RU2755950C1 - Method for regulating air pressure in aircraft cabin under special flight conditions - Google Patents

Method for regulating air pressure in aircraft cabin under special flight conditions Download PDF

Info

Publication number
RU2755950C1
RU2755950C1 RU2020135802A RU2020135802A RU2755950C1 RU 2755950 C1 RU2755950 C1 RU 2755950C1 RU 2020135802 A RU2020135802 A RU 2020135802A RU 2020135802 A RU2020135802 A RU 2020135802A RU 2755950 C1 RU2755950 C1 RU 2755950C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pressure
aircraft
cabin
air
air pressure
Prior art date
Application number
RU2020135802A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Васильевич Онуфриенко
Андрей Петрович Фарина
Семен Викторович Кучевский
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2020135802A priority Critical patent/RU2755950C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2755950C1 publication Critical patent/RU2755950C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/02—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being pressurised
    • B64D13/04—Automatic control of pressure

Abstract

FIELD: aircraft air conditioning systems.
SUBSTANCE: invention relates to an aircraft air conditioning system. A method for regulating air pressure in a pressurized cockpit of an aircraft, based on measuring the angle of deflection of the aircraft control stick, calculating the flight altitude of the aircraft at a time interval Δtc after deflecting the control stick of the aircraft and the calculated vertical flight speed of the aircraft to achieve the calculated altitude, calculating the required value of air pressure in the pressurized cabin at the estimated flight altitude of the aircraft and the required rate of pressure change to achieve it, with the use of which the air pressure in the pressurized cabin is regulated. Additionally, after a time interval Δtc, the pressure in the aircraft cabin is measured and compared with the required pressure. If the measured pressure is less than the required pressure in the cabin of the aircraft, then a decision is made on the presence of depressurization of the pressurized cabin, and the possibility of compensating for air leakage by the pressure control system in the cabin is determined. If it is impossible to compensate for the air pressure, a decision is made to lower the aircraft to an altitude corresponding to the permissible pressure in the cockpit.
EFFECT: aircraft air conditioning system improvement.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области автоматического регулирования и может быть использовано в системе кондиционирования воздуха летательного аппарата (ЛА).The invention relates to the field of automatic control and can be used in the air conditioning system of an aircraft.

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].It is known that in order to maintain optimal living conditions necessary for the crew to work during flights at high altitudes, the necessary absolute and excess pressures, as well as the rate of change in air pressure over time, are artificially created and maintained in a pressurized cabin (GC). The required air pressure in the main engine is maintained due to its regulation according to a given program, which determines the relationship between the air pressure in the cockpit and the flight altitude [see. for example Dyachenko Yu.V., Sparin V.A., Chichindaev A.V. Aircraft life support systems: Textbook. A handbook for university students / Ed. Yu.V. Dyachenko. - Novosibirsk: Publishing house of NSTU, 2003, p. 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

