先进战斗机生命保障系统

包晓宁，赵培林，张保中，胡志文，兰于清，薛飞

中国航空工业成都飞机设计研究所，成都 610091

随着有人飞机越飞越高，人们意识到高空飞行带来的缺氧和低气压影响，会危及人的生命安全，飞机系统衍生出供氧防护需求；飞行速度越来越快，飞行过载越来越高，带来过载对人脑部供血影响，导致视觉障碍和意识丧失，产生抗荷防护需求；同时高空高速飞行带来了弹射救生需求，提出了飞行员个人装备防碰撞和抗气流吹袭需求。先进战斗机拥有性能优异的供氧系统和抗荷系统是发挥战斗力的基础和保障。供氧、抗荷和防碰撞/抗气流吹袭这3大功能构成了战斗机生命保障系统的主要需求。

三代机及其之前的飞机，实现上述功能的系统一般称为氧气系统(Oxygen System)。美军在研制F-22飞机开始，将传统的氧气系统升级为生命保障系统(Life Support System，LSS)[1]，开展更加完整的人-机-环多因素综合设计研发。

在新型先进战斗机研制中，本文首次将氧气系统拓展升级到生命保障系统。随着飞机研制体系、系统架构和工程实现方法的升级，生命保障系统研制与传统飞机相比，发生了质的变化。首次采用系统工程思想[2]，开展自顶而下的需求/功能研究，分析、分解系统需求与功能，传递到系统的成品附件，针对需求制定验证计划，确定验证方法，完成基于飞机飞管系统的大综合设计。本文提出了新型先进战斗机生命保障系统研制的主要研究内容和方法。

1 对F-22飞机生命保障系统的学习和反思

从战斗机氧气系统典型架构(图1)的发展看，最早采用的氧源是用高压氧气瓶贮存气态氧，经过减压后为飞行员供氧。随着飞机续航时间加长，气氧氧源暴露出体积、重量和安全方面等问题，需要寻求新型替代氧源。研究发现1 L液氧可以蒸发产生800 L气氧，具有体积小、重量轻等优势，二战后至20世纪90年代欧美主力战斗机基本采用的是液氧氧源，包括美军的F-5到F-18飞机[3-4]。液氧贮存装置因汽化蒸发存在不断泄漏问题，带来大量维护工作，维护设备多、成本高。随着飞机续航时间和地面维护保障需求提高，有着全球复杂区域作战需求的美国海军利用分子筛变压吸附原理(PSA)，将空气中的氧气和氮气分离，成功研制出可安装在飞机上的机载制氧系统(OBOGS)[3-4]，这些升级换代在20世纪90年代完成。机载制氧系统具有无限航时、自主保障强的突出特点，成为欧美三代机标配的氧气系统构型[4]。

中国自主研制三代机时，因飞机续航时间长、快速出动以及简易机场起降需求，在国内首次进行机载制氧系统的研制工作，并取得突破，成为继美国、英国、法国后，第4个全面掌握该系统技术并成功应用于军机领域的国家。

图1 飞机氧气系统典型架构

美军作为空中力量的强者，对战斗机系统升级的探索和研究一直走在世界前列，其在研制过程中提出的思路、方向，获得的经验和教训值得学习和反思。F-22飞机作为世界上第1款四代机，其飞机平台系统架构为航空领域所关注和研究。

