李輝

（四川川大智勝軟件股份有限公司，四川 成都 610000）

座艙失壓是特用于民用航空器，當(dāng)飛行高度超過(guò)3 000 m 的客機(jī)的客艙因?yàn)榭照{(diào)設(shè)備故障/玻璃、機(jī)體受損等原因?qū)е驴团搩?nèi)氣壓降低直至等于客艙外氣壓并持續(xù)的過(guò)程。其對(duì)乘客和飛行機(jī)組造成不利影響的“生存因素”主要包括迅速減壓、缺氧、低溫、高風(fēng)速、高噪聲等。該類(lèi)事件將作為典型樣本成為航空醫(yī)學(xué)、飛行仿真及訓(xùn)練等領(lǐng)域的重要研究方向。

國(guó)內(nèi)外對(duì)于飛行器座艙環(huán)境及控制的仿真已開(kāi)展了許多研究，關(guān)注座艙事故/事件的研究和仿真卻很少。本文選取飛機(jī)風(fēng)擋高空爆裂脫落的典型事件，以飛行訓(xùn)練器為基礎(chǔ)平臺(tái)，開(kāi)展“座艙失壓”方向的特定討論和研究。

1 事件過(guò)程分析

典型的飛行流程主要有滑行、起飛、爬升、巡航、下降、進(jìn)近、著陸。為方便研究和比較，將座艙壓力等效為海拔高度。事件中飛機(jī)在9 784 m 高度巡航（客艙增壓模塊工作，此時(shí)座艙高度為2 064 m，座艙壓差53 007 Pa），右側(cè)風(fēng)擋突然爆裂脫落，使飛機(jī)駕駛艙暴露于外部大氣環(huán)境中，導(dǎo)致駕駛艙瞬間失壓（此時(shí)飛行高度標(biāo)準(zhǔn)大氣壓9 712 m，座艙高度7 413 m，座艙壓差6 357 Pa）。隨后飛機(jī)開(kāi)始下降，座艙高度上升至最高（8 037 m）、壓差為3 985 Pa 后也開(kāi)始逐漸下降。飛行機(jī)組在管制指揮下，經(jīng)過(guò)一系列飛行操縱和指引，飛機(jī)于某機(jī)場(chǎng)成功備降。飛行剖線(xiàn)如圖1 所示。

圖1 飛行剖線(xiàn)

2 研究方法

本文采用標(biāo)準(zhǔn)飛行訓(xùn)練器為基礎(chǔ)仿真平臺(tái)，飛行訓(xùn)練器是用于練習(xí)在各種條件下飛行操作技能的一種訓(xùn)練設(shè)備?？梢阅M飛行器的靜態(tài)特性和動(dòng)態(tài)特性，目視情況以及音響、過(guò)載、振動(dòng)等各種物理因素。本研究中，在特情設(shè)置并激活后，飛行員按特情處置程序操縱飛行訓(xùn)練器，飛行訓(xùn)練器為座艙失壓模塊提供實(shí)時(shí)飛行高度、速度等數(shù)據(jù)鏈輸入。座艙失壓模塊可作為獨(dú)立組件，實(shí)時(shí)仿真計(jì)算出貼近于真實(shí)狀態(tài)的飛機(jī)座艙內(nèi)氣壓。

本研究中，忽略風(fēng)擋爆裂后飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)的改變，同時(shí)默認(rèn)飛機(jī)其他系統(tǒng)都正常工作。因此該類(lèi)事件分析模型可簡(jiǎn)化為：風(fēng)擋爆裂瞬間，駕駛艙通過(guò)風(fēng)擋窗口與外部大氣環(huán)境直接連通，艙內(nèi)氣壓急速上升在接近于外部大氣氣壓p后逐漸穩(wěn)定，并以一定的壓差隨飛行高度和速度等變化。此過(guò)程中外部氣壓高度隨飛行高度規(guī)律變化，壓差為空氣高速進(jìn)入駕駛艙內(nèi)產(chǎn)生的內(nèi)壓，計(jì)算公式如下：

式（1）中：p為座艙壓力；p為高度上的大氣壓力；p為空氣高速進(jìn)入駕駛艙內(nèi)產(chǎn)生的內(nèi)壓。

3 大氣數(shù)字模型

密度ρ計(jì)算模型為：

式（2）中：ρ為高度上的大氣密度，kg/m；為海拔高度，m；p為高度上的大氣壓力，kPa；T為高度上的溫度，℃。

4 座艙損傷模型

飛機(jī)在設(shè)計(jì)定型后，座艙的物理尺寸和構(gòu)型、風(fēng)擋大小和位置等即固定。在對(duì)座艙進(jìn)行建模的過(guò)程中設(shè)定座艙為剛體結(jié)構(gòu)，座艙容積恒定不變，忽略座艙漏氣量，忽略座艙內(nèi)部氣流擾動(dòng)。由此可以得到如下物理參數(shù)：座艙的容積常數(shù)VC、脫落風(fēng)擋正投影面積常數(shù)A。

