先進戰斗機生命保障系統

包曉寧，趙培林，張保中，胡志文，蘭于清，薛飛

中國航空工業成都飛機設計研究所，成都 610091

隨著有人飛機越飛越高，人們意識到高空飛行帶來的缺氧和低氣壓影響，會危及人的生命安全，飛機系統衍生出供氧防護需求；飛行速度越來越快，飛行過載越來越高，帶來過載對人腦部供血影響，導致視覺障礙和意識喪失，產生抗荷防護需求；同時高空高速飛行帶來了彈射救生需求，提出了飛行員個人裝備防碰撞和抗氣流吹襲需求。先進戰斗機擁有性能優異的供氧系統和抗荷系統是發揮戰斗力的基礎和保障。供氧、抗荷和防碰撞/抗氣流吹襲這3大功能構成了戰斗機生命保障系統的主要需求。

三代機及其之前的飛機，實現上述功能的系統一般稱為氧氣系統(Oxygen System)。美軍在研制F-22飛機開始，將傳統的氧氣系統升級為生命保障系統(Life Support System，LSS)[1]，開展更加完整的人-機-環多因素綜合設計研發。

在新型先進戰斗機研制中，本文首次將氧氣系統拓展升級到生命保障系統。隨著飛機研制體系、系統架構和工程實現方法的升級，生命保障系統研制與傳統飛機相比，發生了質的變化。首次采用系統工程思想[2]，開展自頂而下的需求/功能研究，分析、分解系統需求與功能，傳遞到系統的成品附件，針對需求制定驗證計劃，確定驗證方法，完成基于飛機飛管系統的大綜合設計。本文提出了新型先進戰斗機生命保障系統研制的主要研究內容和方法。

1 對F-22飛機生命保障系統的學習和反思

從戰斗機氧氣系統典型架構(圖1)的發展看，最早采用的氧源是用高壓氧氣瓶貯存氣態氧，經過減壓后為飛行員供氧。隨著飛機續航時間加長，氣氧氧源暴露出體積、重量和安全方面等問題，需要尋求新型替代氧源。研究發現1 L液氧可以蒸發產生800 L氣氧，具有體積小、重量輕等優勢，二戰后至20世紀90年代歐美主力戰斗機基本采用的是液氧氧源，包括美軍的F-5到F-18飛機[3-4]。液氧貯存裝置因汽化蒸發存在不斷泄漏問題，帶來大量維護工作，維護設備多、成本高。隨著飛機續航時間和地面維護保障需求提高，有著全球復雜區域作戰需求的美國海軍利用分子篩變壓吸附原理(PSA)，將空氣中的氧氣和氮氣分離，成功研制出可安裝在飛機上的機載制氧系統(OBOGS)[3-4]，這些升級換代在20世紀90年代完成。機載制氧系統具有無限航時、自主保障強的突出特點，成為歐美三代機標配的氧氣系統構型[4]。

中國自主研制三代機時，因飛機續航時間長、快速出動以及簡易機場起降需求，在國內首次進行機載制氧系統的研制工作，并取得突破，成為繼美國、英國、法國后，第4個全面掌握該系統技術并成功應用于軍機領域的國家。

圖1 飛機氧氣系統典型架構

美軍作為空中力量的強者，對戰斗機系統升級的探索和研究一直走在世界前列，其在研制過程中提出的思路、方向，獲得的經驗和教訓值得學習和反思。F-22飛機作為世界上第1款四代機，其飛機平臺系統架構為航空領域所關注和研究。

