CZ2004954A3 - Regulační ventil tlaku v kabině letadla - Google Patents
Regulační ventil tlaku v kabině letadla Download PDFInfo
- Publication number
- CZ2004954A3 CZ2004954A3 CZ2004954A CZ2004954A CZ2004954A3 CZ 2004954 A3 CZ2004954 A3 CZ 2004954A3 CZ 2004954 A CZ2004954 A CZ 2004954A CZ 2004954 A CZ2004954 A CZ 2004954A CZ 2004954 A3 CZ2004954 A3 CZ 2004954A3
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- signal
- pressure
- valve
- operable
- control
- Prior art date
Links
- 230000003750 conditioning effect Effects 0.000 claims description 35
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 18
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 claims description 18
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 claims description 18
- 230000004913 activation Effects 0.000 claims description 14
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 14
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 10
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 10
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims description 7
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 4
- 230000006837 decompression Effects 0.000 abstract description 10
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 abstract description 2
- 108091006146 Channels Proteins 0.000 description 25
- 238000000034 method Methods 0.000 description 15
- 230000006870 function Effects 0.000 description 8
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 7
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 6
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 4
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 206010021143 Hypoxia Diseases 0.000 description 2
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 description 2
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- 230000007954 hypoxia Effects 0.000 description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 2
- 241001539473 Euphoria Species 0.000 description 1
- 206010015535 Euphoric mood Diseases 0.000 description 1
- 206010019233 Headaches Diseases 0.000 description 1
- 208000019914 Mental Fatigue Diseases 0.000 description 1
- 206010028813 Nausea Diseases 0.000 description 1
- 206010041349 Somnolence Diseases 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 231100000869 headache Toxicity 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000003923 mental ability Effects 0.000 description 1
- 230000008693 nausea Effects 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 230000020874 response to hypoxia Effects 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
- 208000024891 symptom Diseases 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency
Landscapes
- Health & Medical Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Pulmonology (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
- Safety Devices In Control Systems (AREA)
- Vehicle Body Suspensions (AREA)
- Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
- Respiratory Apparatuses And Protective Means (AREA)
- Non-Deflectable Wheels, Steering Of Trailers, Or Other Steering (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
- Servomotors (AREA)
- Control Of Fluid Pressure (AREA)
- Test And Diagnosis Of Digital Computers (AREA)
Description
Regulační ventil tlaku v kabině letadla
Oblast techniky
Předkládaný vynález se týká ventilů, přístrojového vybavení a řídících prostředků v letadle a zejména zlepšeného, integrovaného systému ventilu pro řízení tlaku v kabině letadla, který obsahuje zlepšený obvod přístrojového vybavení a řízení.
Dosavadní stav techniky
Při dané letové rychlosti může letadlo spotřebovat méně paliva ve vyšší nadmořské výšce, než spotřebovává v nižší nadmořské výšce. Jinými slovy letadlo může být účinnější při letu ve vyšších výškách v porovnání s letem v nižších výškách. Navíc je často možné vyhnout se špatnému počasí a turbulencím letem nad takovým počasím nebo turbulencemi. Vzhledem k těmto a dalším potenciálním výhodám je tedy mnoho letadel konstruováno pro lety v relativně velkých nadmořských výškách.
Jak se nadmořská výška letadla zvyšuje, okolní tlak vně letadla se snižuje a bez jiné regulace by nadměrná množství vzduchu mohla unikat z kabiny letadla, což by způsobilo její dekompresi na nežádoucně nízký tlak. Pokud je tlak v kabině letadla příliš nízký, mohou cestující v letadle trpět hypoxií, což je nedostatečná koncentrace kyslíku v lidských tkáních. Reakce na hypoxií se může měnit od člověka k člověku, ale její účinky obecně zahrnují ospalost, mentální únavu, bolest hlavy, nevolnost, euforii a sníženou mentální schopnost.
• · · · · · • · · · · • · · · · • · · · 9 · · • · · · ·· ·· ··
Studie prokázaly, že příznaky hypoxie se mohou stát významnými, když je barometrická výška kabiny nad ekvivalentem 8000 stop (cca 2440 m) . Mnoho letadle je tedy vybaveno systémem pro regulaci tlaku v kabině, který kromě jiného udržuje barometrickou výšku kabiny v relativně příjemném rozsahu (například na nebo pod přibližně 8000 stopami) a umožňuje postupné změny barometrické výšky kabiny, aby se minimalizovalo nepohodlí cestujících.
Vedle regulačního systému pro udržování barometrické výšky nařízení, vyhlášená nej různějšími vládními certifikačními orgány, vyžadují, aby letadla byla vybavena specifikovanými indikačními a/nebo výstražnými prostředky pro upozornění pilotů na stav dekomprese. Zejména tato nařízení vyžadují, aby piloti byli vybaveni indikačním prostředkem aktuální barometrické výšky kabiny a rozdílového tlaku mezi barometrickou výškou kabiny a skutečnou barometrickou výškou vně letadla. Tato nařízení rovněž vyžadují, aby piloti byli vybaveni vizuální nebo zvukovou výstrahou, navíc k uvedeným indikacím, když rozdílový tlak a barometrická výška kabiny dosahují předem stanovených limitů. Navíc, aby letadlo bylo certifikováno pro lety nad 30 000 stop (cca 9150 m) , musí obsahovat jednotky pro vydávání kyslíku, které se automaticky aktivují předtím, než barometrický tlak kabiny překročí 15000 stop (cca 4575 m).
Aby byly splněny výše zmiňované požadavky na výstrahu, indikaci a aktivaci kyslíku, byly již vyvinuty různé typy systémů a vybavení. Například tak některé systémy začlenily analogová-pneumatická měřidla a tlakoměrné (aneroidní) spínače, zvukové výstrahy, výstražná světla a/nebo barevně kódované zprávy. Jeden speciální systém, známý • · · jako akviziční modul tlaku v kabině (CPAM), je samostatným komponentem, který využívá jeden tlakový snímač pro zajištění funkcí výstrahy, indikace a aktivace kyslíku. Navíc některé systémy pro regulaci tlaku v kabině jsou zkonstruovány nejen pro provádění regulačních operací tlaku v kabině, ale pro použití tlakového snímače uvnitř regulačního systému tlaku v kabině pro zajištění stejných funkcí výstrahy, indikace a aktivace kyslíku, jako modul CPAM.
Letadla a regulační systémy tlaku v kabině, 0 instalované na letadlech, jsou konstruovány a vyráběny robustně a jsou provozně bezpečné. Nicméně vedle zajištění výše zmiňovaných funkcí výstrahy, indikace a aktivace kyslíku certifikační orgány rovněž vyžadují, aby letadlo bylo analyzováno na určité události, které mohou nastat za jistých, velice nepravděpodobných podmínek. Například, jeden určitý typ hypotetické události, na kterou může být letadlo analyzováno, je známý jako postupná dekomprese bez indikace. Při analyzování takovéto události je předpokládáno selhání konstrukčního prvku, které způsobuje, že kabina θ letadlo se postupně dekompresuje. Navíc se rovněž předpokládá selhání systému, který zajišfuje funkce výstrahy, indikace a aktivace kyslíku, což má za následek hypotetickou ztrátu indikace a/nebo výstrahy o dekompresi a žádnou aktivaci kyslíku.
Dříve byla událost postupné dekomprese bez indikace klasifikována certifikačními úřady jako zásadní událost. To znamená, že pravděpodobnost této události byla menší, než jeden výskyt na 10000 letových hodin (například 10'6 θ události/letovou hodinu). Certifikační orgány nedávno změnily klasifikaci takové události na katastrofickou událost.
