专利名称：控制舱压的控制装置、舱压控制系统以及方法
技术领域：
本发明涉及一种用于舱压控制系统的控制装置，舱压控制系统用于控制舱内实际压力，特别是用于控制飞机机舱内实际压力，舱压控制系统包括与用于检测实际舱压的第一传感器相连的所述控制装置、用于接收关于大气压力的信息或者用于接收关于实际舱压和大气压力之间压力差的信息和关于其它重要参数的信息的输入单元、具有能够根据所测定的实际舱压和由输入单元所接收的信息计算输出信号的控制器的信道。
另外，本发明涉及一种舱压控制系统，特别是用于飞机中的舱压控制系统，所述舱压控制系统包括用于检测舱内实际压力的第一传感器、具有用于接收关于大气压力的信息或者用于接收关于实际舱压和大气压力之间压力差的信息和关于其它重要参数的信息的输入单元的控制装置，所述控制装置包括能够根据实际舱压和大气压力之间压力差以及其它重要参数计算控制舱压并且产生相关的信道输出信号以便以一种闭环控制方式控制实际舱压并使之接近控制舱压的信道、至少一个带有可由来自于所述控制装置的输出信号操控的相关致动器的排出阀。
另一方面，本发明还涉及一种用于控制舱内实际压力的方法，特别是控制飞机机舱内实际压力的方法，所述方法包括下列步骤检测所述舱内的实际压力、检测周围大气的实际压力、计算所述实际压力和所述大气压力之间压力差或者以另一种方式检测所述实际压力和所述大气压力之间压力差、根据舱压和所述大气压力之间压力差和其它重要参数计算控制舱压、以及根据所计算的控制压力产生第一输出信号以便以一种闭环控制方式控制实际舱压并使之接近控制舱压。
可通过检测实际压力和所述大气压力并将它们相减来计算所述实际压力和所述大气压力之间压力差。或者，可利用一种适合的传感器直接检测所述压力差。当然也可使用来自于其它飞机系统的信息。如果舱压高于大气压力，压力差可被认为是正的，如果相反则认为是负的。
从授权给本申请的申请人的EP 0 625 463 B1中可以得知一种用于控制舱内实际压力的控制装置、舱压控制系统和方法。这篇现有技术文献披露了一种舱压控制系统，该舱压控制系统包括一个控制装置、一个排出阀和两个安全阀。该控制装置根据舱内和大气之间压力差以及其它重要参数(诸如最终巡航飞行高度)计算输出信号。对排出阀进行操控以使实际舱压接近预定的控制舱压。已知的系统提供一种闭环控制。
该系统必须满足两个要求。首先，压力差必须不能超过一定的阈值，否则飞机机身可能受损或者被毁。其次，操作者通常设定应该必须保持的一定压力变化率。很大的舱压变化率对机组人员和乘客是有害的，因此是不能接受的。
在操控排出阀或控制装置的情况下，舱压和大气压力之间压力差可能会超过预定的阈值。在压力差为负的情况下，根据所述压力差以机械的方式打开安全阀，这样能够防止由于压力差而使舱受损或者被毁。为了补偿负的压力差，已知系统还提供能够使空气进入到舱中的负减压阀。
已知舱压控制系统是可靠的。但是，它需要使用一个排出阀和两个安全阀来防止压力过大，从而导致重量增大，这对于飞机是最不希望见到的。航空规章要求有两个独立的过压减压阀。
因此，本发明的一个目的在于，提供一种能够在减轻重量的情况下有效地控制压力并可防止舱压过高的控制装置以及舱压控制系统。本发明的另一个目的在于提供一种有效的且可靠的控制舱内实际压力的方法，特别是控制飞机机舱内的实际压力的方法。
为了达到所述目的，本发明提供一种上述类型的控制装置，所述控制装置的特征在于，所述控制装置包括压力差安全功能器件，所述压力差安全功能器件仅根据实际舱压和大气压力之间的压力差计算输出信号，所述压力差安全功能器件与用于检测实际舱压的第二传感器相连，所述压力差安全功能器件包括用于将两个输出信号进行对比并且如果发现来自于信道控制器的输出信号不准确则选择由安全功能器件所产生的输出信号的控制器。
所述舱压控制系统的特征在于，所述舱压控制系统包括用于检测实际舱压的第二传感器，所述控制装置包括压力差安全功能器件，所述压力差安全功能器件仅根据实际舱压和大气压力之间的压力差计算输出信号，所述压力差安全功能器件与所述第二传感器相连，所述压力差安全功能器件包括用于对两个输出信号进行对比并且如果发现来自于信道控制器的输出信号不准确则选择由安全功能器件所产生的输出信号的控制器。