1.1 F-22飛機生命保障系統簡述

F-22飛機LSS系統架構如圖2所示。與早期飛機機載制氧系統架構相比，主要變化簡單歸納如下[1,5]：

1) 拓寬系統保障內容，開展綜合設計。

2) 采用機械板裝組合式氧氣抗荷調節閥(BRAG VALE)，將氧氣調節器和抗荷閥進行綜合設計。

3) 三床式氧氣濃縮器，變頻控制。

4) 取消備用氧源(BOS)，保留安裝在彈射座椅上的應急氧源(EOS)，需手動接通，僅夠飛機應急下降高度用。

5) 為滿足防生化(CB)需求，氧氣調節器沒有設置混入座艙空氣的防窒息功能，通過BRAGV面板供氣控制開關進行控制，旁通時呼吸來自環控系統過濾后的空氣。

6) 飛行員裝備組合式綜合設計，具備防激光、防生化、主動降噪、通風、抗浸防寒、防溺水(失能情況下)等功能。

1.2 對F-22飛機飛行事故的分析及反思

2010年11月16日F-22飛機發生一起導致F-22飛機全面停飛的一等事故。本次事故是一起典型的鏈路型功能喪失+誤操作導致的事故，主要情況如圖3所示：飛機在15 km高空飛行時因主引氣管路熱告警，飛機自動關閉主引氣管路，導致環控系統(ECS)失效，繼而產生各種關聯失效，飛行員手動接通應急氧失敗，最終導致墜機事故發生[6]。

F-22飛機事故帶來的反思是：

1) 初始故障如何導致鏈式反應？怎樣從設計源頭規避此種災難？

2) 重視生命保障系統對飛機安全影響。

3) 防生化措施帶來的負面影響，沒有備用氧，環控系統失效對于系統就是單點故障。

4) 人為因素占飛行總事故的80%以上，需要認真分析人的需求、手動操作機構的人機工效。

5) 備用氧的切換必須快速響應。自動比手動操作具有明顯優勢，特別是應急狀況下。

據2014—2016年網絡新聞公布，美軍花費3 000 萬美元為F-22飛機增加具備自動接通功能的備用氧源(ABOS)系統。該裝置在低座艙壓力(座艙失去增壓能力)或者低供氧壓力條件下自動接通給飛行員供純氧[7]。中國殲10飛機早已具備這些功能。

2 先進戰斗機生命保障系統需求

為了夯實先進戰斗機生命保障系統需求分析基礎，根據系統工程方法對各種需求開展自頂向下的逐級分解和分析研究。

2.1 飛機總體需求

有人駕駛戰斗機飛機座艙的環境因素，對生命保障系統的設計至關重要，涉及飛行高度包線、過載包線及過載增長率、座艙壓力制度、彈射包線、續航時間等性能要求的影響。

為了適應新型戰斗機能力提升，除了傳統的重量體積需求外，通過對用戶需求特征提取，產生了其他的綜合需求，比如飛管綜合、玻璃化座艙、快速出動、快速布防、跨區域作戰、自主保障、高生存性等。

2.2 生理需求

生命保障系統典型特征是“以人為保障對象”，生理需求是系統的核心需求之一。如何更好地保障飛行員的生存和工效，需要系統從頂層開展生理需求分析和分解研究工作，為系統功能分析和性能指標的確定提供基礎。

2.3 六性需求

新一代戰斗機高度重視飛機快速出動的次數、再次出動間隔時間、維護時間等維護保障性能，這包括了高可靠性、高安全性、高可測試性以及衍生出高度綜合的自主診斷能力、高效率的狀態檢測能力、取消或減少飛機維護設備，縮短維護時間需求。

同時隨著軍用飛機對適航性的重視，新型戰斗機適航性需求已納入飛機總體需求體系中，特別是在試驗驗證規劃中進行貫徹。

2.4 人機工效需求

新型戰斗機研制時，人機工效的設計已成為與系統性能同樣重要的輸入需求。飛行人員是操控飛機的主體，在飛行安全中占據主導地位。新型戰斗機生命保障系統基于人機工效需求提出了質變的要求。需要為飛行員提供更為簡潔、方便、快捷的操作界面，對于操作界面的可達性、操作性提出了基于人體參數的指標要求。

2.5 飛管系統需求

隨著飛管系統的產生，通過圖4可以看到生命保障系統與這個平臺系統下的其他系統有著密切關聯。生命保障系統需要融入這種綜合性強、基于數據共享和控制融合的開放型架構中。

在飛管系統平臺中，系統除了與傳統的環境控制系統在引氣壓力/溫度/濕度、座艙壓力制度、通風溫度控制等方面有著密切關聯需求外，與飛管系統中的其他系統新增了大量關聯需求。例如飛管綜合設計，發動機補氧氧源合并在生命保障系統的備用氧源中，在儲氧量計算和告警設計時，必須綜合滿足2個系統的需求。