• · · · · • · · · Λ · · · · · •·· · · ····· • · · ·
Katastrofická událost je událost, u které je pravděpodobnost menší, než jeden výskyt na jednu miliardu letových hodin (například 10'9 události/letovou hodinu) .
Jednou určitou konstrukční možností, která může být realizována pro splnění výše zmíněných nařízení, je použití modulu CPAM v kombinaci s regulačním systémem tlaku v kabině. Pro snížení pravděpodobnosti selhání společného režimu mohou tyto dva systémy využívat různé přenosové metody pro vydávání informací pro výstrahu, indikaci a aktivaci kyslíku (například jeden systém může užívat protokol ARINC 429 a druhý systém může užívat protokol RS422). Toto provedení, ačkoliv může snížit pravděpodobnost události postupné dekomprese bez indikace na méně než 10’9 události/letovou hodinu, rovněž představuje určité nevýhody. Zejména může mít toto provedení za následek podstatně zvýšené náklady a prostoje letadla, spojené s instalací, integrací a údržbou. Toto provedení může mít rovněž za následek zvýšenou hmotnost letadla a omezený prostor v letadle.
Existuje tudíž potřeba pro vytvoření regulačního systému tlaku v letadle, který zajistí potřebné funkce výstrahy, indikace a aktivace kyslíku, který je zkonstruován tak, aby splňoval přísná bezpečnostní nařízení pro událost postupné dekomprese bez indikace, a který podstatně nezvýší náklady na instalaci, integraci a údržbu, a/nebo podstatně nezvýší hmotnost letadla a/nebo nezabere další prostor v letadle. Předkládaný vynález naplňuje jednu nebo více z těchto potřeb.
• ·
Podstata vynálezu
Předkládaný vynález navrhuje obvod přístrojového vybavení a řízení (regulace), který využívá množství různých snímačů a signálů pro výstrahy, indikace a regulace a který může být použit s integrovaným systémem ventilu pro regulaci tlaku v kabině. Obvod je zkonstruován pro snížení pravděpodobnosti události postupné dekomprese bez indikace a nemá za následek podstatně zvýšené náklady na instalaci, integraci a údržbu, a/nebo podstatně nezvyšuje hmotnost letadla, a/nebo nezabírá další prostor uvnitř letadla.
V jednom provedení předkládaného vynálezu, které je zde uváděno pouze jako příklad, obsahuje regulační ventil tlaku v kabině letadla těleso ventilu, ventil, alespoň dva řídící (regulační) obvody, a ovladač ventilu. Ventil je namontován v tělese ventilu a je posunutelný mezi uzavřenou polohou a otevřenou polohou. Řídící obvody jsou namontovány na tělese ventilu a jsou provozuschopné pro snímání tlaku v kabině a přivádění ovládacího signálu pro ventil. Ovladač ventilu je namontován na tělese ventilu a je provozuschopný v odezvě na jeden nebo více ovládacích signálů pro ventil pro umístění vypouštěcího ventilu do jedné z množství poloh. Každý z řídících obvodů obsahuje první tlakový snímač, druhý tlakový snímač, obvod pro úpravu digitálního signálu, obvod pro úpravu analogového signálu, a procesor. První tlakový snímač je provozuschopný pro snímání tlaku v kabině letadla a přivádění prvního tlakového signálu, který tento tlak reprezentuje. Druhý tlakový snímač je odlišný od prvního tlakového snímače a je provozuschopný pro snímání tlaku v kabině letadla a přivádění druhého tlakového signálu, který tento tlak reprezentuje. Obvod pro úpravu digitálního signálu •· ··
• · · • · · · • · ♦· · · • ♦ · je zařazen pro příjem prvního tlakového signálu a je provozuschopný v odezvě na tento signál pro přivádění digitálního tlakového signálu. Obvod pro úpravu analogového signálu je zařazen pro příjem druhého tlakového signálu a je provozuschopný v odezvě na tento signál pro přivádění analogového tlakového signálu. Procesor je zařazen pro příjem analogového tlakového signálu a digitálního tlakového signálu a je provozuschopný v odezvě na tyto signály pro přivádění alespoň (i) signálu reprezentativního pro barometrickou výšku kabiny a (ii) ovládacího signálu pro ventil.
V dalším provedení obvod pro přivádění jednoho nebo více signálů reprezentativních pro prostředí kabiny letadla obsahuje první tlakový snímač, druhý tlakový snímač, obvod pro úpravu digitálního signálu, obvod pro úpravu analogového 15 signálu, a procesor. První tlakový snímač je provozuschopný pro snímání tlaku v kabině letadla a přivádění prvního tlakového signálu, který je reprezentativní pro tento tlak. Druhý tlakový snímač je odlišný od prvního tlakového snímače a je provozuschopný pro snímání tlaku v kabině letadla a
0 přivádění druhého tlakového signálu, který je reprezentativní pro tento tlak.· Obvod pro úpravu digitálního signálu je zařazen pro příjem prvního tlakového signálu a je provozuschopný v odezvě na tento signál pro přivádění digitálního tlakového signálu. Obvod pro úpravu analogového 2 5 signálu je zařazen pro příjem druhého tlakového signálu a je provozuschopný v odezvě na tento signál pro přiváděni analogového tlakového signálu. Procesor je zařazen pro příjem analogového tlakového signálu a digitálního tlakového signálu a je provozuschopný v odezvě na tyto signály pro přivádění • · • · · · · • · • ···· • · · alespoň signálu reprezentativního pro barometrickou výšku kabiny.
V ještě dalším provedení řídící obvod pro řízení polohy vypouštěcího ventilu regulačního systému tlaku v kabině obsahuje první tlakový snímač, druhý tlakový snímač, obvod pro úpravu digitálního signálu, obvod pro úpravu analogového signálu, a procesor. První tlakový snímač je provozuschopný pro snímání tlaku v kabině letadla a přivádění prvního tlakového signálu, který tento tlak reprezentuje. Druhý tlakový snímač je odlišný od prvního tlakového snímače a je provozuschopný pro snímání tlaku v kabině letadla a přivádění druhého tlakového signálu, který tento tlak reprezentuje. Obvod pro úpravu digitálního signálu je zařazen pro příjem prvního tlakového signálu a je provozuschopný v odezvě na tento signál pro přivádění digitálního tlakového signálu. Obvod pro úpravu analogového signálu je zařazen pro příjem druhého tlakového signálu a je provozuschopný v odezvě na tento signál pro přivádění analogového tlakového signálu. Procesor je zařazen pro příjem analogového tlakového signálu a digitálního tlakového signálu a je provozuschopný v odezvě na tyto signály pro přivádění alespoň (i) signálu reprezentativního pro barometrickou výšku kabiny a (ii) ovládacího signálu pro ventil.
V jednom ještě dalším provedení předkládaného vynálezu způsob stanovení barometrické výšky kabiny v kabině letadla obsahuje kroky stanovení tlaku v kabině s použitím prvního způsobu stanovení tlaku, stanovení tlaku v kabině s použitím druhého způsobu stanovení tlaku, který je odlišný d prvního způsobu stanovení tlaku, a stanovení barometrické výšky kabiny na základě tlaku v kabině, stanoveného s
• * • 9 • 99
9999 • · použitím alespoň jednoho z prvního a druhého způsobu stanovení tlaku.
A v jednom ještě dalším provedení předkládaného vynálezu obsahuje v regulačním systému tlaku v kabině c letadla, který ma vypouštěcí ventil, který je použit pro regulaci tlaku v kabině v letadle, způsob řízení polohy vypouštěcího ventilu kroky stanovení tlaku v kabině s použitím prvního způsobu stanovení tlaku, stanovení tlaku v kabině s použitím druhého způsobu stanovení tlaku, který je 1 o odlišný d prvního způsobů stanovení tlaku, a stanovení barometrické výšky kabiny na základě tlaku v kabině, stanoveného s použitím alespoň jednoho z prvního a druhého způsobu stanovení tlaku, a řízení polohy vypouštěcího ventilu na základě stanovené barometrické výšky kabiny.
