CN1176829C - 舱室压力控制系统、控制舱室内部实际压力的方法及流出阀 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种舱室压力控制系统(10)、一种控制舱室(50)内部的实际压力的方法以及一种特别是用于所述系统(10)或所述方法的流出阀(14；15；16；17)。本发明为将实际舱室压力送往流出阀(14；15；16；17)提供了通讯，并且还提供了连接舱室压力控制系统(10)的各部件的公共数据交换线路(22)。系统(10)具有较高的冗余和可靠性，即使一个或几个部件发生故障也能保证所需的复杂精密的压力控制，并且使得可以完全除去以前所用的完全气动式安全阀。
Description
本发明涉及一种舱室压力控制系统，特别是用于飞行器中的舱室压力控制系统，包括至少一个用于测量舱室内部实际压力的压力传感器、至少一个用于控制所述实际压力与所述舱室周围的大气压力之间的压差的流出阀、至少一个用于根据实际压力和大气压力或者压差来计算将要传送至所述至少一个流出阀的驱动信号的控制器。
另外，本发明涉及一种控制舱室内部，特别是飞行器舱室内部的实际压力的方法，包括以下步骤：测量所述舱室内部的实际压力，测量周围大气的压力，计算所述实际压力与所述大气压力之间的压差，或者作为一种代替方案，也可测量所述实际压力与大气压力之间的压差，以及将实际压力信号和大气压力信号与/或压差信号传送至至少一个控制器以便计算至少一个流出阀的驱动信号，从而控制所述实际压力与所述大气压力之间的压差。
在另一个方面中，本发明的目的在于一种流出阀，它用于控制舱室中的实际压力与周围大气之间的压差，设置有接收来自控制器的驱动信号的输入端和至少一个驱动器，所述流出阀适用于如上文所述的舱室压力控制系统或方法。
实际舱室压力与大气压力之间的压差可以通过测量这两种压力并将它们彼此相减而算出。另外，所述压差也可以利用适当的传感器直接测量。当然，也可以利用来自其它飞行器系统的信息。如果舱室压力高于大气压力，则压差为正值，否则压差为负值。
已知在发到本申请的申请人的EP 0 625 463 B1中提到了一种控制器、一种舱室压力控制系统以及一种用于控制舱室内部实际压力的方法。所述现有技术文件中公开了一种包括一个控制器、一个流出阀和两个安全阀的舱室压力控制系统。控制器根据舱室和大气之间的压差以及其它临界参数如最终航行飞行高度来计算输出信号。流出阀被致动以便将舱室实际压力保持在预定的控制舱室压力附近。已知的系统提供了闭环控制。
这种系统必须满足两个要求。首先，压差一定不能超过一定的阈值，因为否则飞行器机身就会受到损坏或破坏。其次，操作人员通常设定一个必须保持的一定的压力变化率。舱室压力的变化率过大将会有害于机组人员和乘客，因此不能接受。
如果流出阀或控制器发生故障，舱室压力与大气压力之间的压差就可能会超过预定的阈值。如果压差为正值，安全阀就会根据所述压差而机械地打开。所述打开动作能够防止舱室由于压差的作用而发生损坏或破坏。为了补偿负压差，已知的系统还另外提供了一个负泄压阀以使空气进入舱室。
已知的舱室压力控制系统可靠性高。然而，它需要利用一个流出阀和两个安全阀来防止超压，从而导致重量增加，而这点特别不合飞行器中的要求。在现有技术的舱室压力控制系统中，根据航空规章需要两个独立的超压泄压阀。
通常，现有技术的压力控制系统运行着两个控制通道并带有另外一个手动的航线。如果发生故障，系统会逐步地降级至简单方式和手动备用方式。所需的自治式安全功能由安全阀实现。
这种独特系统的对更高安全性的新要求，特别是FAR的修正规则所规定的新要求将不再接受这种现有技术的舱室压力控制系统。冗余水平必须提高。此外，飞行器操纵人员要求控制系统具有更高的可调度性，而由于这可能会需要更换有故障的部件，就影响到系统的体系结构。
因此，本发明的一个目的是提供一种舱室压力控制系统、一种控制舱室压力的方法和一种流出阀，能够有效地进行压力控制从而防止产生过高舱室压力，而重量减轻和冗余提高。本发明的另一个目的是，即使舱室压力控制系统的一个或几个部件发生故障，也能保持高度精密的舱室压力控制。
为了实现以上目的，本发明在第一实施方案中提出了一种上述类型的舱室压力控制系统，其特征在于，所述至少一个流出阀与所述至少一个控制器和所述至少一个压力传感器相连接，以便既能接收来自所述至少一个控制器的驱动信号又能接收来自所述至少一个压力传感器的实际压力信号。为有利起见，所述舱室压力控制系统包括彼此相连的若干控制器、若干舱室压力传感器以及若干流出阀。这样，所有的控制器、传感器和流出阀就可以通过一根公共的数据交换线路来交换信号。