Figure 00000001
где ΔРк - перепад давления между кабиной и атмосферой;
Figure 00000002
- минимально допустимое абсолютное давление воздуха в кабине. Скорость изменения давления воздуха в кабине не должна превышать допустимой скорости
Figure 00000003
Избыточное давление воздуха в кабине не должно быть больше максимально допустимого
Figure 00000004
отрицательный перепад давления воздуха между кабиной и атмосферой не должен быть больше допустимого значения
Figure 00000005
Figure 00000006
[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 (Vу) [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].In the GK, the rate of pressure change depends on the mode in which the pressure regulator operates, the degree of tightness of the cabin or the amount of air leakage from it, and the rate of change of the air flow supplied to the cabin [see. for example Bykov L.T., Egorov M.S., Tarasov P.V. High-altitude aircraft equipment, State publishing house of the defense industry, Moscow, 1958, p. 42]. Restrictions on the permissible limits of pressure change are set, which are determined by the conditions for ensuring the maximum performance of the crew members, safety in terms of physiological and hygienic factors and the strength of the cabin structure. The absolute air pressure in the cab must not be less than the minimum allowable pressure
Figure 00000001
where ΔР to is the pressure drop between the cabin and the atmosphere;
Figure 00000002
- the minimum permissible absolute air pressure in the cab. The rate of change of air pressure in the cabin should not exceed the permissible speed
Figure 00000003
Excessive air pressure in the cabin should not exceed the maximum allowable
Figure 00000004
negative air pressure difference between the cabin and the atmosphere should not exceed the permissible value
Figure 00000005
Figure 00000006
[cm. for example Yu.S. Ilyushin, V.V. Olizarov. Aircraft crew life support and rescue systems. - Edition of the VVIA them. prof. NOT. Zhukovsky, 1972, pp. 36-39]. From the totality of the maneuvering characteristics of the aircraft, the vertical speed (V y ) has the greatest effect on the rate of change in air pressure in the main engine. for example Yu.S. Ilyushin, V.V. Olizarov. Aircraft crew life support and rescue systems. - Edition of the VVIA them. prof. NOT. Zhukovsky, 1972, p. 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.A known method for regulating the air pressure in the aircraft GK, [see. for example Yu.S. Ilyushin, V.V. Olizarov. Aircraft crew life support and rescue systems. - Edition of the VVIA them. prof. NOT. Zhukovsky, 1972, p. 130, patent RU 2231483, C1, IPC B64D 13/04, published 06/27/2004], which consists in maintaining the pressure in the main combustion chamber within the required limits by pressurizing atmospheric air from the aircraft engine compressor and dumping excess air in atmosphere.

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.The disadvantage of the known method is the insufficient efficiency of air pressure regulation in the AC aircraft due to the exit of the values of the rate of change of pressure and absolute pressure beyond the permissible values with sharp changes in flight altitude and vertical speeds.

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 Δtк 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.The closest known method for regulating air pressure is the method according to the invention "Method for regulating air pressure in a sealed cabin of an aircraft", [patent RU 2581893, C1, IPC B64D 13/00 published on 20.04.2016], Hermetic cabin to the calculated value based on a periodic monitoring parameters of flight by measuring the deflection angle of the aircraft control stick, determining a predetermined forward time Δt interval to a change of height values and vertical flight speed, and in accordance with the obtained values - required pressure in the GC and the rate of its change due to the impact on the damper of the air supply regulator and on the damper of the pressure regulator to fulfill the required law of pressure change in the gas chamber.

Недостатком известного способа является низкая точность регулирования давления в кабине, в частности при частичной разгерметизации ГК ЛА.The disadvantage of this method is the low accuracy of pressure regulation in the cabin, in particular, with partial depressurization of the aircraft's GK.

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.The technical result of the invention is to improve the accuracy of air pressure regulation in the pressurized cabin of the aircraft, by determining the presence of depressurization and taking measures to compensate for it.

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 Δtк 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.This technical result is achieved by the fact that in the known method for regulating the air pressure on an aircraft, which consists in predicting the flight altitude and vertical speed in a time interval after deflecting the aircraft control stick, based on the results of which the change in air pressure in the main engine is calculated, the current pressure value is compared and calculated, at a rate of change in pressure exceeding the maximum allowable, a command is generated to control the change in air pressure in the main chamber within the specified limits by acting on the electric drive of the flap of the flow regulator and the pressure regulator, in addition, after a time interval Δt k, the pressure in the aircraft cabin is measured and compared with the required pressure , if the measured pressure is less than the required pressure in the cockpit, then a decision is made on the presence of depressurization of the pressurized cabin, and the possibility of compensating for air leakage by the pressure control system in in the cockpit, if it is impossible to compensate for the air pressure, a decision is made to lower the aircraft to a height corresponding to the permissible pressure in the cockpit.

Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно через интервал времени Δtк 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.The essence of the invention lies in the fact that, in addition, after an interval of time Δt to measure the pressure in the aircraft cabin and compare it with the required pressure, if the measured pressure is less than the required pressure in the aircraft cabin, then a decision is made on the presence of depressurization of the pressurized cabin, the possibility of compensating for air leakage is determined by determining the required rate of change in pressure to create the required pressure, comparing it with the maximum allowable rate of the standard system and if the calculated rate of change in air pressure is greater than the maximum allowable, determine the required amount of air to compensate for leakage, compare it with the maximum possible amount of air supplied to the cabin, if the required amount of air is less than the maximum possible amount of air, then the air pressure is regulated, otherwise a decision is made to lower the aircraft to an altitude corresponding to the permissible pressure in ka bin.

При изучении других известных технических решений в данной области техники указанная совокупность признаков, отличающая изобретение от прототипа, не была выявлена.When studying other known technical solutions in this field of technology, the specified set of features that distinguish the invention from the prototype was not identified.

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.The method can be implemented using a device for regulating the pressure in the GC, the diagram of which is shown in the figure. On the block diagram, the numbers indicate: 1 - control unit; 2 - electronic key; 3 - electronic switch; 4 - 1st drive system; 4.1 - 1st electric motor; 4.2 - 2nd electric motor; 5 - 2nd drive system; 5.1 - 1st electric motor; 5.2 - 2nd electric motor; 6 - referee; 7-9 - health control units; 10 - voice informant and multifunctional indicator; 11, 13 - working bodies in the form of a shutter; 12 - flow path; 14 - feedback device; 15, 19 - feedback channels; 16, 23 - intelligent channels; 17, 25 - controllers of the multiplexed data exchange channel; 18 - multiplex data exchange channel; 20 - service channel of information exchange; 21 - top-level systems; 22 - pressure sensor designed to measure the current pressure in the main body; 26 - backup channel.

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), Vпр (приборная скорость), Хв (приращение продольного отклонения РУС относительно балансировочного положения), Ратм. (атмосферное давление на текущей высоте полета), РКизб. (избыточное давление в ГК), РКабс. (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 Δtk 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 Δtк, 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 Δtк 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.The device operates in the following way, the control unit performs computational and control functions according to the information received from the air signal system (SVS) and the RSS position sensor. The control unit receives information about the parameters of the flight: H (current altitude), V ave (airspeed), X in (ENG increment longitudinal deviation with respect to the balancing position), P atm. (atmospheric pressure at the current flight altitude), R Kizb. (overpressure in the GC), R Kabs. (absolute pressure in the main valve), information on the position of the flaps of the flow regulator (RP) and pressure regulator (RD), at specified time intervals, the change in altitude and vertical flight speed is calculated, which will occur within a time interval Δt k after deflecting the aircraft control stick. Using the calculated values, the permissible limits of the pressure change in the main chamber for a predetermined time interval are estimated and the changes in the pressure in the main chamber are compared at the calculated flight altitude. In case of deviation of the pressure values in the GC from those calculated over the time interval Δt to , forced regulation of the pressure in the GC is performed by the method described in the patent RU 2581893, C1, IPC B64D 13/00 published on 20.04.2016. Additionally, in the GC, pressure sensor 22 is performed pressure measurement and after a given time interval Δt k transfers it to the control unit, where it is compared with the required one, in the case when the measured pressure is less than the required one, a decision is made on the presence of a depressurization of the main body, the possibility of compensating for leakage is determined, in case of impossibility, to the speech informant and a multifunctional indicator unit 10, a command is received that informs the pilot about the depressurization and the need to descend to a safe height, in accordance with which a decision is made to lower the aircraft to an altitude corresponding to the permissible pressure in the cockpit. The device regulates the pressure as follows.

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].The interval selection unit monitors information about the flight parameters and the main engine with an interval of 0.25 s, the value of which is determined by the reaction of a person when perceiving information [see. for example, Control systems and onboard digital computing systems of aircraft / Edited by N.M. Lysenko. - M .: Publishing house. VVIA them. prof. NOT. Zhukovsky, 1990, p. 24].