Další nezávislé znaky a výhody výhodného obvodu a ventilu budou zřejmé z následujícího detailního popisu ve spojení s odkazy na připojené výkresy, které prostřednictvím příkladu ilustrují principy předkládaného vynálezu.
Přehled obrázků na výkresech
Obr.l znázorňuje funkční schematický blokový diagram obvodu přístrojového vybavení a řízení podle jednoho provedení předkládaného vynálezu;
Obr.2 znázorňuje perspektivní pohled na systém regulačního ventilu tlaku v kabině letadla, který využívá jeden nebo více obvodů podle obr. 1; a
Obr.3 znázorňuje funkční blokový diagram regulačního systému tlaku v kabině podle obr.
a jeho propojovací rozhraní k dalšímu vybavení.
Příklady provedeni vynalezu
Funkční schematický blokový diagram obvodu přístrojového vybavení a řízení podle jednoho určitého, výhodného provedení předkládaného vynálezu je znázorněn na obr. 1. Jak je na tomto obrázku znázorněno, obvod 100 přístrojového vybavení a řízení obsahuje dva tlakové snímače, první (nebo primární) tlakový snímač 102 a druhý (nebo sekundární) tlakový snímač 104. Obvod 100 rovněž obsahuje dva obvody pro úpravu signálu, první obvod 106 pro úpravu signálu a druhý obvod 108 pro úpravu signálu, a dále obsahuje analogově-číslicový (A/D) převodník 110, procesor 112, a obvod 114 pro zpracování diskrétních signálů. Primární tlakový snímač 102 a druhý tlakový snímač 104 oba slouží pro stejný účel, totiž snímání tlaku v kabině a přivádění signálu reprezentativního pro tlak v kabině. Ovšem ve výhodném provedení jsou primární a sekundární tlakový snímač 102 a 104 buď fyzikálně nebo funkčně odlišné, nebo obojí. Například ve výhodném provedení je primární tlakový snímač 102 tlakovým snímačem kapacitního typu a sekundární tlakový snímač 104 je snímače piezoresistančního typu. Snímače 102 a 104 jsou tedy jak fyzikálně tak i funkčně odlišné. Mělo by být ale zcela zřejmé, že snímače 102, 104 by mohly být vzájemně fyzikálně odlišné, zatímco by byly funkčně podobné. Například by oba snímače 102, 104 mohly být tlakovými snímači kapacitního typu (nebo snímači piezoresistančního typu), které by ale byly
9
9 φ · ·
Φ ΦΦΦΦ
9
9 zkonstruovány fyzikálně odlišně. Navíc by mělo být také zcela zřejmé, že tyto typy snímačů jsou pouze příkladné pro výhodné provedení a že primární a sekundární tlakové snímače 102 a
104 by mohly být snímači jiných typů, včetně, ale bez omezení na, tenzometrických snímačů, snímačů optického typu, a snímačů tepelného typu, pokud tyto snímače jsou fyzikálně a/nebo funkčně odlišné.
Signály tlaku v kabině, přiváděné primárním a sekundárním snímačem 102 a 104, jsou vhodně upravovány pro 0 další zpracování a přenos prostřednictvím prvního respektive druhého obvodu 106 a 108 pro úpravu signálu. Podobně jako u odlišnosti primárního a sekundárního tlakového snímače 102 a 102 jsou rovněž odlišné první a druhý obvod 106 a 108 pro úpravu signálu.
Specificky tedy první obvod 106 pro úpravu signálu je obvod pro úpravu digitálního signálu, který převádí tlakový signál z primárního tlakového snímače 102 na digitální signál, zatímco druhý obvod 108 pro úpravu signálu je obvod pro úpravu analogového signálu. Například ve znázorněném provedení, ve kterém primární tlakový snímač 102 je kapacitním tlakovým snímačem, první obvod 108 pro úpravu signálu je frekvenčně-digitální (F/D) převodník. F/D převodník je použit proto, že, jak je obecně známo, v kapacitním tlakovém snímači se kapacita jeho snímacího prvku 5 mění s tlakem. Tedy frekvence signálu střídavého (AC) proudu, přiváděného kapacitním tlakovým snímačem, se bude měnit úměrně se snímaným tlakem. Druhý obvod 108 pro úpravu signálu je ve znázorněném provedení je obvodem analogového zesilovače s obvody kompenzace vnitřního odporu, trvalé odchylky a teploty, který přivádí signál stejnosměrného (DC) proudu, . Mělo by být zcela pro úpravu signálu, který je úměrný snímanému tlaku v kabině zřejmé, že první a druhý obvod 106 a 108 které jsou znázorněné na obr. 1, jsou pouze příkladné pro výhodné provedení předkládaného vynálezu a že by rovněž mohly 5 být použity další, jiné typy obvodů pro úpravu digitálních a analogových signálů pro zajištění vhodné signálové úpravy pro primární a sekundární tlakový snímač 102 a 104. Ovšem, bez ohledu na to, jaké typy obvodů pro úpravu signálu jsou použity, je výhodné, když první a druhý obvod 106 a 108 pro 10 úpravu signálů jsou odlišné.
Nyní při pohledu na zbytek obvodu může být patrné, že upravený analogový tlakový signál, přiváděný druhým obvodem
108 pro úpravu signálu, je přiváděn do A/D převodníku 110 a může být rovněž přiváděn přes oddělovací zesilovač 109 a 15 vstupní-výstupní (1/0) konektor 118 přímo do vnějšího systému letecké elektroniky (avioniky). Je třeba uvést, že upravený analogový tlakový signál je rovněž přiváděn do obvodu 114 pro zpracování diskrétních signálů, který je dále diskutován níže. A/D převodník 110 přijímá upravený analogový tlakový 2 0 signál z druhého obvodu 108 pro úpravu signálu a běžným způsobem převádí, analogový tlakový signál na ekvivalentní digitální signál. A/D převodník 110 může být jedním z množství A/D převodníků známých v oboru pro zajištění této funkce. Navíc je také třeba uvést, že A/D převodník 110 může 25 byt samostatným obvodovým prvkem nebo může být integrovanou částí procesoru 112, který bude nyní popsán níže.