在第二实施方案中，以上目的通过如上所述的舱室压力控制系统来实现，其特征在于，所述至少一个压力传感器、所述至少一个流出阀和所述至少一个控制器通过一根公共数据交换线路彼此相连，以便彼此交换信号。
在一个优选实施方案中，舱室压力控制系统包括至少一个附加的传感器用于测量大气压力。所述传感器可以构成为舱室压力控制系统的一体部分并与公共数据交换线路相连。作为替代方案，用于测量大气压力的传感器可以与至少一个控制器相连。在那种情况下，传感器可为不同航空电子系统，例如用于测定飞行参数的系统的一部分。
数据交换线路可以采用双工总线系统，并且优选地特征在于具有三重冗余。它可以与控制板相连以便由操作人员完成信息输出和指令输入。
这种新型舱室压力控制系统的所有主要功能单元优选地为三重。它们可以通过三重冗余全双工总线系统彼此相连。所述系统优选地具有时间同步性。在与总线相连的各个部件中的每个之间实现数据同步和对称。
与现有技术的系统相反，不再有受到控制的通道来为所有流出阀的所述通道传送相关驱动。相反地，本发明提供的压力控制将由通过仲裁逻辑选择的这些部件来实现。这些起控制作用的部件在实时控制功能单元的每个主时间帧中可能会发生变化。
如果一个功能单元发生故障，将不会发生如同现有技术的系统中失去一个通道那样的系统降级。只有所述功能单元存在故障或者被怀疑会不精确。它可由具有相同功能的另一个部件来代替。如果故障可以修复，有故障的部件将会根据内置测试逻辑的结果而恢复操作。
本发明还提供了一种手动操作方式，它作为运行于已有控制系统资源上的功能单元而实现。不需要为手动方式功能单元分配额外的系统资源。部件和总线也无需改变。
总线的引入使得舱室压力控制系统具有较高的灵活性。有故障的部件可以从总线上断开从而可以方便地替换。可以加入另外的部件而无需对系统体系结构进行复杂的变化。
根据本发明的方法的特征在于以下事实：所述实际压力信号另外还与用于控制所述实际压力和所述大气压力之间的压差的所述至少一个流出阀保持通讯，以便使所述压差保持在一个预定上部水平和一个预定下部水平之间。另外，大气压力信号也可与所述至少一个流出阀保持通讯。为有利起见，也是提供有通过一根公共数据交换线路来交换信息的若干控制器、压力传感器和流出阀。每个控制器可以计算其自身的驱动信号。然后所有控制器的驱动信号相互比较以便判定任何不准确计算。另外，流出阀接收压力信息并且可以检查由控制器所接收的驱动信号的准确性。
在一个优选实施方案中，每个流出阀的驱动单元的位置都受到监控并与其它流出阀和/或控制器保持通讯。一个驱动单元的故障情况可通过流出阀之间的数据交换来确定而不必涉及控制器。任何不准确的位置都很容易确定。驱动单元位置不准确的流出阀的电源可被断开。优选地，各个流出阀通过公共数据交换线路来交换关于其驱动单元的位置方面的信息。作为替代方案，可以提供一个单独的数据交换通道。
全部流出阀的驱动单元的位置通过目前起控制作用的控制器来控制。所述控制器可以与其他控制器、传感器和流出阀保持通讯。系统可以自动改变起控制作用的控制器。
如果起控制作用的控制器发出不正确的驱动信号，所述不准确的情况将会被识别。驱动信号的控制和计算被转移至另一个控制器。将不会发生系统降级现象。
根据本发明的流出阀的特征在于以下事实：它还包括一个用于接收实际压力信号的输入端和至少一个用于致动其驱动单元的逻辑单元。
与现有技术的流出阀相反，本发明提供的流出阀带有其自身的逻辑单元。优选地，所述逻辑单元的复杂程度低于控制器逻辑单元。它在所有的控制器发生故障的情况下提供了一个安全后备装置，并且不断地监控从起控制作用的控制器接收到的驱动信号。为此目的，流出阀带有一个用于接收实际压力信号的输入端。
为了进一步提高冗余度，流出阀优选地包括另外的大气压力信号和/或压差信号的输入端。它还可以带有一个用于与公共数据交换线路连接的输入-输出端，或者作为替代方案带有一个用于与公共数据交换线路连接的输入-输出端。全部相关信息都可以与每个流出阀保持通讯。逻辑单元接收全部所需信息以便致动其相关的驱动单元。所述致动信号和驱动单元的位置受到连续不断的监控并不断与控制器的驱动信号进行比较。