Датчик давления 22, измеряет давление в ГК и через интервал времени Δtк передает информацию о давлении в блок 1. При условии, когда tк=ti, где ti - наступивший момент времени, a tк 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 Pк(ti) и требуемого давления Рктреб(ti) 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, Рк(ti)≥Рктреб(ti), 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.The pressure sensor 22 measures the pressure in the gas chamber and, after a time interval Δt to, transmits information about the pressure to block 1. Provided that t to = t i , where t i is the moment in time, at by the time for which the required pressure was obtained in GK in a known way, which consists in predicting the flight altitude and vertical speed in a time interval after the deflection of the aircraft control stick, a comparison of the measured pressure P to (t i ) and the required pressure P ktreb (t i ) obtained by the method described in patent RU 2581893, C1 , IPC B64D 13/00 published on April 20, 2016. In the case when the pressure measured in the GK is greater than or equal to the required pressure, P k (t i ) ≥ P ktreq (t i ), additional regulation of the air supply is not required, since the amount of air supplied to the GK fully satisfies the condition for creating the required pressure. The pressure is controlled according to the method described in the prototype. In this case, the electronic key 2 on the signal from the 4th output of the control unit 1 controls the flaps of the flow regulator and the pressure regulator.

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

Figure 00000007
When a condition occurs during the flight when the measured pressure is less than the required P k (t i ) ≤P kreq (t i ), a decision is made on the presence of a depressurization of the main body, in block 1 the required rate of pressure change is calculated
Figure 00000007

Figure 00000008
Figure 00000008

где

Figure 00000009
- интервал вычисления, fопрРУС - 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].where
Figure 00000009
is the calculation interval, f oprRUS - the frequency of polling the RSS deviation in the longitudinal direction, selected according to the delay time [LT Bykov, MS Egorov, PV Tarasov. High-altitude aircraft equipment, State publishing house of the defense industry, Moscow, 1958, p. 42].

Вычисленная требуемая скорость изменения давления

Figure 00000010
сравнивается с допустимой
Figure 00000011
штатной системой автоматического регулирования, при условии, когда
Figure 00000012
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.Calculated required rate of change of pressure
Figure 00000010
is compared with the acceptable
Figure 00000011
standard automatic regulation system, provided that
Figure 00000012
additional regulation of the air pressure in the GK in order to compensate for depressurization is not required, since the law of pressure change set by the automatic control system is fulfilled and corresponds to the creation of the required pressure.

В случае, когда выполняется условие при котором вычисленная требуемая скорость изменения давления

Figure 00000013
больше допустимой скорости изменения давления
Figure 00000014
штатной системой автоматического регулирования, то есть
Figure 00000015
блок 1 формирует сигнал о необходимости компенсации утечки воздуха связанной с разгерметизацией ГК.In the case when the condition is fulfilled under which the calculated required rate of pressure change
Figure 00000013
more than the permissible rate of change of pressure
Figure 00000014
standard automatic regulation system, that is
Figure 00000015
block 1 generates a signal about the need to compensate for air leakage associated with depressurization of the main body.

Используя ранее полученные данные, производится расчет необходимого количества воздуха Gтреб:Using historic data, calculates the required amount of air G is required:

Figure 00000016
Figure 00000016

[см. например Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В. Высотное оборудование самолетов, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1958, стр. 203].[cm. for example Bykov L.T., Egorov M.S., Tarasov P.V. High-altitude aircraft equipment, State publishing house of the defense industry, Moscow, 1958, p. 203].