圖4 生命保障系統與飛機平臺系統關聯圖

2.6 任務系統需求

隨著先進戰斗機任務系統功能增強，對飛行員的視覺和聽覺提出了更多更高的需求，比如頭盔顯示器(HMD)、夜視、通訊以及語音告警等方面，飛行員個人裝備將承擔更多任務系統疊加的需求，這些需求帶來了額外的載荷，影響裝備的設計和使用。

3 需求分析向工程實踐的轉換

3.1 需求到系統功能、性能的確定

歐美國家可以共享先進技術，而中國沒有這種優勢。因此在研究新的生命保障系統時，考慮到國內工業技術水平，更加注重系統級的總體綜合。作為飛機生存力的支撐系統，與其他平臺系統相比，具有對飛行員“隨時隨地保障”特點，使用保障范圍更寬，生存防護需求激增。除正常狀態進行保障外，關聯系統失效時要保障人駕駛飛機能力，棄機后要保障人生存能力。依據頂層需求確定系統在正常工作、降級工作、應急工作場景下的詳細功能，逐級分解到各個功能模塊。

3.2 需求到系統功能的分解及驗證

根據需求/功能分解、分析確定，產生系統接口控制文件。通過需求、功能和場景分析論證(圖5) 產生各種系統制度要求、詳細性能指標要求。

圖5 生命保障系統需求分解及功能分析

根據系統設計規范確定的需求以及適航性要求，制定系統需求的驗證規劃。新型先進戰斗機具有飛機平臺高度集成的設計特點，生命保障系統的驗證規劃不僅僅是獨立系統的驗證，大部分試驗需要以集成驗證方式進行，這包括大系統軟件測試平臺試驗、大系統綜合試驗、系統生理鑒定試驗、火箭滑車試驗、海上救生試驗、獨立成品生理試驗、性能試驗、壽命試驗、環境應力試驗、可靠性增長試驗、測試性試驗、供電/電磁兼容試驗等試驗規劃，所有的試驗周期、項目和試驗件都應以飛管系統的視角去制定和規劃。

基于系統工程和適航性準則，通過驗證規劃，進行國內生命保障系統規模最大的驗證工作，驗證手段涵蓋了地面試驗、計算、仿真、試飛考核等。

4 與生理需求相關的系統頂層設計

4.1 制定與生理需求相關的系統制度

對于全新研發的系統，以前的要求、經驗已不能完全適用，現有的國軍標已不能全面滿足新型戰斗機的設計需求，特別是與抗荷性能相關的要求。在生理需求向工程設計轉換中，通過型號引領，結合生理研究部門前期開展的生理研究成果，生理研究部門與系統總體共同進行生理需求向工程實踐轉換的論證分析工作。通過對飛機總體需求研究，分析提取與之相關的生理需求，與生理研究成果進行綜合分析，結合人機工效需求、系統綜合優化需求，制定各種與生命保障相關的制度，這些制度和要求分別是：

1) 低總壓制度[8]。

2) 高空裝備配套體制。

3) 飛行員供氧濃度與座艙高度關系。

4) 呼吸氣阻力和流量。

5) 安全余壓制度。

6) 面罩內高度加壓供氧(PBA)制度[8]。

7) 迅速減壓供氧要求[9-10]。

8) 抗荷褲充壓制度。

9) 面罩內抗荷正壓呼吸(PBG)制度。

4.2 與生理相關的系統綜合

根據囊式服與管式服抗荷效果[11]、代償能力[12-13]對比結果，囊式服在抗荷性能和耐呼吸疲勞能力等性能明顯好于管式服，但是囊面積加大帶來了熱負荷問題；管式服為了滿足體表建壓效率，服裝抗拉伸能力要求高，布面需要完整，其熱負荷小的優勢并不突出，管式服壓力比制度需求對氣源壓力要求更高，通過權衡論證選取了囊式服體制。