Procesor 112 přijímá digitální tlakové signály přiváděné prvním obvodem 106 pro úpravu signálu a A/D
0 převodníkem 110. Procesor 112 rovněž přijímá digitální signál reprezentativní po nadmořskou výšku 113 letadla z vnějšího • 9 • 99
99 • 99 « *94 * · 9 9 9 »♦ · · 9 9999 zdroje. Procesor 112 s využitím softwaru, který je uložen buď ve vnější nebo ve vnitřní paměti, potom zpracovává tyto přivádění výstražných, potřebných pro splnění a rovněž další indikační digitální tlakové signály pro indikačních a řídících signálů 5 požadavků pro certifikaci letadla signály, které specificky nejsou vyžadovány pro splnění certifikačních požadavků. Jmenovitě tedy procesor 112 přivádí signály reprezentativní pro alespoň barometrickou výšku kabiny, rychlost změny barometrické výšky kabiny, rozdílový 10 tlak mezi kabinou a okolím, a výstrahu při velké nadmořské výšce kabiny a řídící signály pro aktivaci kyslíku. Aby to mohl provádět, procesor 112 využívá vhodný konverzní software pro stanovení tlaku v kabině (Pc) na základě tlakového signálu primárního snímače (PC primární), tlaku v kabině na 15 základě sekundárního tlakového signálu (Pc sekundární), a atmosférického tlaku na základě signálu nadmořské výšky letadla (Pa) . Procesor 112 využívá buď stanovený primární tlak v kabině (PC primární) nebo sekundární tlak v kabině (Pc sekundární) v kombinaci se stanoveným atmosférickým tlakem 20 (Pa) pro stanovení barometrické výšky kabiny, rychlosti změny barometrické výšky kabiny a rozdílového tlaku mezi kabinou a okolím, a pro generování diskrétních logických signálů, jako je výstražný signál velké nadmořské výšky kabiny, signál mezní hodnoty nadmořské výšky, a logický signál pro aktivaci 25 kyslíku. Procesor 112 může rovněž generovat další diskrétní výstražné, poplašné, indikační nebo logické signály, jak může být potřebné pro určité letadlo. Obvykle procesor 112 využívá stanovený primární tlak (Pc primární) pro stanovení výstražných, indikačních a logických signálů, přičemž 30 stanovený sekundární tlak (Pc sekundární) se používá jako
999
·· 9 • 9 9 • · · 9 • * 99 9 9 • · 9 ·· 9 záložní. Procesor 112 obsahuje software pro vestavěnou kontrolu (BIT), který stanovuje platnost primárních a sekundárních tlakových signálů prostřednictvím, kromě jiného, stanovování, zda vstupní signál a napájecí napětí jsou ve specifikovaných tolerancích, zda výstupní signály ze snímačů jsou v předem stanovených rozsazích, a prostřednictvím porovnávání výstupních signálů z tlakových snímačů vzájemně. Pokud tedy tento BIT software stanovuje, že primární tlakový signál je ztracen nebo že snímač je nefunkční, potom procesor 112 bude namísto toho používat stanovený sekundární tlak v kabině (Pc sekundární).
Jakmile jsou stanoveny tlakově, indikační, výstražné a logické aktivační signály, procesor 112 potom přenáší tyto datové signály v alespoň dvou různých datových přenosových formátech. Prvním přenosovým formátem je komunikační formát pro datovou sběrnici. Ve výhodném provedení je tímto prvním přenosovým formátem protokol ARINC 429, ačkoliv mohou být rovněž použity různé další jiné komunikační protokoly pro datovou sběrnici, včetně, ale bez omezení na, RS 422 a ARINC 629. Jak bude diskutováno dále níže, datové signály, přenášené s použitím komunikačního formátu na datové sběrnici, jsou přiváděny přes komunikační sběrnici 120 a I/O konektor 118 do systému zobrazování/indikace/výstrahy letadla (například systému letecké elektroniky (avioniky)) pro další zpracování. Je třeba uvést, že první přenosový formát by mohl být realizován s použitím obvodů programovatelného logického zařízení (PLD), ale ve výhodném provedení vynálezu je použit software pro zajištění úspor nákladů, hmotnosti a rozměrů. Druhým datovým přenosovým formátem je formát diskrétních signálů. Datové signály, přenášené v tomto diskrétním ·· · r
·» • t • · · • · · • · • · ·« • · ·· « ·♦· · • · • · · • ···· • · signálovém formátu, jsou přiváděny do obvodu 114 pro zpracování diskrétních signálů.
Obvod 114 pro zpracování diskrétních signálů přijímá upravený analogový tlakový signál z druhého obvodu 108 pro úpravu signálu a alespoň část diskrétních logických signálů z procesoru 112 a přivádí vhodné diskrétní logické signály přes I/O konektor 118 do avionického systému letadla (systém letecké elektroniky) . Ve znázorněném provedení obvod 114 pro zpracování diskrétních signálů obsahuje množství komparátorů 122, množství obvodů 124 logického OR a množství invertujících oddělovacích zesilovačů 126. Jeden z každých těchto obvodů je zajištěn pro každý z diskrétních logických signálů přiváděných do avionického systému. Jak je znázorněno, každý komparátor 122 má alespoň dva vstupní vývody, přičemž jeden vstupní vývod je zapojen pro příjem upraveného analogového tlakového signálu a druhý vstupní vývod je zapojen na proměnný dělič napětí 123, . který je nastaven na předem stanovenou nastavenou hodnotu napětí. Každý komparátor 122 pracuje shodně. To jest, když je velikost upraveného analogového tlakového signálu menší než určitá nastavená hodnota napětí, komparátor 122 bude mít na výstupu signál logické horní úrovně (logické jedničky), jinak má na výstupu signál logické nízké úrovně (logické nuly). Výstup každého komparátorů 122 je spojen s jedním z obvodů 124 logického OR.
Podobně jako komparátory 122, každý obvod 124 logického OR obsahuje alespoň dva vstupní vývody. Jak bylo zmiňováno výše, jeden z těchto vstupních vývodů je spojen s výstupem z jednoho z komparátorů 122. Druhý vstupní vývod je zapojen pro příjem jednoho z diskrétních signálů přiváděných ·* ·«. ·· aa .
• · · · ’ ί ; · · » · · » . ... ♦ · · • ·· ..· ·.,· · obvod logického OR má na (logické jedničky) , když procesorem 122. Jak je obecně známo, výstupu signál logické vysoké úrovně jeden nebo více z jeho vstupů je na vysoké úrovni (logické jedničce), a má na výstupu signál logické nízké úrovně 5 (logické nuly), pouze když všechny z jeho vstupů jsou na nízké úrovni (logické nule). Tedy ve znázorněném provedení každý obvod 124 logického OR bude mít na výstupu signál logické vysoké úrovně, když buď jeho odpovídající komparátor 122 má na výstupu signál vysoké úrovně nebo diskrétní signál, 10 přiváděný k němu procesorem 112, je signálem vysoké úrovně.
Výstup každého obvodu 124 logického OR je spojen se vstupem jednoho z invertuj ících oddělovacích zesilovačů 126, který invertuje výstup obvodu logického OR a přivádí tento invertovaný diskrétní logický signál přes l/Ο konektor 118 do 15 avionického systému (systému letecké elektroniky). Je třeba uvést, že diskrétní výstupy procesoru 112 a analogové diskrétní výstupy (to jest výstupy komparátorů 122) by mohly být přiváděny do avionického systému samostatně, spíše než s provedením operace logického OR na těchto signálech 20 dohromady. Ovšem, provedením operace logického OR na těchto signálech je použit jeden výstup pro každý diskrétní signál, čímž je dosaženo úspory v celkové kabeláži v letadle. Navíc by mělo být zcela zřejmé, že oddělovací zesilovače 126 by mohly být buď budiči vysoké úrovně nebo budiči nízké úrovně v 25 závislosti na realizované logice.
Jak obr. 1 dále znázorňuje, obvod 100 může být rovněž použit pro zajištění dvou samostatných diskrétních signálů výškového limitu, prvního diskrétního signálu 152 výškového limitu, který je založen na tlaku snímaném primárním tlakovým
0 , snímačem 102, a druhého diskrétního signálu 154 výškového ·· · · · · · · · · • · · · · ··· · · · ···· limitu, který je založen na tlaku snímaném sekundárním tlakovým snímačem 104. Tyto diskrétní signály nejsou podrobeny operaci logického OR, ale jsou zajišťovány jako samostatné výstupy diskrétních signálů. Jak je obecně známo, diskrétní signály 152, 154 výškového limitu mohou být přiváděny do systému pro regulaci tlaku v kabině a, pokud tomu tak je, mohou přeskočit jak automatické tak i manuální řízení regulačního ventilu tlaku v kabině. Tyto funkce je tedy realizovány v koincidenčním logickém schématu dva ze čtyř, takže pokud jeden signál selže, pak ani nezpůsobí ani nezabrání potlačení funkce. Jak bude popsáno dále níže, pokud tyto signály 152, 154 jsou skutečně přiváděny do regulačního systému tlaku vy kabině, když jeden nebo více z upravených tlakových signálu indikuje, že tlak v kabině je na nastavené hodnotě nebo nad nastavenou hodnotou výškového limitu, regulační systém tlaku v kabině uzavírá vypouštěcí ventily letadla.