本发明所涉及的方法还包括下列步骤仅根据实际舱压和大气压力之间的压力差产生第二输出信号，所获得的压力差与用于产生所述第一输出信号的压力差无关，以及将所述两个输出信号进行对比并且如果发现所述第一输出信号不准确则选择所述第二输出信号。
本发明提供一种能够控制信道的输出信号的压力差安全功能器件。如果发现信道输出信号不准确，那么使用安全功能器件的输出信号。如果信道输出信号使压力差在某一预定阈值之上或者舱压变化率太大，那么则认为信道输出信号是不准确的。利用不同的传感器以与信道所用的输入信息无关的方式重新获取用于安全功能器件的输入信息。在信道传感器中出现的误差不会影响到安全功能器件输出信号。
信道需要比较复杂的部件和软件，而在没有软件的情况下利用简单的部件即可使安全功能器件执行其功能。因此，安全功能器件比信道更加可靠和安全并且能够为排出阀提供必需操作。
本发明能够取消以前所用的其中一个安全阀。目前能够利用一个安全阀控制实际舱压，所用的安全阀的数量少于已知系统中所用的数量。通过在用于控制排出阀的信道上增加安全功能器件能够满足航空规章中关于具有两个独立的过压减压阀的要求。因此，能够大大地减轻本发明所涉及的系统的重量。本发明所涉及的方法能够对实际舱压进行有效且可靠的控制。
从从属权利要求中可以看出本发明的其它具有优势的特征和实施例。
最好，所述控制装置包括两个以相互独立的方式操作的信道，每一个信道都设有一个压力差安全功能器件。在操控第一信道的情况下，其安全功能器件和第二信道可用作备用设备。
最好，所述致动器包括两个以相互独立的方式操作的马达，可利用所述第一信道驱动第一马达，可利用所述第二信道驱动第二马达。另外，两个信道最好与不同的传感器相连。所述实施例为两个信道提供了相互之间完全独立的功能。对于两个信道来说，仅用于排出阀的传动装置和轴是共用的。但是，利用适当的测试和样机研究几乎可消除机械故障。因此，本发明所涉及的系统和方法是非常可靠的。
根据本发明的一个优选实施例，舱压控制系统还包括至少一个能够根据所述舱内和周围大气环境之间的压力差以气动的方式操作的安全阀。所述安全阀的操作与控制装置和排出阀是完全独立的。它不需要外部能量并且仅根据压力差即可启动。所述安全阀能够确保压力差不超过预定的阈值并且能够避免所述舱由于实际舱压过大而受损或被毁。
但是，所述致动器的马达最好是电操作的。因此，能够以高精度控制排出阀的位置并且可使实际舱压保持接近计算的控制舱压。
最好，舱压控制系统还设有能够控制所述排出阀位置的手动控制器。操作者利用所述手动控制器能够使控制装置的自动功能器件超控，以校正可能出现的任何故障。
最好，所述系统包括至少一个能够根据所述舱内和周围大气环境之间的压力差以机械的方式操作的安全阀。即使控制装置完全失灵所述安全阀也能保证适合的压力差。
根据另一个优选实施例，舱压控制系统还包括至少一个负压减压阀。当实际舱压降至大气压力以下所述负减压阀立刻打开。这样可以避免舱压在大气压力以下，舱压在大气压力以下对于机舱的结构整体性是没有好处的并且可能致使舱内的人或动物受伤。
最好，以与所述排出阀分离的方式设置控制装置。这种设置方式能够简化结构和便于排出阀的组装。另外，不同的排出阀和控制装置可被结合在一起，从而可提高灵活性并且有助于模块化设计。
对于本发明所涉及的方法，其它重要参数最好是关于最终巡航飞行高度、飞机场高度、引擎动力信号和/或关于着陆装置的信息。因此，可在考虑所有可能的相关信息的情况下选择排出阀的位置。
最好，所述信道输出信号的计算误差被存储在非易失性存储器中。这样的存储能够在迟些时候检索所有的计算误差以进行正确的评估。
现将参照附图中所示的实施例对本发明进行详细地描述，其中
图1是表示本发明所涉及的舱压控制系统的第一实施例的一个示意图；图2是表示本发明第二实施例中所涉及的控制装置的一个更详细的示意图。