1.1 F-22飞机生命保障系统简述

F-22飞机LSS系统架构如图2所示。与早期飞机机载制氧系统架构相比，主要变化简单归纳如下[1,5]：

1) 拓宽系统保障内容，开展综合设计。

2) 采用机械板装组合式氧气抗荷调节阀(BRAG VALE)，将氧气调节器和抗荷阀进行综合设计。

3) 三床式氧气浓缩器，变频控制。

4) 取消备用氧源(BOS)，保留安装在弹射座椅上的应急氧源(EOS)，需手动接通，仅够飞机应急下降高度用。

5) 为满足防生化(CB)需求，氧气调节器没有设置混入座舱空气的防窒息功能，通过BRAGV面板供气控制开关进行控制，旁通时呼吸来自环控系统过滤后的空气。

6) 飞行员装备组合式综合设计，具备防激光、防生化、主动降噪、通风、抗浸防寒、防溺水(失能情况下)等功能。

1.2 对F-22飞机飞行事故的分析及反思

2010年11月16日F-22飞机发生一起导致F-22飞机全面停飞的一等事故。本次事故是一起典型的链路型功能丧失+误操作导致的事故，主要情况如图3所示：飞机在15 km高空飞行时因主引气管路热告警，飞机自动关闭主引气管路，导致环控系统(ECS)失效，继而产生各种关联失效，飞行员手动接通应急氧失败，最终导致坠机事故发生[6]。

F-22飞机事故带来的反思是：

1) 初始故障如何导致链式反应？怎样从设计源头规避此种灾难？

2) 重视生命保障系统对飞机安全影响。

3) 防生化措施带来的负面影响，没有备用氧，环控系统失效对于系统就是单点故障。

4) 人为因素占飞行总事故的80%以上，需要认真分析人的需求、手动操作机构的人机工效。

5) 备用氧的切换必须快速响应。自动比手动操作具有明显优势，特别是应急状况下。

据2014—2016年网络新闻公布，美军花费3 000 万美元为F-22飞机增加具备自动接通功能的备用氧源(ABOS)系统。该装置在低座舱压力(座舱失去增压能力)或者低供氧压力条件下自动接通给飞行员供纯氧[7]。中国歼10飞机早已具备这些功能。

2 先进战斗机生命保障系统需求

为了夯实先进战斗机生命保障系统需求分析基础，根据系统工程方法对各种需求开展自顶向下的逐级分解和分析研究。

2.1 飞机总体需求

有人驾驶战斗机飞机座舱的环境因素，对生命保障系统的设计至关重要，涉及飞行高度包线、过载包线及过载增长率、座舱压力制度、弹射包线、续航时间等性能要求的影响。

为了适应新型战斗机能力提升，除了传统的重量体积需求外，通过对用户需求特征提取，产生了其他的综合需求，比如飞管综合、玻璃化座舱、快速出动、快速布防、跨区域作战、自主保障、高生存性等。

2.2 生理需求

生命保障系统典型特征是“以人为保障对象”，生理需求是系统的核心需求之一。如何更好地保障飞行员的生存和工效，需要系统从顶层开展生理需求分析和分解研究工作，为系统功能分析和性能指标的确定提供基础。

2.3 六性需求

新一代战斗机高度重视飞机快速出动的次数、再次出动间隔时间、维护时间等维护保障性能，这包括了高可靠性、高安全性、高可测试性以及衍生出高度综合的自主诊断能力、高效率的状态检测能力、取消或减少飞机维护设备，缩短维护时间需求。

同时随着军用飞机对适航性的重视，新型战斗机适航性需求已纳入飞机总体需求体系中，特别是在试验验证规划中进行贯彻。

2.4 人机工效需求

新型战斗机研制时，人机工效的设计已成为与系统性能同样重要的输入需求。飞行人员是操控飞机的主体，在飞行安全中占据主导地位。新型战斗机生命保障系统基于人机工效需求提出了质变的要求。需要为飞行员提供更为简洁、方便、快捷的操作界面，对于操作界面的可达性、操作性提出了基于人体参数的指标要求。

2.5 飞管系统需求

随着飞管系统的产生，通过图4可以看到生命保障系统与这个平台系统下的其他系统有着密切关联。生命保障系统需要融入这种综合性强、基于数据共享和控制融合的开放型架构中。

在飞管系统平台中，系统除了与传统的环境控制系统在引气压力/温度/湿度、座舱压力制度、通风温度控制等方面有着密切关联需求外，与飞管系统中的其他系统新增了大量关联需求。例如飞管综合设计，发动机补氧氧源合并在生命保障系统的备用氧源中，在储氧量计算和告警设计时，必须综合满足2个系统的需求。