为有利起见，流出阀可以包括两个驱动单元。可以提供有用于致动全部驱动单元的单个逻辑单元。作为替代方案，每个驱动单元可以带有其自身的逻辑单元。在后一种情况中，每个流出阀的逻辑单元彼此保持通讯。可以通过公共数据交换线路或通过位于流出阀内部的逻辑单元之间的直接数据交换通道来实现通讯。
现在通过附图中所示的实例实施方案对本发明进行详细说明，其中：
图1示出了一种现有技术的舱室压力控制系统；
图2概略示出了根据本发明的一种舱室压力控制系统；
图3概略示出了根据本发明的舱室压力控制系统的数据交换方式；
图4示出了流出阀的第一实施方案的概略图示；
图5示出了流出阀的第二实施方案的概略图示；
图6概略示出了根据本发明的第一实施方案的通讯和信号处理方式；以及
图7概略示出了根据本发明的第二实施方案的通讯和信号处理方式。
图1示出了一种现有技术的舱室压力控制系统，包括传感器A、控制器B、流出阀C和显示器D。如果传感器A、控制器B和/或流出阀C发生故障，则压差通过一个完全气动的单独的安全阀E而保持于预定的上部水平和下部水平之间。舱室如F概略所示。
压差通过测量舱室F内部的实际压力和所述舱室F周围的大气压力而得到控制。数值在控制器B中进行处理并送往流出阀C。在传感器A和流出阀C之间不存在直接连接。传感器A的信号和控制器B的计算结果可以显示在显示器D上。另外，显示器D提供了一种可以直接影响流出阀C的手动操作方式。
如果控制器B发生故障，现有技术的系统就不再能保持复杂精密的舱室压力机构并降至简单方式。安全阀E又重又笨，增加了系统重量和成本。尽管在现有技术的系统中可以提供若干个控制器B，信息通常还是沿所确定的通道进行交换。在系统的部件之间不存在自由通讯。
图2和3概略示出了根据本发明的舱室压力控制系统10和各系统部件之间的数据交换方式。所述系统10包括流出阀14、15、16、17所用的三个控制器11、12、13和用于测量实际舱室压力的三个传感器18、19、20。所述各部件通过一根用于进行数据交换的全双工三重冗余总线22相连。总线22与控制装置21相连，以便由操作人员进行信息显示和指令输入。另外，它还带有用于与其它航空电子系统保持通讯的连接器23、24。舱室如50概略示出。
每个流出阀14、15、16、17包括能够通过通道27彼此保持通讯的两个驱动单元25、26。每个驱动单元24、25都与总线22相连。
在图2和3所示的实施方案中，舱室压力控制系统10另外还包括用于测量大气压力的三个传感器28、29、30，它们直接与总线22相连。另外，或者作为替代方案，大气压力可以由传感器28’测量，传感器28’的输出信号通过连接器31送往控制器11、12、13。传感器28’可为用于测定飞行参数如总体压力、大气压力和冲角的系统的一部分。
总线22使得所有所示的各部件彼此完全保持通讯。控制器11、12、13，流出阀14、15、16、17及其驱动单元25、26和传感器18、19、20以及传感器28、29、30能够容易地交换信息。仲裁逻辑决定着哪个控制器11、12、13起控制作用。另外，它还决定着传感器18、19、20和28、29、30中的哪个分别用于计算。每个控制器11、12、13可以与每个驱动单元25、26保持通讯。驱动单元25、26之间的信息交换通过总线22或通道27来实现。另外，流出阀14、15、16、17相互保持通讯并监控着其对应的驱动单元25、26的位置。驱动单元的任何不准确的位置都将关系到所有的流出阀14、15、16、17和控制器11、12、13以及控制装置21。送往位置不准确的驱动单元25、26的电源将会被断开。
新部件可以简便地加入到总线22中。舱室压力控制系统10的有故障的部件可以方便地断开和替换。如果一个控制器11、12、13或一个传感器18、19、20、28、29、30发生故障或者被怀疑会存在故障，为保持预定压差所需的计算就会被转移至剩余的控制器11、12、13中的任何控制器来进行。因此，就具有高水平的冗余。
图4和5示出了流出阀14的两个不同实施方案。其它流出阀15、16、17具有相同的结构。在这两个实施方案中，流出阀14带有用于接收与实际舱室压力相关的实际压力信号32的输入端41。另外，还带有与周围的大气压力相关的大气压力信号的输入端42。指定输入端43接收来自正起控制作用的控制器11、12、13的驱动信号34。作为进一步的安全措施，可以提供另外一个输入端44来接收压差信号40，显示舱室F与周围大气之间的压差。流出阀14还包括一个输入-输出端45，用于与总线22交换信号，如箭头39所示。输入端43、44和输入-输出端45实际上可以设计成单个部件，例如一个连接器。