图1示出了舱压控制系统10，舱压控制系统10包括具有两个信道15、16的控制器11。每一个信道15、16都设有一个压力差功能器件22。利用传感器12、13检测舱压，传感器12提供关于信道15、16的信息，而传感器13提供关于压力差功能器件22的信息。一个传感器12出现故障将会留下其它未受损的传感器以使系统10为冗余的。如箭头14所示，其它信息，诸如关于大气压力、压力差、最终巡航飞行高度、飞机场高度、引擎动力装置和/或关于着陆装置的信息被传输到控制装置11。系统10还包括一个排出阀17、一个安全阀18和一个负减压阀19。舱30自身用虚线表示。控制装置11位于排出阀17的附近但与之是分离的。
如果舱压超过大气压力一定量，为了保证舱30的整体性，打开安全阀18。一个可能采用的阈值约为500至600mbar。另外，如果实际压力差超过控制压力差4mbar，则打开安全阀18。相反，如果舱压低于大气压力，例如大于15mbar，那么仅打开负减压阀19。两个阀18、19是以相互独立的方式并且与控制装置11和排出阀17无关的方式操作的。它们不需要外部动力源并且仅利用舱30和大气之间的压力差即可工作。
系统10还包括一个手动控制面板23。控制器24允许以手动的方式在信道15(AUTO)、信道16(ALT)和手动操作模式(MAN)之间切换系统10。在手动操作模式中，开关25允许以手动的方式改变排出阀17的位置，即，用“1”表示的打开位置和用“0”表示的闭合位置。所述面板23还包括用于使舱30快速减压的DUMP按钮28。指示器29能够在紧急情况下或在出现故障的情况下为操作者示警。
图2详细地示出了具有信道15、16的控制装置11。由于两个信道15、16是相同的，因此仅对信道15进行详细描述，所作的描述也适用于信道16。
信道15包括控制器31、输入/输出装置33和马达驱动装置34。信息被提供给装置33并且从装置33返回到其它飞机系统。信道15还与用于检测舱压的传感器12相连。如图中所示，紧挨着信道15的是压力差安全功能器件22，压力差安全功能器件22包括与压力传感器13相连的控制器32。应该注意的是，提供了不同的传感器12、13。
信道15根据由控制器31所接收到的信息计算第一输出信号40。所述输出信号40被传输给马达驱动装置34。同时，安全功能器件22仅根据压力差计算第二输出信号。将两个输出信号40、41进行对比。如果输出信号40是准确的，那么将其传送到致动器35。如果输出信号40是不准确的，那么将来自于安全功能器件22的输出信号41传送到致动器35并且修改信道输出信号40。接着，马达驱动装置34将被选择的信号20传送到致动器35的相关马达36上。
如果输出信号40使压力差变化过大或者使压力差在某一预定阈值之上，那么则认为输出信号40是不准确的。换言之，在说明书的开始部分中所涉及的关于压力差的两个标准必须得到满足。如果输出信号40与安全功能器件输出信号之间出现较大的偏差，也可认为输出信号40是不准确的。
可利用比较简单的部件实现安全功能器件22的功能并且需要少量的软件或不需要软件，因此是非常可靠的。相反，信道15、16需要比较复杂的部件和软件，因此可能容易出现故障。在信道15、16出现故障的情况下，安全功能器件22仍然是可操作的并且能够驱动排出阀17。
来自于马达驱动装置34的信号被传输给致动器35中用于排出阀17的相关马达36、37。可利用第一信道15驱动马达36，可利用第二信道16驱动马达37。马达36、37是以相互独立的方式操作的并且如图中示意性所示需要电能。两个马达36、37与共用的传动装置接合并使共用轴39转动以控制排出阀17的位置。利用电位计38检测马达36、37的速度和/或位置并且传回控制器32、输入/输出装置33，并且接着回到一个数据总线(未示出)。根据实际情况，手动控制面板23上的指示器29可闪烁为控制装置11的当前情况提供另一种指示。
本发明所涉及的系统10包括多个安全防护装置。首先，如果选择手动控制，那么两个信道15、16可处于备用状态。在手动操作过程中，为了避免舱受损，可对压力差进行限制。
可提供下列附加的安全特性和警告
(a)舱高度限制范围两个压力传感器12检测在每一个信道15、16中的舱压。如果舱高度超过为4,419.6±15.24米(14,500±50英尺)的限制范围，第一逻辑电路自动关闭排出阀17。该操作与控制装置11的压力控制逻辑电路是无关的。另外，根据飞机操作情况，第二逻辑电路将舱高度限制在3,779.72±15.24米(12,400±50英尺)。两个逻辑电路在手动操作模式下是不可操作的。