图4 生命保障系统与飞机平台系统关联图

2.6 任务系统需求

随着先进战斗机任务系统功能增强，对飞行员的视觉和听觉提出了更多更高的需求，比如头盔显示器(HMD)、夜视、通讯以及语音告警等方面，飞行员个人装备将承担更多任务系统叠加的需求，这些需求带来了额外的载荷，影响装备的设计和使用。

3 需求分析向工程实践的转换

3.1 需求到系统功能、性能的确定

欧美国家可以共享先进技术，而中国没有这种优势。因此在研究新的生命保障系统时，考虑到国内工业技术水平，更加注重系统级的总体综合。作为飞机生存力的支撑系统，与其他平台系统相比，具有对飞行员“随时随地保障”特点，使用保障范围更宽，生存防护需求激增。除正常状态进行保障外，关联系统失效时要保障人驾驶飞机能力，弃机后要保障人生存能力。依据顶层需求确定系统在正常工作、降级工作、应急工作场景下的详细功能，逐级分解到各个功能模块。

3.2 需求到系统功能的分解及验证

根据需求/功能分解、分析确定，产生系统接口控制文件。通过需求、功能和场景分析论证(图5) 产生各种系统制度要求、详细性能指标要求。

图5 生命保障系统需求分解及功能分析

根据系统设计规范确定的需求以及适航性要求，制定系统需求的验证规划。新型先进战斗机具有飞机平台高度集成的设计特点，生命保障系统的验证规划不仅仅是独立系统的验证，大部分试验需要以集成验证方式进行，这包括大系统软件测试平台试验、大系统综合试验、系统生理鉴定试验、火箭滑车试验、海上救生试验、独立成品生理试验、性能试验、寿命试验、环境应力试验、可靠性增长试验、测试性试验、供电/电磁兼容试验等试验规划，所有的试验周期、项目和试验件都应以飞管系统的视角去制定和规划。

基于系统工程和适航性准则，通过验证规划，进行国内生命保障系统规模最大的验证工作，验证手段涵盖了地面试验、计算、仿真、试飞考核等。

4 与生理需求相关的系统顶层设计

4.1 制定与生理需求相关的系统制度

对于全新研发的系统，以前的要求、经验已不能完全适用，现有的国军标已不能全面满足新型战斗机的设计需求，特别是与抗荷性能相关的要求。在生理需求向工程设计转换中，通过型号引领，结合生理研究部门前期开展的生理研究成果，生理研究部门与系统总体共同进行生理需求向工程实践转换的论证分析工作。通过对飞机总体需求研究，分析提取与之相关的生理需求，与生理研究成果进行综合分析，结合人机工效需求、系统综合优化需求，制定各种与生命保障相关的制度，这些制度和要求分别是：

1) 低总压制度[8]。

2) 高空装备配套体制。

3) 飞行员供氧浓度与座舱高度关系。

4) 呼吸气阻力和流量。

5) 安全余压制度。

6) 面罩内高度加压供氧(PBA)制度[8]。

7) 迅速减压供氧要求[9-10]。

8) 抗荷裤充压制度。

9) 面罩内抗荷正压呼吸(PBG)制度。

4.2 与生理相关的系统综合

根据囊式服与管式服抗荷效果[11]、代偿能力[12-13]对比结果，囊式服在抗荷性能和耐呼吸疲劳能力等性能明显好于管式服，但是囊面积加大带来了热负荷问题；管式服为了满足体表建压效率，服装抗拉伸能力要求高，布面需要完整，其热负荷小的优势并不突出，管式服压力比制度需求对气源压力要求更高，通过权衡论证选取了囊式服体制。

