤P_kтреб(t_i), принимается решение о наличии разгерметизации ГК, в блоке 1 происходит расчет требуемой скорости изменения давления

где - интервал вычисления, f_опрРУС - 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.

Используя ранее полученные данные, производится расчет необходимого количества воздуха G^треб:

[см. например Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 203].

Температура Т_к для ГК является параметром, относительное изменение величины которого для данного устройства является незначительным и принята усредненной константе. Исходя из этого:

Вычисленное требующееся количество воздуха сравнивается с максимально возможным количеством воздуха G^макс для определения возможности компенсировать утечку воздуха из ГК. Когда G^треб<G^макс, определяется необходимое сечение клапанов для создания требуемого давления с наложенными ограничениями по скорости изменения давления воздуха. Площадь проходного сечения регулирующего органа подачи F_П 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].

где Р₁ - давление воздуха перед регулятором подачи, Т₁ - температура перед регулятором подачи, Т_к - температура воздуха в ГК.

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_к.

В случае когда G^треб>G^макс 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.

Способ регулирования давления воздуха в герметической кабине летательного аппарата, основанный на измерении угла отклонения ручки управления летательным аппаратом, расчете высоты полета летательного аппарата через интервал времени Δt_к после отклонения ручки управления летательным аппаратом и расчетной вертикальной скорости полета летательного аппарата для достижения расчетной высоты, вычислении требуемого значения давления воздуха в герметической кабине на расчетной высоте полета летательного аппарата и необходимой скорости изменения давления для его достижения, с использованием которых осуществляется регулирование давления воздуха в герметической кабине, отличающийся тем, что дополнительно через интервал времени Δt_к 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.