(b)负减压当大气压力高于舱压时，例如在飞机快速下降后，控制装置11将立即打开排出阀17，从而使外界空气进入到舱11中以保持低压力差。另外，在排出阀17没有工作的情况下，负减压阀19能够限制负压力差。
(c)正减压当压力差超过标称压力差4mbar时，控制装置11打开排出阀17以限制压力差。所述功能可用于自动和备用模式以及手动模式中。另外，在排出阀17没有工作的情况下，独立的安全阀18能够限制正压力差。
为了指示控制装置11失灵或者飞机危险情况，本发明所涉及的系统10还提供下列警告(a)自动故障指示如果控制装置11的控制器32检测到第一信道15大部分失灵，那么在手动控制面板23上的适合的指示器将发光以使操作者切换到备用或手动模式。如果经过一段时间后没有接收到操作者输入指令，那么可自动地切换到备用模式。
(b)备用故障指示如果控制装置11的控制器32检测到第二信道16大部分失灵，那么在手动控制面板23上的适合的指示器将发光以使操作者切换到自动或手动模式。如果经过一段时间后没有接收到操作者输入指令，那么可自动地切换到自动模式。如果在出现自动故障后出现另一种故障，那么不同的指示器可发光。
c)舱高度过大警告如每一个FAR 25.841所要求的，两个信道15、16将在舱高度达到3,048米(10,000英尺)时提供一个舱高度过高的警告，这与所选择的模式无关。在选择自动模式的情况下，如果飞机操作需要机舱高度超过3,048米(10,000英尺)，那么控制装置11将提供附加的信息。系统10将警告高度修改到由控制器11指定的高度。但是，当机舱高度达到4,267.2米(14,000英尺)或更高时，3,048米(10,000英尺)的高度警告总是被显示。
在控制装置11的信道15、16中的一个受损或出现故障的情况下，控制装置11、系统10和本发明所涉及的方法能够将排出阀17转换到安全阀18。因此，对于根据本发明所用的和受控的每一个排出阀17，可以取消一个安全阀18。因此，本发明所涉及的系统10能够大大地减轻重量并且提供高的冗余和可靠性。
权利要求
1.一种用于舱压控制系统的控制装置，舱压控制系统用于控制舱(30)内实际压力，特别是用于控制飞机机舱内实际压力，舱压控制系统包括与用于检测实际舱压的第一传感器(12)相连的所述控制装置(11)，用于接收关于大气压力的信息或者用于接收关于实际舱压和大气压力之间压力差的信息和关于其它重要参数的信息的输入单元(33)，具有能够根据所测定的实际舱压和由输入单元(33)所接收的信息计算输出信号(40)的控制器(31)的信道(15；16)，其特征在于，所述控制装置(11)包括压力差安全功能器件(22)，所述压力差安全功能器件仅根据实际舱压和大气压力之间的压力差计算输出信号(41)，所述压力差安全功能器件(22)与用于检测实际舱压的第二传感器(13)相连，以及所述压力差安全功能器件(22)包括控制器(32)，用于对两个输出信号(40；41)进行对比，并且如果发现来自于信道控制器(31)的输出信号(40)不准确则选择由安全功能器件(22)所产生的输出信号(41)。
2.如权利要求1所述的控制装置，其特征在于，所述控制装置(11)包括两个以相互独立的方式操作的信道(15，16)，每一个信道(15；16)都设有一个压力差安全功能器件(22)。
3.一种舱压控制系统，特别是用于飞机中的舱压控制系统，所述舱压控制系统包括用于检测舱(30)内实际压力的第一传感器(12)，具有用于接收关于大气压力的信息或者用于接收关于实际舱压和大气压力之间压力差的信息和关于其它重要参数的信息的输入单元(33)的控制装置(11)，所述控制装置(11)包括能够根据舱压和大气压力之间压力差以及其它重要参数计算控制舱压并且产生相关的信道输出信号(40)以便以一种闭环控制方式控制实际舱压并使之保持接近控制舱压的信道(15)，至少一个带有可由来自于所述控制装置(11)的输出信号(20；21)操控的相关致动器(35)的排出阀(17)，其特征在于，所述舱压控制系统(10)包括用于检测实际舱压的第二传感器(13)，所述控制装置(11)包括压力差安全功能器件(22)，所述压力差安全功能器件仅根据实际舱压和大气压力之间的压力差计算输出信号(41)，所述压力差安全功能器件与用于检测实际舱压的第二传感器(13)相连，以及所述压力差安全功能器件(22)包括控制器(32)，用于对两个输出信号(40，41)进行对比，并且如果发现来自于信道控制器(31)的输出信号(40)不准确则选择由安全功能器件(22)所产生的输出信号(41)。