系统论证供氧浓度与座舱对应关系要求时需要考虑因素和环节多。从图6可以看到缺氧对人的影响，根据防止人体高空缺氧[14]、座舱高度超过6 km以上爆发性缺氧[15]需求确定供氧浓度的下包线；而确定供氧浓度的上包线时，主要考虑座舱高度4 km以下减少航空肺不张的需求，这个范围选择时，结合空军航空医学研究所 “PBG对减少肺不张作用” 研究成果[16]：在纯氧和过载条件下，适当的PBG可以减少航空肺不张的发生。系统制定了座舱高度与供氧浓度关系、成品控制需求；为了解决低空低浓度和高空高浓度的需求矛盾，氧气浓缩器采用变频控制方案。

图6 不同高度环境人体吸空气缺氧生理反应[14]

综合考虑人机工效因素和系统架构优化需求，在生理研究部门进行的抗荷加压供氧梯度对比试验[17]、抗荷囊面积对比试验[18]、抗荷囊面积与充压仿真结论[19]基础上，结合过载包线和过载增长率指标，权衡确定了系统的抗荷裤充压制度、抗荷加压供氧制度和安全余压制度，以及新的服装压力比关系。

基于工程实践可行性，在体表压建压顺序论证(图7)中，通过细化到呼吸动作分解，论证面罩压与胸部代偿压力比采用1：1的可行性，使系统架构得到优化。在论证生理建压制度过程中，从保障心脑供血功能到系统功能再到成品功能的逐级分解分析(图8)，包括危害分析，确定影响系统性能的关键要素以及安全防护措施。改变传统生命保障系统依靠成品功能、性能搭建堆成的模式，使系统准确有效地实现需求/功能传递和指标分配。

图7 体表建压的工程实现逻辑决断图

5 大综合的系统架构总体研究

F-22飞机生命保障系统开展的综合研发设计，让人们印象深刻的是供氧、抗荷、飞行员个体防护综合设计。法国AIR LIQUIDE公司安装在座椅上的供氧抗荷调节系统综合技术走在世界前列[20-21]，最新的F-35飞机就采用了法国AIR LIQUIDE公司的电子椅装式供氧抗荷调节系统，和英国马丁公司的MK16系列弹射座椅配套使用。

5.1 系统架构优化

为了解决三代机从飞机到氧气断接器(PEC)再到飞行员装备之间连接复杂、接口多、弹射通道拥挤和人机工效问题，需要简化飞行员装备的接口。

为解决高空加压供氧代偿体表压与抗荷体表压其压力制度不同的矛盾，中国三代机和俄制飞机采用的是双腔式结构，抗荷囊和代偿囊分别建压来解决问题。美国四代机之前的大部分战斗机，放弃了下肢代偿囊，氧气系统的高度包线限制在50 000 ft(1 ft=0.304 8 m)以下，达到简化装备和系统接口的目的。F-22飞机研制时，为了将系统的使用包线提高到60 000 ft，综合研制了BRAGV+独立的应急供氧调节器来解决这个问题。

国内外航空生理研究成果[13]表明高空代偿时面罩压与体表压的关系：胸部代偿1∶1，腹部和下肢代偿1∶3～1∶4时可以满足高空代偿需求。采用电子椅装式供氧抗荷调节器，解决抗荷下肢充压和高度下肢代偿不同体表压需求的矛盾，实现飞行员供氧、代偿管路与氧气调节器接口减少为一个的设计目标。

5.2 系统的快速响应

新型战斗机飞行高度和最大过载值没有显著变化，但过载增长率却翻倍增加。为了提高抗荷效果，抗荷充气囊面积越来越大[18]，系统的快速响应能力成为系统需要重点解决的问题。

F-22飞机LSS系统研发时因为抗荷囊覆盖面积大幅增加影响了充压响应时间，为将抗荷裤充压响应滞后时间提高到2 s，进行了多轮减阻、提高流率的改进迭代设计[1,5]。主要因素是供氧抗荷调节阀BRAGV安装在操作台上且为机械式，低压管路长，过多的沿程阻力损失影响了系统流率。特别是采用机载制氧氧源后，系统低入口压力情况下难以满足供氧能力的要求。