所有的输入端41、42、43、44和输入-输出端45都布置在逻辑单元35、36、37中或者连接于逻辑单元35、36、37。在根据图4的实施方案中，流出阀14带有用于致动两个驱动单元25、26的单个逻辑单元，如箭头38概略所示。这两个驱动单元25、26适用于驱动图中概略示出的用于调节舱室F内部或舱室F外部的气流的致动器46。
根据图5的实施方案示出了带有两个逻辑单元36、37的流出阀14。每个逻辑单元36、37与用于致动致动器46的一个驱动单元25、26相关联。为了提供全部的冗余，每个逻辑单元36、37带有输入端41、42、43和输入-输出端45。作为进一步的安全措施，可以提供另外一个输入端44来接收压差信号40。
图6和7概略示出了通讯和信号处理方式的不同实施方案。在图5的实施方案中，来自传感器18的实际压力信号32和来自传感器28的大气压力信号33与总线22保持通讯并通过总线22与控制器11保持通讯。控制器11根据实际压力信号32、大气信号33和其他参数如距地面高度、估计飞行时间等等来计算驱动信号34。所述驱动信号34也与总线22保持通讯。
所有的信号32、33、34都被传送至流出阀14、15、16、17的逻辑单元35。所述逻辑单元将驱动信号34与实际压力信号32和大气压力信号33进行比较。如果比较结果表明驱动信号34没有错误，逻辑单元35就会致动相关的驱动单元25、26。然而，如果所述比较结果表明驱动信号34可能不准确，所述信息就会被重新送回至总线22，如47处概略示出，并送往其它控制器12、13。这样，来自控制器11的信号34就被忽略掉，而由剩余的控制器12、13中的一个进行控制。
另外，或者作为替代方案，其它控制器12、13可以永久性地接收实际压力信号32和大气压力信号33或者压差信号40。这样，全部三个控制器11、12、13并行工作。仲裁逻辑(图中未示出)决定哪个控制器11、12、13起控制作用。只有所述控制器的驱动信号34得到逻辑单元35的评估。当然，来自剩余的传感器19、20、29、30的信号32、33也被送往总线22和控制器11、12、13以便进行评估。如果一个传感器有故障，则认为其输出信号32、33错误而不再考虑。
图7示出包括两个逻辑单元36、37的流出阀的通讯和信号处理方式。信号32、33、34通过总线22与两个逻辑单元36、37保持通讯。所述两个逻辑单元36、37或者通过总线22通讯，如箭头39概略所示，或者作为替代方案，通过通道27通讯。每个逻辑单元36、37监控着其相关驱动单元25、26的位置。所述位置被送回至总线22和其他逻辑单元35、36、37以及控制器11、12、13，如39处所示。如果发现一个驱动单元位置不准确，则送往所述驱动单元24的电源被断开。驱动单元25、26可以设计成这样，即只要它们不再接收到输入信号就会停止作用。利用所述设计方案，断开相关逻辑单元36、37的电源就已足够。剩余驱动单元25、26的位置得到调整以便对所述错误位置进行补偿。
根据另一个实施方案，流出阀14、15、16、17相互通讯并判定错误的驱动单元位置，而无需用到控制器11、12、13。通讯通过总线22进行。通过比较所有驱动单元25、26的实际位置，可以容易地确定错误的位置。
本发明提供了一种利用舱室压力控制系统10的所有各部件相互之间的通讯而有效进行压力控制的舱室压力控制系统10。以前所需的安全阀E可以完全除去，因而可以减轻重量。利用各部件间的信息交换和通讯，根据本发明的舱室压力控制系统的冗余可以显著提高。即使一个或几个部件发生故障，它仍然可以保持高度精密复杂的舱室压力控制。如果所有的控制器11、12、13发生故障，则提供了一种基于流出阀14、15、16、17的逻辑单元35、36、37的安全功能。类似地，一个传感器18、19、20、28、29、30的故障也便于得到补偿。实际舱室压力与周围大气压力之间的压差可以可靠地保持于预定的上部水平和下部水平之间。
Claims (14)
1.一种用于特别是飞行器的舱室(50)的舱室压力控制系统，其包括：
a)至少一个用于测量舱室(50)内部实际压力并且产生实际压力信号(32)的第一压力传感器(18；19；20)；