系統論證供氧濃度與座艙對應關系要求時需要考慮因素和環節多。從圖6可以看到缺氧對人的影響，根據防止人體高空缺氧[14]、座艙高度超過6 km以上爆發性缺氧[15]需求確定供氧濃度的下包線；而確定供氧濃度的上包線時，主要考慮座艙高度4 km以下減少航空肺不張的需求，這個范圍選擇時，結合空軍航空醫學研究所 “PBG對減少肺不張作用” 研究成果[16]：在純氧和過載條件下，適當的PBG可以減少航空肺不張的發生。系統制定了座艙高度與供氧濃度關系、成品控制需求；為了解決低空低濃度和高空高濃度的需求矛盾，氧氣濃縮器采用變頻控制方案。

圖6 不同高度環境人體吸空氣缺氧生理反應[14]

綜合考慮人機工效因素和系統架構優化需求，在生理研究部門進行的抗荷加壓供氧梯度對比試驗[17]、抗荷囊面積對比試驗[18]、抗荷囊面積與充壓仿真結論[19]基礎上，結合過載包線和過載增長率指標，權衡確定了系統的抗荷褲充壓制度、抗荷加壓供氧制度和安全余壓制度，以及新的服裝壓力比關系。

基于工程實踐可行性，在體表壓建壓順序論證(圖7)中，通過細化到呼吸動作分解，論證面罩壓與胸部代償壓力比采用1：1的可行性，使系統架構得到優化。在論證生理建壓制度過程中，從保障心腦供血功能到系統功能再到成品功能的逐級分解分析(圖8)，包括危害分析，確定影響系統性能的關鍵要素以及安全防護措施。改變傳統生命保障系統依靠成品功能、性能搭建堆成的模式，使系統準確有效地實現需求/功能傳遞和指標分配。

圖7 體表建壓的工程實現邏輯決斷圖

5 大綜合的系統架構總體研究

F-22飛機生命保障系統開展的綜合研發設計，讓人們印象深刻的是供氧、抗荷、飛行員個體防護綜合設計。法國AIR LIQUIDE公司安裝在座椅上的供氧抗荷調節系統綜合技術走在世界前列[20-21]，最新的F-35飛機就采用了法國AIR LIQUIDE公司的電子椅裝式供氧抗荷調節系統，和英國馬丁公司的MK16系列彈射座椅配套使用。

5.1 系統架構優化

為了解決三代機從飛機到氧氣斷接器(PEC)再到飛行員裝備之間連接復雜、接口多、彈射通道擁擠和人機工效問題，需要簡化飛行員裝備的接口。

為解決高空加壓供氧代償體表壓與抗荷體表壓其壓力制度不同的矛盾，中國三代機和俄制飛機采用的是雙腔式結構，抗荷囊和代償囊分別建壓來解決問題。美國四代機之前的大部分戰斗機，放棄了下肢代償囊，氧氣系統的高度包線限制在50 000 ft(1 ft=0.304 8 m)以下，達到簡化裝備和系統接口的目的。F-22飛機研制時，為了將系統的使用包線提高到60 000 ft，綜合研制了BRAGV+獨立的應急供氧調節器來解決這個問題。

國內外航空生理研究成果[13]表明高空代償時面罩壓與體表壓的關系：胸部代償1∶1，腹部和下肢代償1∶3～1∶4時可以滿足高空代償需求。采用電子椅裝式供氧抗荷調節器，解決抗荷下肢充壓和高度下肢代償不同體表壓需求的矛盾，實現飛行員供氧、代償管路與氧氣調節器接口減少為一個的設計目標。

5.2 系統的快速響應

新型戰斗機飛行高度和最大過載值沒有顯著變化，但過載增長率卻翻倍增加。為了提高抗荷效果，抗荷充氣囊面積越來越大[18]，系統的快速響應能力成為系統需要重點解決的問題。

F-22飛機LSS系統研發時因為抗荷囊覆蓋面積大幅增加影響了充壓響應時間，為將抗荷褲充壓響應滯后時間提高到2 s，進行了多輪減阻、提高流率的改進迭代設計[1,5]。主要因素是供氧抗荷調節閥BRAGV安裝在操作臺上且為機械式，低壓管路長，過多的沿程阻力損失影響了系統流率。特別是采用機載制氧氧源后，系統低入口壓力情況下難以滿足供氧能力的要求。