4.如权利要求3所述的舱压控制系统，其特征在于，所述控制装置(11)包括两个以相互独立的方式操作的信道(15；16)，其中每一个信道(15；16)都设有一个压力差安全功能器件(22)和一个用于检测实际舱压的传感器(13)。
5.如权利要求4所述的舱压控制系统，其特征在于，所述致动器(35)包括两个以相互独立的方式操作的马达(36，37)，可利用所述第一信道(15)驱动第一马达(36)，可利用所述第二信道(16)驱动第二马达(37)。
6.如权利要求5所述的舱压控制系统，其特征在于，所述致动器(35)的马达(36，37)是电操作的。
7.如权利要求3至6中任何一项所述的舱压控制系统，其特征在于，所述舱压控制系统还包含能够控制所述排出阀(17)的位置的手动控制面板(23)。
8.如权利要求3至7中任何一项所述的舱压控制系统，其特征在于，所述舱压控制系统还包括至少一个能够根据所述舱(30)内和周围大气之间的压力差以气动的方式操作的安全阀(18)。
9.如权利要求3至8中任何一项所述的舱压控制系统，其特征在于，所述舱压控制系统还包括至少一个负减压阀(19)。
10.如权利要求3至9中任何一项所述的舱压控制系统，其特征在于，所述控制装置(11)设置成与所述排出阀(17)分离。
11.一种用于控制舱(30)内实际压力的方法，特别是控制飞机机舱内实际压力的方法，所述方法包括下列步骤检测所述舱(30)内的实际压力，检测周围大气的实际压力，计算所述实际压力和所述大气压力之间压力差，或者作为选择，检测所述实际压力和所述大气压力之间压力差，根据所述舱压和所述大气压力之间压力差和其它重要参数计算控制舱压，以及根据所计算的控制压力产生第一输出信号(40)以便以一种闭环控制方式控制实际舱压并使之保持接近控制舱压，其特征在于，所述方法还包括下列步骤仅根据实际舱压和大气压力之间的压力差产生第二输出信号(41)，以与产生所述第一输出信号(40)无关的方式获得所述压力差，以及将所述两个输出信号(40，41)进行对比并且如果发现所述第一输出信号(40)不准确则选择所述第二输出信号(41)。
12.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述其它重要参数是关于最终巡航飞行高度、飞机场高度、引擎动力信号和/或关于着陆装置的信息。
13.如权利要求11或12所述的方法，其特征在于，所述第一输出信号(40)的计算误差被存储在非易失性存储器中。
全文摘要
本发明涉及一种控制装置(11)、一种舱压控制系统(10)和一种用于控制舱(30)内,特别是飞机机舱内压力的方法。根据本发明,控制装置(11)包括信道(15;16)和压力差安全功能器件(22)。信道(15;16)能够根据舱(30)内和大气压力之间压力差以及其它重要参数计算第一输出信号(40),以便能够以一种闭环控制方式驱动排出阀(17)。压力差安全功能器件(22)仅根据压力差计算第二输出信号(41)。将所述两个输出信号(40,41)进行对比,并且如果发现所述第一输出信号(40)不准确则选择所述第二输出信号(41)。即使在信道(15;16)失灵的情况下,压力差安全功能器件(22)也能确保排出阀(17)的操作。因此,可减少附加的安全阀(18)的数量以使系统(10)的重量达到最小。提供一个手动控制面板(26)以备用。
文档编号B64D13/04GK1386103SQ01802106
公开日2002年12月18日 申请日期2001年7月18日 优先权日2000年7月20日
发明者B·佩特里, C·菲尔施, A·维特, L·伦克尔 申请人:北方微机股份公司