b)至少一个用于测量舱室(50)周围大气的大气压力并且产生大气压力信号(33)的第二压力传感器(28；29；30)；
c)连接到第一压力传感器(18；19；20)和第二压力传感器(28；29；30)上的至少一个控制器(11；12；13)，该控制器(11；12；13)根据实际压力和大气压力或者实际压力和大气压力之间的压差来计算驱动信号(34)；以及
d)至少一个流出阀(14；15；16；17)；
其特征在于，所述至少一个流出阀(14；15；16；17)与第一压力传感器(18；19；20)和控制器(11；12；13)相连接，流出阀(14；15；16；17)接收驱动信号(34)和实际压力信号(32)并且控制实际压力和大气压力之间的压差。
2.根据权利要求1所述的舱室压力控制系统，其特征在于，连接到第一压力传感器(18；19；20)、第二压力传感器(28；29；30)、控制器(11；12；13)和流出阀(14；15；16；17)上的数据交换线路(22)，该数据交换线路(22)至少交换实际压力信号(32)、大气压力信号(33)和驱动信号(34)。
3.根据权利要求2所述的舱室压力控制系统，其特征在于，数据交换线路(22)包括双工总线或者三重冗余总线。
4.根据权利要求2或3所述的舱室压力控制系统，其特征在于，连接到数据交换线路(22)上的控制板(21)，用于接收来自操作人员的指令输入和向操作人员提供信息输出。
5.一种控制特别是飞行器的舱室(50)内部的实际压力的方法，其包括：
a)测量舱室(50)内部的实际压力并且产生实际压力信号(32)；
b)测量舱室(50)周围大气的大气压力并且产生大气压力信号(33)；
c)计算或测量实际压力与大气压力之间的压差并且产生压差信号(40)；以及
d)使实际压力信号(32)、大气压力信号(33)和/或压差信号(40)与控制器(11；12；13)通讯，该控制器计算用于控制实际压力与大气压力之间的压差的流出阀(14；15；16；17)的驱动信号(34)；
其特征在于，所述实际压力信号(32)另外还与流出阀(14；15；16；17)通讯，以便将压差保持于预定上部水平和预定下部水平之间。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，大气压力信号(33)另外还与流出阀(14；15；16；17)通讯。
7.根据权利要求5或6所述的方法，其特征在于，实际压力信号(32)、大气压力信号(33)、压差信号(40)和驱动信号(34)通过数据交换线路(22)来交换。
8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，多次测量大气压力和实际压力，并且多次计算或测量压差，其中驱动信号(34)由每一个压差产生，并且比较各驱动信号(34)以便确定任何不准确的计算。
9.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，测量与多个流出阀(14；15；16；17)相关联的多个驱动单元(25；26)的位置，并且比较各测量值以便确定任何不准确的位置。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，随着确定与所述流出阀(14；15；16；17)相关联的驱动单元(25；26)的位置不准确，将流出阀(14；15；16；17)停用。
11.一种用于控制舱室(50)中的实际压力与舱室(50)周围大气的大气压力之间的压差的流出阀，其包括：
a)至少一个驱动单元(25；26)；
b)用于接收来自控制器(11；12；13)的驱动信号(34)的第一输入端(43)；
其特征在于，
c)用于接收实际压力信号(32)的第二输入端(41)；以及
d)至少一个响应于驱动信号(34)和实际压力信号(32)以便致动驱动单元(25；26)的逻辑单元(35；36；37)。
12.根据权利要求11所述的流出阀，其特征在于，用于接收大气压力信号(33)的第三输入端(42)。
13.根据权利要求11或12所述的流出阀，其特征在于，用于接收压差信号(40)的第四输入端(43)。
14.根据权利要求11所述的流出阀，其特征在于，可与数据交换线路(22)相连接的输入-输出端(45)。
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