Obvod 100 přístrojového vybavení a řízeni využívá dva různé tlakové snímače pro snímání tlaku v kabině a dva různé
0 , obvody pro upravu signálu. Obvod 100 rovněž formátuje a přenáší data s využitím množství různých formátů datového přenosu. V důsledku toho je pravděpodobnost selhání společného režimu, která by způsobila, že obvod 100 je nečinný, nebo která by zabránila přenosu dat, extrémně malá.
.v
Obvod 100 muže být realizován jako samostatný obvod přístrojového vybavení a řízení, nebo v redundantním systému s duplexním kanálem, který by dále snížil pravděpodobnost selhání nebo ztráty signálu v důsledku selhání společného režimu. Obvod 100 může být rovněž realizován jako součást
0 systému pro regulaci tlaku v kabině letadla. Skutečně také v • · · · · · · · · · · • · · · · · ····· ····· ····· ···· ··· ·· ·· ·· ·· · obzvláště výhodném provedení je obvod 100 realizován jako integrovaný systém pro regulaci tlaku v kabině, který má duální, redundantní elektronické řídící jednotky. Když je obvod 100 realizován v tomto uspořádání, procesor 112 nejenže přivádí indikační signály, výstražné signály a logické signály aktivace kyslíku, ale rovněž přivádí ovládací řídící signály, které jsou použity pro řízení polohy jednoho nebo více ventilů systému pro regulaci tlaku v kabině. Nyní bude uveden popis této realizace. Přitom bude odkazováno na znázornění podle obr. 2.
Obecná konstrukce integrovaného ventilu 200 systému pro regulaci tlaku v kabině podle jednoho provedení předkládaného vynálezu obsahuje těleso 202 ventilu, talíř 204 ventilu, ovládací sestavu 206 a elektronickou řídící jednotku 15
208. Teleso 202 ventilu je výhodně uspořádáno jako obecně trubkový kanál, který má vstupní průtokový otvor 210 a výstupní průtokový otvor 212. Talíř 204 ventilu je otočně namontován uvnitř tělesa 202 ventilu mezi vstupním a výstupním průtokovým kanálem 210 a 212 a je výhodně škrtící xx,.
klapkou, ačkoliv je zcela zřejmé, že je možné použití jiných dalších typů talířů ventilu. Talíř 204 ventilu je spojen s ovládací sestavou 206, která je použita pro umístování talíře 204 ventilu mezi jeho otevřenou a uzavřenou polohou.
Elektronická řídící jednotka 208 je obsažena uvnitř skříně
5
214 a obsahuje alespoň dva redundantní., kanály. Každý z těchto redundantních kanálů obsahuje výše popisovaný obvod 100 přístrojového vybavení a řízení a řídící obvod motorů, který bude popsán podrobněji níže. Skříň 214 elektronické řídící jednotky obsahuje množství otvorů 216, výhodně jeden pro
0 - každý z redundantních kanálů v elektronické řídící jednotce
Φ Φ · · » · · • · · · φ φ φφφφ· φ φφφφ φ φ φφ ·
208. Tyto otvory 216 umožňují primárnímu a sekundárnímu tlakovému snímači 102 a 104 v každém obvodu 100 snímat tlak v kabině letadla.
Po tomto popisu konstrukčního uspořádání výhodného provedení integrovaného ventilu 200 systému pro regulaci tlaku v kabině bude nyní uveden podrobnější popis ventilu 200 a to, jak je propojen s letadlem a různými vnějšími přístrojovými prostředky a řídícím vybavením. Přitom bude využito odkazů na funkční blokové schéma ilustrované na obr. 3. Jak je znázorněno, integrovaný ventil 200 systému pro regulaci tlaku v kabině je namontován na pažení 302 letadla, takže vstupní průtokový otvor 210 je vystaven do kabiny 304 letadla a výstupní průtokový otvor 212 je vystaven do atmosféry vně letadla 306. Během letu tedy může být regulován tlak v kabině 304 letadla prostřednictvím řízení polohy talíře 204 ventilu. Talíř 204 ventilu, jak bylo uvedeno výše-, je umísťován prostřednictvím ovládací sestavy 206. Ve znázorněném provedení tato ovládací sestava 206 obsahuje množství motorů 306 (jeden pro každý kanál v elektronické řídící jednotce 208), z nichž každý je mechanicky spojen s ozubeným soukolím 308, které je dále mechanicky spojeno s talířem 204 ventilu. Ozubené soukolí 308 obsahuje sumační bod, takže, pokud je to potřené, oba motory 306 mohou současně pohánět ozubené soukolí 308. Mělo by být zcela zřejmé, že ovládací sestava 206 by mohla být rovněž realizována s použitím bud' jednoho motoru 306 nebo více než dvou motorů 306.
Jak bylo uvedeno dříve, elektronická řídící jednotka
208 je výhodně redundantní řídící jednotkou s duplexními kanály, včetně prvního kanálu 301 a druhého kanálu 303. Osoba
v oboru znalá snadno nahlédne, že elektronická řídící jednotka by rovněž mohla být uspořádána s více než dvěma redundantními kanály. Během činnosti je jeden z kanálů 301, 303 aktivní, zatímco druhý z kanálů 303, 301 je neaktivní.
Stav kanálu je komunikován mezi kanály 301, 303 a monitorován každým kanálem 301, 303 přes mezikanálové komunikační linky
09. Pokud tedy aktivní kanál 301, 3 03 detekuje v sobě chybu nebo se jinak stává nefunkčním, předtím neaktivní kanál 303, 301 bude tento stav snímat a stane se aktivním kanálem, zatímco předtím aktivní kanál 301, 303 se stane neaktivním.
Každý řídící kanál 301, 303 obsahuje již dříve popisovaný obvod 100 přístrojového vybavení a řízení a řídící obvod 310 motorů. Jak bylo rovněž zmiňováno výše, v tomto uspořádání obvod 100 přístrojového vybavení a řízení v každém 15 - v .
kanalu přivádí ovladači řídící signály 311 a rovněž již dříve popisované diskrétní logické signály 152, 154 výškového limitu do řídícího obvodu 310 motorů druhého kanálu a rovněž do svého vlastního řídícího obvodu 310 motorů. Obvod 100 přístrojového vybavení a řízení v každém kanálu navíc přivádí již dříve popisované výstražné signály, indikační signály a signály pro aktivaci kyslíku do avionického systému 305 (systém elektronických přístrojů v letadle) letadla v různých formátech datového přenosu. Řídící obvod 310 motorů přijímá ovládací řídící signály z buď obvodu 100 přístrojového
5 vybaveni a řízeni nebo z desky 312 ručního řízení a v odezvě na tyto signály řídí ovládací sestavu 206, aby tak reguloval polohu talíře 204 ventilu a tudíž tlak v kabině. Je třeba uvést, že řídící obvod 310 motorů může být realizován s použitím kteréhokoliv z množství známých schémat pro řízení
0 motorů. Navíc osoba v oboru znalá snadno nahlédne, že systém • tt · · ·· ·· · • · · · · · · · · ·· ·· · · ·· · · · · · • · · · · · ····· ····· ··· · * · · · · ····· ·· ·· ·· · by mohl být realizován s použitím samostatných desek 312 ručního řízení nebo by mohl obsahovat jednu nebo více přídavných desek ručního řízení, které zcela obcházejí každý z řídících kanálů 301, 303 a přivádějí ovládací signály přímo k motorům 306. Je třeba rovněž uvést, že ventil 200 by mohl být realizován jako pneumaticky řízený ventil nebo hydraulicky řízený ventil.