圖8 基于心腦供血需求的工程實踐邏輯圖

采用椅裝式設計，可以更加靠近飛行員，低壓管路更短，減少沿程阻力損失，利于提高流率、縮短系統充壓滯后時間；采用電子調節方式可以進一步提高系統充壓響應時間，同時也能進一步降低系統的吸氣阻力，滿足超長航時需求。

考慮到系統大流量和供氣穩定性方面的需求，以及適應更低的入口壓力，根據預研成果，選擇了三床式氧氣濃縮器[22]。

選擇囊式服體制，通過標準(Std)囊式抗荷褲、全覆蓋(FCC)側管式抗荷褲以及不同囊面積的抗荷褲提高抗荷效果對比試驗(表1[18])，但表2 試驗數據顯示，隨著囊面積加大會帶來熱負荷問題，特別是采用內穿式抗浸防寒服結構后，熱負荷問題更加突出。權衡人機工效因素，考慮到熱負荷的影響[23]，放棄了90%全覆蓋抗荷囊方式，合理選擇抗荷囊和代償囊的面積，并通過試驗驗證進行修正，抗荷囊采用不低于60%覆蓋面積；通過新型面料、新型熱合工藝改善舒適性；代償背心代償囊帶來的熱負荷問題，通過通風背心予以解決。系統增加了通風管路，使之具備獨立的溫度調節能力和流量設置功能。

與彈射座椅進行綜合設計，包括對所有到達飛行員的氣路、電路、視頻/音頻通道以及彈射離機后的供電等方面進行綜合設計，獲得了更加干凈簡潔的彈射通道和良好的維護界面。

先進戰斗機生命保障系統架構見圖9。系統設計中應用三維流體等仿真技術，開展系統流阻分析和提高流率研究。如針對通風服管路流阻大的問題，對通風服氣路真實三維數模進行流阻仿真分析，找出問題環節。利用仿真試驗手段驗證設計性能(圖10)，快速迭代改進供氧抗荷調節器、彈射座椅氣路和機上氣路。

表1 不同抗荷褲提高抗+Gz荷效果[18]

表2 不同服裝覆蓋面積環境溫度的熱應激反應[23]

圖9 先進戰斗機生命保障系統原理框圖

圖10 通風服管道流阻與流量優化仿真試驗曲線

5.3 全電子數字化綜合顯示與控制

為了適應飛機全座艙玻璃化顯示及維修性要求，生命保障系統開展了全電子數字化綜合顯示與控制研究。

采用基于高壓氧氣介質的電子器件，系統實現了對氧源壓力、容積、氧氣示流、系統狀態等全電子數字化顯示；根據系統需求分析、應用場景分析制定控制邏輯，利用飛管平臺特點，解決硬線控制難以實現復雜控制的問題，通過總線數據交互，系統控制首次從單純的硬件控制升級為韌件(軟件和硬件相結合)控制，實現具有自適應能力的復雜控制；實現測試進程和測試狀態的綜合顯示能力；具備指令互動+狀態/進程的互動式顯示與控制功能；實現維護操作流程電子程序化的操作界面與維護方式。

這種融合型設計既節省重量、通道和體積，還具備控制與反饋的閉環監測能力；通過分布式采集、處理，提高了系統控制余度和安全性。

5.4 基于飛機融合共享平臺的六性研究

新型戰斗機生命保障系統全面提升能力的一個重點研究方向，就是讓系統具備高度綜合的自主診斷能力、高狀態監測能力、取消或減少飛機維護設備，實現最少的維護時間和人員的自主保障能力。

系統基于故障模式/影響及危害度分析(FMECA)、故障樹分析(FTA)結果，與需求/場景分析等方法相結合，更有效地迭代成品底層故障對系統功能、性能影響程度，從系統層面論證隔離監測方案和應對策略；通過串口數據交換讓控制器透明化，實現成品狀態可監測能力；通過電子椅裝式系統綜合研究，打通人機數據交換的通道。

通過建立多模態、多點互連的分布式監控框架，針對不同場景的系統性能、特征，開展各種自檢測(BIT)邏輯研究，整體提升對系統和成品故障監測能力，實現機上系統實時監測能力，并具備一定故障預測與健康管理能力。系統測試性指標實現質的提升。