Температура Тк для ГК является параметром, относительное изменение величины которого для данного устройства является незначительным и принята усредненной константе. Исходя из этого:The temperature T k for HA is a parameter, the relative change in the value of which for a given device is insignificant and is taken as an averaged constant. Based on this:

Figure 00000017
Figure 00000017

Вычисленное требующееся количество воздуха сравнивается с максимально возможным количеством воздуха Gмакс для определения возможности компенсировать утечку воздуха из ГК. Когда Gтреб<Gмакс, определяется необходимое сечение клапанов для создания требуемого давления с наложенными ограничениями по скорости изменения давления воздуха. Площадь проходного сечения регулирующего органа подачи FП вычисляется как функция:The calculated amount of air required is compared with the maximum possible amount of air G max to determine whether it is possible to compensate for air leakage from the gas chamber. When treb G <G max, determined by the necessary valves section to create the required pressure imposed limitations on the air pressure change rate. The flow area of the feed regulator F P is calculated as a function of:

Figure 00000018
Figure 00000018

[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].[cm. for example Ilyushin Y.S., Olizarov V.V. Aircraft crew life support and rescue systems. Publishing VVIA them. prof. NOT. Zhukovsky, 1972, pp. 152-154].

где Р1 - давление воздуха перед регулятором подачи, Т1 - температура перед регулятором подачи, Тк - температура воздуха в ГК.where P 1 is the air pressure before the flow regulator, T 1 is the temperature in front of the flow regulator, T k is the air temperature in the gas chamber.

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 ΔРк.In accordance with the obtained result, the control unit 1 issues a command for forced regulation of the air pressure in the main heater by controlling the pressure regulator and the flow regulator. In this case, control signals are received from the 3rd and 4th outputs of the control unit 1, respectively, to the 5th (control) input of the electronic switch 3 (switching control of air discharge into the atmosphere from the arbiter to the control unit 1) and to the 3rd (control) input of the electronic key 2 to connect the channel for controlling the flaps of the flow regulator and the pressure regulator. In accordance with the control signals, the electronic switch 3 and the electronic unit 2 control the electric drives 4 and 5, creating the required position of the working bodies of the pressure regulator and the flow regulator. Block 22 transmits information to block 1 about the current pressure in the GC, with the use of which, in order to reduce the error that appears when creating the required pressure in the GC, the pressure mismatch ΔР к is calculated.

В случае когда Gтреб>Gмакс сигнал из блока 1 поступает в блок 10, информируя о необходимости принятия решения на снижение ЛА на высоту соответствующую допустимому давлению в кабине.In the case when G required > G max, the signal from unit 1 enters unit 10, informing about the need to make a decision to lower the aircraft to an altitude corresponding to the permissible pressure in the cabin.

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.Thus, the claimed method, by periodically monitoring the flight parameters, determining the pressure changes for a predetermined time interval, makes it possible to decide on the presence of depressurization, to determine the possibility of compensating for air leakage by acting on the damper of the air supply regulator and on the damper of the pressure regulator to fulfill the required the law of pressure change in the main chamber or make a decision to lower the aircraft to an altitude that provides a safe level of pressure in the main chamber of the aircraft.

Claims (1)

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 Δtк 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 Δtк 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.A method for regulating air pressure in a pressurized cockpit of an aircraft, based on measuring the angle of deflection of the aircraft control stick, calculating the flight altitude of the aircraft at a time interval Δt k after deflecting the control stick of the aircraft and the calculated vertical flight speed of the aircraft to achieve the calculated altitude, calculating the required air pressure values in the pressurized cabin at the design flight altitude of the aircraft and the required rate of pressure change to achieve it, with the use of which the air pressure in the pressurized cabin is regulated, characterized in that, in addition, after a time interval Δt to measure the pressure in the aircraft cabin and compare it with the required pressure, if the measured pressure is less than the required pressure in the cockpit, then a decision is made on the presence of depressurization of the pressurized cabin, and the possibility of compensating for leakage is determined air pressure regulation system in the cockpit, if it is impossible to compensate for the air pressure, a decision is made to lower the aircraft to a height corresponding to the permissible pressure in the cockpit.
RU2020135802A 2020-10-29 2020-10-29 Method for regulating air pressure in aircraft cabin under special flight conditions RU2755950C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020135802A RU2755950C1 (en) 2020-10-29 2020-10-29 Method for regulating air pressure in aircraft cabin under special flight conditions