Avionický systém 305 přijímá různé indikační signály, výstražné signály a logické signály pro aktivaci kyslíku, 0 přiváděné z obvodů 100 přístrojového vybavení a řízení v elektronické řídící jednotce 208. Avionický systém 305 vhodně zpracovává tyto signály a zobrazuje barometrickou výšku kabiny, rychlost změny barometrické výšky kabiny, rozdílový tlak mezi kabinou a okolím, a výstrahu při velkých výškách na 5 palubním zobrazovacím panelu 330 a přivádí vhodné signály pro aktivaci kyslíku do systému 332 pro přívod kyslíku do letadla. Určitý způsob, prostřednictvím kterého každý kanál avionického systému 305 zpracovává signály, přiváděné z obvodu 100 přístrojového vybavení a řízení, se může měnit, θ přičemž se rovněž mohou měnit určitá obvodová uspořádání a softwarová zpracování. Určitý použitý způsob není potřebný pro pochopení předkládaného vynálezu a nebude zde proto podrobněji popisován.
Obvod 100 přístrojového vybavení a řízení využívá množství různých snímačů a signálů pro výstrahy, indikace a řízení a snižuje pravděpodobnost události postupné dekomprese bez indikace. Obvod 100 může být realizován v systému pro regulaci tlaku, který je integrován s regulačním ventilem 200. Pokud tomu tak je, integrovaný regulační systém tlaku v kabině snižuje pravděpodobnost události postupné dekomprese bez indikace a nemá za následek podstatně zvýšené náklady na instalaci, integraci a údržbu ani podstatně nezvyšuje hmotnost letadla, nebo nezabírá další prostor uvnitř letadla.
Zatímco byl předkládaný vynález popsán ve spojení s odkazy na výhodné provedení, mělo by být osobám v oboru znalým zcela zřejmé, že je možné provést různé změny a jednotlivé součásti mohou být nahrazeny ekvivalenty, aniž by přitom byl překročen rozsah vynálezu. Navíc podle předkládaného vynálezu může být provedeno množství úprav pro 10 přizpůsobení se určité situaci nebo materiálu, aniž by přitom byl opuštěn základní rozsah vynálezu. Předkládaný vynález tudíž nemá být omezen na určité provedení popsané zde jako aktuální nej lepší předpokládané uspořádání pro realizaci vynálezu, ale má zahrnovat všechna provedení spadající do rozsahu připojených patentových nároků.
Zastupuje :
é-ačSMA
X
Claims (10)
- PATENTOVÉ1. Regulační ventil tlaku zahrnuj e:těleso (202) ventilu; ventil (204) namontovanýNÁROKY kabině letadla, který tělese (202) ventilu a posunutelný mezi uzavřenou polohou a otevřenou polohou;alespoň dva řídící obvody (301, 303) namontované na tělese ventilu, přičemž každý řídící obvod je provozuschopný pro snímání tlaku v'kabině a přivádění ovládacího signálu pro ventil; a ovladač (206) ventilu namontovaný na tělese (202) ventilu a provozuschopný v odezvě na jeden nebo více ovládacích signálů pro ventil pro umístění ventilu do předem stanovené polohy, vyznačující se tím, že každý z řídících obvodů obsahuj e:první tlakový snímač (102) provozuschopný pro snímání tlaku v kabině letadla a přivádění prvního tlakového signálu, který tento tlak reprezentuje, druhý tlakový snímač (104) odlišný od prvního tlakového snímače (102) a, provozuschopný pro snímání tlaku v kabině letadla a přivádění druhého tlakového signálu, který tento tlak reprezentuje, obvod (106) pro úpravu digitálního signálu zařazený pro příjem prvního tlakového signálu a provozuschopný v odezvě na tento signál pro přivádění digitálního tlakového signálu, obvod (108) pro úpravu analogového signálu zařazený pro příjem druhého tlakového signálu a provozuschopný v odezvě na tento signál pro přivádění analogového tlakového signálu, a procesor (112) zařazený pro příjem analogového • * • ♦ · • · · · · • · · · · · • · · · · · • · · · · ··· tlakového signálu a digitálního tlakového signálu a provozuschopný v odezvě na tyto signály pro přivádění (i) signálu v prvním formátu datového přenosu, který je reprezentativní pro barometrickou výšku kabiny a (ii)5 ovládacího signálu pro ventil.
- 2. Ventil podle nároku 1, vyznačující se tím, že procesor (112) je dále provozuschopný pro přivádění signálu v první formátu datového přenosu, který je reprezentativní pro rychlost změny barometrické výšky kabiny.
- 3. Ventil podle nároku 1, vyznačující se tím, že: procesor (112) je dále zapojen pro příjem signálu reprezentativního pro tlak (113) okolí vně letadla; a procesor (112) je dále provozuschopný pro přivádění 5 signálu v první formátu datového přenosu, který je reprezentativní pro rozdílový tlak mezi barometrickou výškou kabiny a tlakem okolí.
- 4. Ventil podle nároku 1, vyznačující se tím, že procesor (112) je dále provozuschopný pro přivádění alespoň jednoho 0 výstražného/řídíčího signálu v prvním formátu datového přenosu, když signál, reprezentativní pro barometrickou výšku kabiny, je na alespoň jedné předem stanovené nastavené hodnotě nebo nad ní.
- 5. Ventil podle nároku 4, vyznačující se tím, že procesor (112) je dále provozuschopný pro přivádění alespoň jednoho výstražného/řídícího signálu v druhém formátu datového přenosu, když signál, reprezentativní pro barometrickou výšku kabiny, je na alespoň jedné předem stanovené nastavené „ hodnotě nebo nad ní.BB *· ► ♦ · Β » Β Β Β » Β · Β Β » · · ·· ΒΒ »···
- 6. Ventil podle nároku 5, vyznačující se tím, že výstražné/řídící signály, přiváděné procesorem (112), obsahují alespoň výstražný signál pro velkou výšku a řídící signál pro aktivaci kyslíku.
- 7. Ventil podle nároku 6, vyznačující se tím, že výstražné/řídící signály, přiváděné procesorem (112), dále obsahují řídící signál výškového limitu.
- 8. Ventil podle nároku 5, vyznačující se tím, že dále zahrnuj e:obvod (114) pro zpracováni diskrétních signálů, zařazený pro příjem (i) výstražných/řídících signálů v druhém formátu datového přenosu a (ii) analogového tlakového signálu a provozuschopný pro přivádění alespoň jednoho diskrétního logického signálu, když jeden z analogového tlakového signálu a zpracovaných výstražných/řídících signálů je na alespoň jedné předem stanovené nastavené hodnotě nebo pod ní.
- 9. Ventil podle nároku 8, vyznačující se tím, že obvod (114) pro zpracování diskrétních signálů zahrnuje:alespoň jeden komparátor (122) mající první vstupní vývod spojený s hodnotou referenčního napětí, reprezentativní pro výstražnou/řídící nastavenou hodnotu a druhý vstupní vývod zapojený pro přijetí analogového tlakového signálu, přičemž každý komparátor (122) je provozuschopný pro přivádění analogového výstražného/řídícího signálu, když analogový tlakový signál je na hodnotě referenčního napětí nebo pod ní; a alespoň obvod (124) logického OR, který má první vstupní vývod zapojen pro přijetí jednoho z analogových výstražných/řídících signálů a druhý vstupní vývod zapojen * · • 99 9 99 9999 • · · · 99 9 9 9 99 9 999999 9 9 9 999 99 99 pro přijetí jednoho z výstražných/řídících signálů v druhém formátu datového přenosu, a který je provozuschopný pro přivádění diskrétního logického signálu při přijetí jednoho z analogových výstražných/řídících signálů a zpracovaných5 výstražných/řídících signálů.