5 壓差分析

風(fēng)擋脫落后，外部大氣進(jìn)入飛機(jī)駕駛艙，駕駛艙內(nèi)外會(huì)形成一定的壓差，該計(jì)算模型可等效為“開(kāi)孔結(jié)構(gòu)風(fēng)致內(nèi)壓”，即風(fēng)迎面吹向風(fēng)擋處開(kāi)孔的駕駛艙，在駕駛艙內(nèi)部產(chǎn)生內(nèi)壓，產(chǎn)生的內(nèi)壓即是駕駛艙內(nèi)外的壓差。飛機(jī)以表速飛行，當(dāng)以飛機(jī)為參考系時(shí)，等效于來(lái)流以吹向飛機(jī)，研究中忽略外部大氣紊流。國(guó)內(nèi)外已開(kāi)展風(fēng)致內(nèi)壓相關(guān)研究，在內(nèi)壓響應(yīng)方程類(lèi)型上達(dá)成共識(shí)，HELEMS 提出如下內(nèi)外壓傳遞方程：

式（3）中：ρ為空氣密度；L為氣流在開(kāi)口處空氣柱的有效長(zhǎng)度；為內(nèi)部容積；為氣流的開(kāi)口收縮流動(dòng)系數(shù)；為開(kāi)口周?chē)諝獗葻?；為開(kāi)孔面積；為壓強(qiáng)；為參考點(diǎn)風(fēng)壓；C為內(nèi)壓系數(shù)；C為外壓力系數(shù)。

6 系統(tǒng)數(shù)據(jù)/網(wǎng)絡(luò)流程框圖

駕駛艙外部流場(chǎng)的大氣溫度、氣壓和密度可由飛行高度進(jìn)行計(jì)算，內(nèi)壓的計(jì)算需要綜合大氣溫度、氣壓、密度以及座艙的容積和開(kāi)口面積等參數(shù)，通過(guò)飛行訓(xùn)練器實(shí)時(shí)飛行高度和飛行速度經(jīng)計(jì)算公式即可得到特情條件下實(shí)時(shí)座艙氣壓，系統(tǒng)流程框圖如圖2 所示。

圖2 系統(tǒng)流程框圖

7 仿真與分析

本文對(duì)事件過(guò)程進(jìn)行仿真分析比較，事件中飛機(jī)DAR（Digital Aids Recorder，數(shù)字式飛機(jī)綜合數(shù)據(jù)記錄器）按10 s/次的頻率記錄了飛機(jī)下降過(guò)程的真實(shí)飛行參數(shù)，包含飛機(jī)標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度、座艙氣壓高度、飛行高度和表速等。以能完整描述整個(gè)下降過(guò)程氣壓高度變化曲線(xiàn)為原則，選取風(fēng)擋脫落瞬間前40 s 為數(shù)據(jù)起始節(jié)點(diǎn)T0，截取隨后20 min 內(nèi)的數(shù)據(jù)集進(jìn)行仿真計(jì)算，計(jì)算結(jié)果如圖3 所示。在仿真過(guò)程中各仿真參數(shù)如表1 所示。

圖3 計(jì)算座艙高度與DAR 記錄座艙高度對(duì)比

表1 仿真參數(shù)

從圖3 中可以看出計(jì)算的座艙壓力與飛機(jī)記錄的座艙壓力隨時(shí)間變化的趨勢(shì)是高度吻合的，只是數(shù)值存在一定的偏差，該偏差在飛行訓(xùn)練和航空醫(yī)學(xué)研究允許的范圍內(nèi)。在風(fēng)擋爆裂脫落的瞬間座艙高度迅速上升，根據(jù)計(jì)算的座艙高度可以看出駕駛艙經(jīng)歷的高度變化區(qū)間如下：超過(guò)7 620 m 的時(shí)間為80 s、7 620～5 486 m 的座艙高度下降區(qū)間60 s、5 486～6 410 m 的座艙高度上升區(qū)間290 s、6 410～5 486 m 座艙高度下降區(qū)間260 s、其他時(shí)間的座艙高度都小于5 486 m。從航空醫(yī)學(xué)角度這些計(jì)算結(jié)果是生存因素相關(guān)研究的重要參數(shù)；在飛行訓(xùn)練領(lǐng)域，則可根據(jù)計(jì)算結(jié)果不斷的調(diào)整處置流程，優(yōu)化迭代特情處置程序，并進(jìn)行針對(duì)性的科目訓(xùn)練。

8 結(jié)語(yǔ)

本文首先介紹了座艙失壓的概念，選取一起典型風(fēng)擋爆裂脫落航空事件的飛行剖面進(jìn)行詳細(xì)分析，構(gòu)建了大氣數(shù)字模型、座艙損傷模型并進(jìn)行了壓差分析和計(jì)算公式推導(dǎo)，再對(duì)數(shù)據(jù)/網(wǎng)絡(luò)流程進(jìn)行梳理，建立了基于飛行訓(xùn)練器的駕駛艙失壓仿真的研究方法，隨后對(duì)該風(fēng)擋爆裂脫落事故進(jìn)行仿真，并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較分析?；陲w行訓(xùn)練器的座艙失壓仿真可用于制定飛行訓(xùn)練特情處置程序并進(jìn)行飛行培訓(xùn)，也可為航空醫(yī)學(xué)研究提供方法和手段。