图8 基于心脑供血需求的工程实践逻辑图

采用椅装式设计，可以更加靠近飞行员，低压管路更短，减少沿程阻力损失，利于提高流率、缩短系统充压滞后时间；采用电子调节方式可以进一步提高系统充压响应时间，同时也能进一步降低系统的吸气阻力，满足超长航时需求。

考虑到系统大流量和供气稳定性方面的需求，以及适应更低的入口压力，根据预研成果，选择了三床式氧气浓缩器[22]。

选择囊式服体制，通过标准(Std)囊式抗荷裤、全覆盖(FCC)侧管式抗荷裤以及不同囊面积的抗荷裤提高抗荷效果对比试验(表1[18])，但表2 试验数据显示，随着囊面积加大会带来热负荷问题，特别是采用内穿式抗浸防寒服结构后，热负荷问题更加突出。权衡人机工效因素，考虑到热负荷的影响[23]，放弃了90%全覆盖抗荷囊方式，合理选择抗荷囊和代偿囊的面积，并通过试验验证进行修正，抗荷囊采用不低于60%覆盖面积；通过新型面料、新型热合工艺改善舒适性；代偿背心代偿囊带来的热负荷问题，通过通风背心予以解决。系统增加了通风管路，使之具备独立的温度调节能力和流量设置功能。

与弹射座椅进行综合设计，包括对所有到达飞行员的气路、电路、视频/音频通道以及弹射离机后的供电等方面进行综合设计，获得了更加干净简洁的弹射通道和良好的维护界面。

先进战斗机生命保障系统架构见图9。系统设计中应用三维流体等仿真技术，开展系统流阻分析和提高流率研究。如针对通风服管路流阻大的问题，对通风服气路真实三维数模进行流阻仿真分析，找出问题环节。利用仿真试验手段验证设计性能(图10)，快速迭代改进供氧抗荷调节器、弹射座椅气路和机上气路。

表1 不同抗荷裤提高抗+Gz荷效果[18]

表2 不同服装覆盖面积环境温度的热应激反应[23]

图9 先进战斗机生命保障系统原理框图

图10 通风服管道流阻与流量优化仿真试验曲线

5.3 全电子数字化综合显示与控制

为了适应飞机全座舱玻璃化显示及维修性要求，生命保障系统开展了全电子数字化综合显示与控制研究。

采用基于高压氧气介质的电子器件，系统实现了对氧源压力、容积、氧气示流、系统状态等全电子数字化显示；根据系统需求分析、应用场景分析制定控制逻辑，利用飞管平台特点，解决硬线控制难以实现复杂控制的问题，通过总线数据交互，系统控制首次从单纯的硬件控制升级为韧件(软件和硬件相结合)控制，实现具有自适应能力的复杂控制；实现测试进程和测试状态的综合显示能力；具备指令互动+状态/进程的互动式显示与控制功能；实现维护操作流程电子程序化的操作界面与维护方式。

这种融合型设计既节省重量、通道和体积，还具备控制与反馈的闭环监测能力；通过分布式采集、处理，提高了系统控制余度和安全性。

5.4 基于飞机融合共享平台的六性研究

新型战斗机生命保障系统全面提升能力的一个重点研究方向，就是让系统具备高度综合的自主诊断能力、高状态监测能力、取消或减少飞机维护设备，实现最少的维护时间和人员的自主保障能力。

系统基于故障模式/影响及危害度分析(FMECA)、故障树分析(FTA)结果，与需求/场景分析等方法相结合，更有效地迭代成品底层故障对系统功能、性能影响程度，从系统层面论证隔离监测方案和应对策略；通过串口数据交换让控制器透明化，实现成品状态可监测能力；通过电子椅装式系统综合研究，打通人机数据交换的通道。

通过建立多模态、多点互连的分布式监控框架，针对不同场景的系统性能、特征，开展各种自检测(BIT)逻辑研究，整体提升对系统和成品故障监测能力，实现机上系统实时监测能力，并具备一定故障预测与健康管理能力。系统测试性指标实现质的提升。