- 10. Ventil podle nároku 1, vyznačující se tím, že dále zahrnuj e:analogově-číslicový převodník (110) zapojený mezi druhý obvod pro úpravu signálu a procesor a provozuschopný pro převádění analogového tlakového signálu na druhý digitální tlakový signál.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/080,107 US6737988B2 (en) | 2002-02-21 | 2002-02-21 | Instrumentation and control circuit having multiple, dissimilar sources for supplying warnings, indications, and controls and an integrated cabin pressure control system valve incorporating the same |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ2004954A3 true CZ2004954A3 (cs) | 2004-12-15 |
Family
ID=27733148
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ2004954A CZ2004954A3 (cs) | 2002-02-21 | 2003-02-21 | Regulační ventil tlaku v kabině letadla |
Country Status (14)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6737988B2 (cs) |
| EP (1) | EP1476355B1 (cs) |
| JP (1) | JP2005518307A (cs) |
| CN (1) | CN1646366A (cs) |
| AT (1) | ATE328788T1 (cs) |
| AU (1) | AU2003219849A1 (cs) |
| BR (1) | BR0307841A (cs) |
| CA (1) | CA2477025C (cs) |
| CZ (1) | CZ2004954A3 (cs) |
| DE (1) | DE60305882T2 (cs) |
| ES (1) | ES2262989T3 (cs) |
| IL (1) | IL163664A0 (cs) |
| RU (1) | RU2004127929A (cs) |
| WO (1) | WO2003072432A2 (cs) |
Families Citing this family (40)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7066808B2 (en) * | 2004-04-02 | 2006-06-27 | Honeywell International, Inc. | Aircraft cabin multi-differential pressure control system |
| US20060019594A1 (en) * | 2004-07-22 | 2006-01-26 | Honeywell International, Inc. | Cabin pressure control system and method |
| DE102004048217B4 (de) * | 2004-09-30 | 2007-04-19 | Eurocopter Deutschland Gmbh | Luftfahrzeug mit Kabinen-Differenzdruck-Warnsystem |
| DE102005001055A1 (de) * | 2005-01-07 | 2006-07-20 | Voith Turbo Gmbh & Co. Kg | Redundante elektrohydraulische Ventilanordnung |
| DE102005002544A1 (de) * | 2005-01-19 | 2006-07-27 | Airbus Deutschland Gmbh | Druckunterschied-Warnsystem |
| FR2895536B1 (fr) * | 2005-12-22 | 2008-03-14 | Renault Sas | Dispositif et procede de determination de la valeur d'une information binaire, delivree de maniere redondante, et representative d'un parametre d'un systeme |
| US7670214B2 (en) * | 2006-08-31 | 2010-03-02 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for intelligent alerting for cabin altitude depressurization |
| US9108602B2 (en) * | 2006-12-05 | 2015-08-18 | The Boeing Company | Parking brake control for an aircraft having an electric brake system |
| US9809313B2 (en) * | 2007-01-22 | 2017-11-07 | Honeywell International Inc. | Cabin altitude alerting systems and methods |
| US8808072B2 (en) * | 2007-03-22 | 2014-08-19 | Honeywell International Inc. | Cabin pressure control system dual valve control and monitoring architecture |
| US7686680B2 (en) * | 2007-06-26 | 2010-03-30 | Honeywell International Inc. | Closed-loop cabin pressure control system test method with actual pressure feedback |
| CA2717911C (en) * | 2008-03-07 | 2016-05-24 | Adams Rite Aerospace | Rapid decompression detection system and method |
| US8016232B2 (en) * | 2008-05-29 | 2011-09-13 | Honeywell International Inc. | Aircraft cabin pressure descent detection and control system and method |
| FR2941551B1 (fr) | 2009-01-28 | 2011-06-03 | Airbus France | Circuit electronique de determination d'une donnee representative d'un parametre de l'air et systeme comprenant un tel circuit |
| US8328606B2 (en) * | 2009-03-10 | 2012-12-11 | Honeywell International Inc. | Aneroid replacement |
| US9017156B2 (en) * | 2009-10-30 | 2015-04-28 | Mestek, Inc. | Air control module |
| CN102306207B (zh) * | 2011-06-16 | 2013-08-14 | 西北工业大学 | 立柱阵列式机身壁板装配定位方法及其装置 |
| US8694181B2 (en) | 2012-03-12 | 2014-04-08 | Honeywell International Inc. | Cabin pressure control system with multiple outflow valves and method of calibrating the outflow valve position feedback during flight |
| US9037920B2 (en) * | 2012-09-28 | 2015-05-19 | Honeywell International Inc. | Method for performing condition based data acquisition in a hierarchically distributed condition based maintenance system |
| GB2514108B (en) * | 2013-05-13 | 2015-06-24 | Ge Aviat Systems Ltd | Method for diagnosing a bleed air system fault |
| US9260182B2 (en) * | 2013-10-30 | 2016-02-16 | Westjet Airlines Ltd. | Integrated communication and application system for aircraft |
| CN105571565A (zh) * | 2014-10-11 | 2016-05-11 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种快速的飞机座舱高度告警模块的设计方法 |
| US10444103B2 (en) * | 2014-11-11 | 2019-10-15 | Ams International Ag | Method and apparatus for calibrating pressure sensor integrated circuit devices |
| US20160272341A1 (en) * | 2015-03-17 | 2016-09-22 | Airbly Inc. | Aircraft environmental monitoring and alerting device |
| CN105279304B (zh) * | 2015-06-19 | 2019-02-12 | 电子科技大学 | 一种基于n-2-1定位的飞机蒙皮定位偏差分析方法 |
| CN105109701B (zh) * | 2015-08-19 | 2017-05-17 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种货运飞机货舱高度告警方法 |
| JP6706121B2 (ja) * | 2016-03-30 | 2020-06-03 | 株式会社フジキン | 圧力制御装置および圧力制御システム |
| CN105912823B (zh) * | 2016-05-12 | 2018-11-20 | 电子科技大学 | 基于n-2-1定位的飞机蒙皮和长桁装配偏差分析方法 |
| EP3323728B1 (en) | 2016-11-21 | 2019-01-02 | Airbus Operations GmbH | System and method for determining the origin of an oil leakage in an air supply system |
| CN107738751B (zh) * | 2017-09-25 | 2020-06-05 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种座舱压力变化率显示方法 |
| US10953991B2 (en) | 2017-10-05 | 2021-03-23 | The Boeing Company | Aircraft altitude warning and oxygen presentation |
| US10640230B2 (en) * | 2018-04-04 | 2020-05-05 | Jurgen R. Ihns | Cockpit pressurization and oxygen warning system |
| US11591092B2 (en) | 2019-03-22 | 2023-02-28 | Honeywell International Inc. | Dissimilar microcontrollers for outflow valve |
| US11603206B2 (en) | 2019-03-22 | 2023-03-14 | Honeywell International Inc. | Cabin pressure control system with all-electric OFV, using dis-similar manual control that performs cabin altitude hold function |
| EP4010251A4 (en) * | 2019-08-06 | 2023-08-30 | Telles, Angel | AIRCRAFT PRESSURE CABIN PRESSURE SENSOR (CPS) SYSTEM AND RELATED PROCEDURES |
| CN112991650B (zh) * | 2019-12-16 | 2024-03-08 | 上海航空电器有限公司 | 灯光告警系统所属设备的集成化设计系统 |
| CN112748751A (zh) * | 2020-12-22 | 2021-05-04 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种数字化飞机环境控制系统及方法 |
| CN114200819B (zh) * | 2021-11-08 | 2024-05-17 | 陕西千山航空电子有限责任公司 | 一种飞行控制告警系统的控制方法 |