通過氧源安全性、余度與備份、系統監控需求安全性等研究提高系統的安全性。

5.5 基于狀態監控以提高系統維修性

基于系統測試性設計實現系統、成品狀態的實時監控與周期BIT，維修方式從定期維護升級為狀態監控。

實現不需要拆卸座艙蓋和吊裝座椅即可到達系統各個部件成品；通過基于VMC/GMP的綜合提高系統維修性，系統將外場維護所需使用設備、給生命保障系統功能測試提供必需的服務和支持的時間最小化，最大維修工時從1天縮短到1 h，取消了除充氧車外的地面保障設備。

5.6 電子椅裝式氧氣抗荷調節綜合

新一代戰斗機生命保障系統在國內首次采用電子椅裝式氧氣抗荷調節子系統，其高度綜合了傳統飛機氧氣系統供氧子系統、抗荷子系統和應急分離子系統的功能，并實現了電動控制。

采用電子椅裝式氧氣抗荷調節子系統達到了以下目標：

1) 節省座艙操縱臺空間，使彈射通道更簡潔干凈。

2) 簡化系統組成，提高維修性，減少維護工作。

3) 具有更好的跟隨性，利于縮短響應時間。

4) 改變應急氧源分離方式，降低甩打傷害。

5) 綜合設計帶來了減重效益，包括成品和機上管路的重量。

電子椅裝式氧氣抗荷調節綜合不僅僅是供氧抗荷調節器和跳傘供氧器自身綜合設計，需要技術攻關的方面包括了供氧抗荷調節器主體設計、與彈射座椅的綜合、與綜合座艙的綜合、與飛管系統的綜合以及電子調節控制器BIT綜合設計，是整個飛機、系統和成品大綜合集成的結果。

5.7 一體化模塊化飛行員裝備綜合

世界各國對飛行員個人裝備的人機工效非常重視，開展了大量的一體化模塊化組合式分析、研究工作[24-25]。中國飛行員裝備首次開展了一體化綜合化模塊化舒適性研究，達到了以下目標：

1) 應用新材料、新工藝，提高飛行員裝備透氣性，減少熱負荷，使著裝更加輕便，降低著裝負重感。

2) 重視飛行員個人裝備與人體尺寸的符合性，開展細化號型研究。

3) 綜合設計服裝保暖性，減少臃腫感，滿足冬季海上和高寒地區任務需求。

4) 兼容通風背心，抗浸防寒服具備排氣功能，具有穿出的水密接口。

5) 兼容空中衛生裝置排尿管的穿出。

6) 飛行員裝備組合式綜合，具備防激光、主動降噪、通風、抗浸防寒、防溺水、電磁輻射、長航時等防護功能。

7) 各裝備模塊化設計，可根據任務剖面適當增加和移除。

6 結 論

新型先進戰斗機生命保障系統采用基于系統工程的需求分析方法，開展從總體、生理、六性、人機工效、飛管、任務等人-機-環需求分析到工程實踐的研究工作，為生命保障系統設計與研發提供了堅實的基礎。通過開展系統架構優化、提高系統快速響應能力研究，建立了大系統綜合的生命保障系統架構。基于數據共享、控制融合的飛管平臺優勢，掌握了數字協同環境下系統綜合設計方法。基于高壓氧氣介質傳感器技術，針對六性需求，將FMECA、FTA與需求/場景分析相結合，通過生命保障系統綜合研究，使機械式特征顯著的傳統機電系統在電子信息化方面實現質的突破，系統具備高度綜合的全數字顯示與控制、自主診斷和狀態監測能力，獲得了高效的維修保障性能，從而為飛機實現玻璃化座艙、快速出動、快速布防、跨區域作戰、自主保障、高生存性提供有力支撐。

系統在如下方面取得關鍵技術的突破：

1) 基于飛管平臺的系統大綜合。

2) 氧氣介質環境的全數字電子顯示與控制。

3) 基于六性分析與數據融合的生命保障系統狀態監控與綜合管理。

4) 高效的系統維修保障綜合。

5) 電子椅裝式氧氣抗荷調節綜合。

6) 一體化模塊化飛行員裝備綜合。