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020135802A RU2755950C1 (en) 2020-10-29 2020-10-29 Method for regulating air pressure in aircraft cabin under special flight conditions

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2755950C1 true RU2755950C1 (en) 2021-09-23

Family

ID=77852084

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020135802A RU2755950C1 (en) 2020-10-29 2020-10-29 Method for regulating air pressure in aircraft cabin under special flight conditions

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2755950C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3101918A (en) * 1961-05-31 1963-08-27 Boeing Co Emergency ram air cabin pressurization system
RU2231483C1 (en) * 2003-03-06 2004-06-27 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Method and system for control of air pressure in flying vehicle
RU2271315C2 (en) * 2003-11-12 2006-03-10 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Method of aircraft air-conditioning and system for control of this process
US20140162542A1 (en) * 2012-12-10 2014-06-12 Airbus Operations Gmbh Method and system for emergency ventilating and pressurizing an aircraft cabin
RU2581893C1 (en) * 2014-11-24 2016-04-20 Семен Викторович Кучевский Method for adjusting air pressure in hermetically sealed aircraft cabin and device therefor

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3101918A (en) * 1961-05-31 1963-08-27 Boeing Co Emergency ram air cabin pressurization system
RU2231483C1 (en) * 2003-03-06 2004-06-27 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Method and system for control of air pressure in flying vehicle
RU2271315C2 (en) * 2003-11-12 2006-03-10 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Method of aircraft air-conditioning and system for control of this process
US20140162542A1 (en) * 2012-12-10 2014-06-12 Airbus Operations Gmbh Method and system for emergency ventilating and pressurizing an aircraft cabin
RU2581893C1 (en) * 2014-11-24 2016-04-20 Семен Викторович Кучевский Method for adjusting air pressure in hermetically sealed aircraft cabin and device therefor

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6880784B1 (en) Automatic takeoff thrust management system
EP0549014B1 (en) Apparatus and methods for controlling aircraft thrust during a climb
US5313778A (en) Automatic turbine engine bleed valve control for enhanced fuel management
EP0253614A2 (en) Vertical flight path and airspeed control system for aircraft
US3473460A (en) Cabin pressure rate controller
EP0507725A1 (en) Bleed air flow regulators with flow balance
US5186681A (en) Aircraft cabin pressure control for ascents and descents
RU2755950C1 (en) Method for regulating air pressure in aircraft cabin under special flight conditions
EP2543595B1 (en) Decoupling control architecture for pressure and flow controls in series
US4044975A (en) Aircraft speed command system
US4302745A (en) Aircraft load factor overload warning system
US20120318929A1 (en) Aircraft with a refueling device and method for controlling the flight path of an aircraft during its refueling
US20120196520A1 (en) Regulating system for the cabin pressure of an airplane and method for regulating the cabin pressure of an airplane
US10994863B2 (en) Method and a device for predictive determination of parameters characteristic of the operation of a rotary-wing aircraft in order to perform a predetermined maneuver
US11738216B2 (en) Method for the control of the breathing gas supply
US4488235A (en) Speed control system for aircraft
US20120239227A1 (en) Variable Maximum Commandable Roll Rate for Directional Control During Engine-Out Rolling Maneuver
US10213630B2 (en) Method for the control of the breathing gas supply
US9821916B2 (en) Method and a device for managing a loss of power on a three-engined power plant
EP3543136A1 (en) Synthesized low-pressure bleed air scheme for aircraft bleed air network
CN113548187B (en) Aircraft cabin pressure control system and method
RU2581893C1 (en) Method for adjusting air pressure in hermetically sealed aircraft cabin and device therefor
EP3543148B1 (en) Aircraft environmental control system including valve built-in-test without position feedback
US11203419B2 (en) Device for regulating a setpoint for a speed of rotation of a rotorcraft rotor, a rotorcraft fitted with such a device, and an associated method of regulation
RU2581892C1 (en) Method for controlling air pressure in sealed cabin during depressurisation and device therefor