| FR3136824A1 (fr) * | 2022-06-17 | 2023-12-22 | Liebherr-Aerospace Toulouse Sas | Système de fluide d’aéronef comprenant une vanne électrique de régulation équipée d’un actionneur intégré |
| CN117872937B (zh) * | 2024-03-12 | 2024-05-14 | 商飞软件有限公司 | 一种民机自动应急下降系统及其应急下降方法 |
Family Cites Families (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3375771A (en) | 1965-09-13 | 1968-04-02 | Garrett Corp | Cabin pressurization actuator control system |
| US4164894A (en) | 1977-06-13 | 1979-08-21 | The Garrett Corporation | Simultaneous state prevention system |
| US4164900A (en) * | 1977-06-13 | 1979-08-21 | The Garrett Corporation | Flow annunciation system |
| US4164897A (en) * | 1977-06-13 | 1979-08-21 | The Garrett Corporation | Control schedule linearization system |
| US4164899A (en) | 1977-06-13 | 1979-08-21 | The Garrett Corporation | Pressure differential system |
| GB1604286A (en) | 1977-06-13 | 1981-12-09 | Garrettt Corp | Cabin pressure control systems for aircraft |
| US4164898A (en) * | 1977-06-13 | 1979-08-21 | The Garrett Corporation | Excessive rate detection system |
| US4553474A (en) * | 1981-11-25 | 1985-11-19 | The Garrett Corporation | Aircraft cabin pressurization system |
| US4887214A (en) | 1987-10-27 | 1989-12-12 | The Boeing Company | Flight control system employing two dual controllers operating a dual actuator |
| FR2630182B1 (fr) | 1988-04-18 | 1990-09-07 | Abg Semca | Vanne a clapet et clapet comportant une vanne ainsi qu'aeronef comportant une telle vanne |
| US4876892A (en) | 1988-04-19 | 1989-10-31 | Allied-Signal Inc. | Pressure sensor |
| US4864463A (en) | 1988-04-19 | 1989-09-05 | Allied-Signal Inc. | Capacitive pressure sensor |
| US5274554A (en) | 1991-02-01 | 1993-12-28 | The Boeing Company | Multiple-voting fault detection system for flight critical actuation control systems |
| US5297987A (en) | 1992-06-01 | 1994-03-29 | United Technologies Corporation | Pressure control servo loop |
| US5334090A (en) | 1992-09-25 | 1994-08-02 | Alliedsignal Inc. | Integrated cabin pressure controller |
| US5273486A (en) | 1992-11-27 | 1993-12-28 | United Technologies Corporation | Adaptive aircraft cabin pressure control system |
| DE4316886C2 (de) | 1993-05-19 | 1995-05-18 | Nord Micro Elektronik Feinmech | Kabinendruckregelanlage für Flugzeuge |
| US5590852A (en) | 1993-08-31 | 1997-01-07 | Alliedsignal Inc. | Apparatus for controlling the partial pressure of oxygen in an aircraft cabin |
| US5631656A (en) | 1995-03-01 | 1997-05-20 | Honeywell Inc. | Fail safe system with common mode avoidance |
| DE19628395C2 (de) | 1996-07-13 | 1998-06-04 | Daimler Benz Aerospace Airbus | System zur Regelung der Abluftmengenströme eines Flugzeuges |
| ES2191652T3 (es) | 2000-07-20 | 2003-09-16 | Nord Micro Ag & Co Ohg | Controlador, sistema de control de presion de cabinas y procedimiento para controlar la presion de una cabina. |
-
2002
- 2002-02-21 US US10/080,107 patent/US6737988B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-02-21 CA CA002477025A patent/CA2477025C/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-02-21 AU AU2003219849A patent/AU2003219849A1/en not_active Abandoned
- 2003-02-21 BR BR0307841-8A patent/BR0307841A/pt not_active IP Right Cessation
- 2003-02-21 RU RU2004127929/11A patent/RU2004127929A/ru not_active Application Discontinuation
- 2003-02-21 ES ES03716129T patent/ES2262989T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-21 AT AT03716129T patent/ATE328788T1/de not_active IP Right Cessation
- 2003-02-21 JP JP2003571150A patent/JP2005518307A/ja active Pending
- 2003-02-21 IL IL16366403A patent/IL163664A0/xx unknown
- 2003-02-21 DE DE60305882T patent/DE60305882T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-21 EP EP03716129A patent/EP1476355B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-21 WO PCT/US2003/005369 patent/WO2003072432A2/en active IP Right Grant
- 2003-02-21 CN CNA03808483XA patent/CN1646366A/zh active Pending
- 2003-02-21 CZ CZ2004954A patent/CZ2004954A3/cs unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE60305882D1 (de) | 2006-07-20 |
| US6737988B2 (en) | 2004-05-18 |
| US20030157875A1 (en) | 2003-08-21 |
| ES2262989T3 (es) | 2006-12-01 |
| WO2003072432A3 (en) | 2003-12-31 |
| CA2477025C (en) | 2007-06-12 |
| IL163664A0 (en) | 2005-12-18 |
| JP2005518307A (ja) | 2005-06-23 |
| EP1476355B1 (en) | 2006-06-07 |
| BR0307841A (pt) | 2005-02-09 |
| EP1476355A2 (en) | 2004-11-17 |
| ATE328788T1 (de) | 2006-06-15 |
| AU2003219849A1 (en) | 2003-09-09 |
| DE60305882T2 (de) | 2006-11-30 |
| CA2477025A1 (en) | 2003-09-04 |
| AU2003219849A8 (en) | 2003-09-09 |
| WO2003072432A2 (en) | 2003-09-04 |
| RU2004127929A (ru) | 2005-04-27 |
| CN1646366A (zh) | 2005-07-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CZ2004954A3 (cs) | Regulační ventil tlaku v kabině letadla | |
| EP1619121B1 (en) | Cabin pressure control system and method | |
| CA1229149A (en) | Aircraft cabin pressurization system | |
| US8016232B2 (en) | Aircraft cabin pressure descent detection and control system and method | |
| EP1945507B1 (en) | Aircraft cabin pressure control system and method that improves cabin pressurization during take-off | |
| EP2214791B1 (en) | Test equipment and method for testing an aircraft oxygen system control device | |
| JP2004504231A (ja) | 機室圧力を制御する制御装置、機室圧力調整システムと方法 | |
| EP3712069B1 (en) | Cabin pressure control system with all-electric ofv, using dis-similar manual control that performs cabin altitude hold function | |
| US8864559B2 (en) | Multiple outflow valve cabin pressure control system | |
| US7788056B2 (en) | Method of auto-calibrating aircraft cabin pressure sensors | |
| CN102712368A (zh) | 用于飞机机舱压力的调节系统和用于调节飞机机舱压力的方法 | |
| EP1565375A2 (en) | Control system for implementing fixed cabin pressure rate of change during aircraft climb | |
| US20060025064A1 (en) | Aircraft modular cabin pressure regulator | |
| US11273917B2 (en) | Cabin discharge air management system and method for auxiliary power unit | |
| EP1741626B1 (en) | Cabin pressure control system and method that implements high-speed sampling and averaging techniques to compute cabin pressure rate of change | |
| EP3543134A1 (en) | Environmental control system including shared air source with balanced airflow output | |
| EP3447502A1 (en) | Air data system architectures using integrated pressure probes | |
| US20210253258A1 (en) | Ecs equipment reliability through wetting current | |
| CN113772107A (zh) | 飞机辅助油箱的通气装置、通气控制系统以及飞机燃油供给系统 | |
| EP1787908A2 (en) | Aircraft cabin pressure control system and method for aircraft having multiple differential pressure limits |