通过氧源安全性、余度与备份、系统监控需求安全性等研究提高系统的安全性。

5.5 基于状态监控以提高系统维修性

基于系统测试性设计实现系统、成品状态的实时监控与周期BIT，维修方式从定期维护升级为状态监控。

实现不需要拆卸座舱盖和吊装座椅即可到达系统各个部件成品；通过基于VMC/GMP的综合提高系统维修性，系统将外场维护所需使用设备、给生命保障系统功能测试提供必需的服务和支持的时间最小化，最大维修工时从1天缩短到1 h，取消了除充氧车外的地面保障设备。

5.6 电子椅装式氧气抗荷调节综合

新一代战斗机生命保障系统在国内首次采用电子椅装式氧气抗荷调节子系统，其高度综合了传统飞机氧气系统供氧子系统、抗荷子系统和应急分离子系统的功能，并实现了电动控制。

采用电子椅装式氧气抗荷调节子系统达到了以下目标：

1) 节省座舱操纵台空间，使弹射通道更简洁干净。

2) 简化系统组成，提高维修性，减少维护工作。

3) 具有更好的跟随性，利于缩短响应时间。

4) 改变应急氧源分离方式，降低甩打伤害。

5) 综合设计带来了减重效益，包括成品和机上管路的重量。

电子椅装式氧气抗荷调节综合不仅仅是供氧抗荷调节器和跳伞供氧器自身综合设计，需要技术攻关的方面包括了供氧抗荷调节器主体设计、与弹射座椅的综合、与综合座舱的综合、与飞管系统的综合以及电子调节控制器BIT综合设计，是整个飞机、系统和成品大综合集成的结果。

5.7 一体化模块化飞行员装备综合

世界各国对飞行员个人装备的人机工效非常重视，开展了大量的一体化模块化组合式分析、研究工作[24-25]。中国飞行员装备首次开展了一体化综合化模块化舒适性研究，达到了以下目标：

1) 应用新材料、新工艺，提高飞行员装备透气性，减少热负荷，使着装更加轻便，降低着装负重感。

2) 重视飞行员个人装备与人体尺寸的符合性，开展细化号型研究。

3) 综合设计服装保暖性，减少臃肿感，满足冬季海上和高寒地区任务需求。

4) 兼容通风背心，抗浸防寒服具备排气功能，具有穿出的水密接口。

5) 兼容空中卫生装置排尿管的穿出。

6) 飞行员装备组合式综合，具备防激光、主动降噪、通风、抗浸防寒、防溺水、电磁辐射、长航时等防护功能。

7) 各装备模块化设计，可根据任务剖面适当增加和移除。

6 结 论

新型先进战斗机生命保障系统采用基于系统工程的需求分析方法，开展从总体、生理、六性、人机工效、飞管、任务等人-机-环需求分析到工程实践的研究工作，为生命保障系统设计与研发提供了坚实的基础。通过开展系统架构优化、提高系统快速响应能力研究，建立了大系统综合的生命保障系统架构。基于数据共享、控制融合的飞管平台优势，掌握了数字协同环境下系统综合设计方法。基于高压氧气介质传感器技术，针对六性需求，将FMECA、FTA与需求/场景分析相结合，通过生命保障系统综合研究，使机械式特征显著的传统机电系统在电子信息化方面实现质的突破，系统具备高度综合的全数字显示与控制、自主诊断和状态监测能力，获得了高效的维修保障性能，从而为飞机实现玻璃化座舱、快速出动、快速布防、跨区域作战、自主保障、高生存性提供有力支撑。

系统在如下方面取得关键技术的突破：

1) 基于飞管平台的系统大综合。

2) 氧气介质环境的全数字电子显示与控制。

3) 基于六性分析与数据融合的生命保障系统状态监控与综合管理。

4) 高效的系统维修保障综合。

5) 电子椅装式氧气抗荷调节综合。

6) 一体化模块化飞行员装备综合。