DE1231571B

DE1231571B - Mobile device for testing the pressure control system for pressure cabins of aircraft when installed

Info

Publication number: DE1231571B
Application number: DEN16329A
Authority: DE
Inventors: Frederick William Michael; Wilfred Walter Baker
Original assignee: Normalair Ltd
Current assignee: Normalair Ltd
Priority date: 1959-02-28
Filing date: 1959-02-28
Publication date: 1966-12-29

Description

Fahrbare Vorrichtung zum Prüfen der Druckregelanlage für Druckkabinen von Flugzeugen in eingebautem Zustand Es besteht die internationale Vorschrift, daß die gesamte in ein Flugzeug eingebaute Ausrüstung nach bestimmten Zeiten überprüft wird. Bei den elektrischen und hydraulischen Anlagen, die von den sich ändernden Druckverhältnissen während des Fluges nur unwesentlich beeinflußt werden, können die ge- wöhnlichen Prüfgeräte zum überprüfen benutzt werden.Mobile device for testing the pressure control system for pressure cabins of aircraft in the installed state There is an international regulation that all equipment installed in an aircraft is checked after certain times. The electrical and hydraulic systems, which are affected only slightly by the changing pressure conditions during the flight, the overall ordinary test equipment can be used to check.

Für die pneumatische Druckregelanlage für Druckkabinen von Flugzeugen besteht die Vorschrift, daß die Prüfung unter den sich schnell ändernden Druckverhältnissen erfolgen muß, wie sie sich bei einem schnellen Steig- oder Sinkflug ergeben, damit ein Platzen oder Zusammendrücken der Kabine durch Undichtigkeiten in der Regelanlage vermieden wird.For the pneumatic pressure control system for aircraft pressurized cabins if there is a requirement that the test must be carried out under rapidly changing pressure conditions must be done, as they arise in a rapid climb or descent, so bursting or compression of the cabin due to leaks in the control system is avoided.

Bisher war es erforderlich, die Druckregelanlage auf einem Prüfstand in der Werkstatt zu prüfen. Zu diesem Zweck mußte die Anlage aus dem Flugzeug ausgebaut, an den Präfstand angeschlossen und geprüft und dann wieder in das Flugzeug eingebaut werden, wo erneut geprüft werden mußte, ob auch die Anschlüsse luftdicht angeschlossen sind. Das erforderte so viel Zeit, daß das Flugzeug 2 Tage und mehr außer Betrieb gesetzt werden mußte.So far it was necessary to put the pressure control system on a test bench to be checked in the workshop. For this purpose, the system had to be removed from the aircraft, connected to the prefecture and tested and then reinstalled in the aircraft where it had to be checked again whether the connections were also made airtight are. This took so long that the plane was out of service for 2 days or more had to be set.

Dieses überprüfen kann auch mit Hilfe der Flugzeugtriebwerksanlagen zur Erzeugung des notwendigen Druckes in der Flugzeugkabine durchgeführt werden. Dafür ist aber ein Bedienungsmann auf dem Pilotensitz des Flugzeuges nötig, und gleichzeitig müßten entsprechend der Art der Überprüfung alle anderen Instandsetzungsarbeiten in oder an dem Flugzeug eingestellt werden. Dieses Prüfverfahren ist kostspielig und verursacht beträchtliche Geräuschbelästigungen.This can also be checked with the aid of the aircraft engine systems to generate the necessary pressure in the aircraft cabin. For this, however, an operator is required in the pilot's seat of the aircraft, and At the same time, all other repair work would have to be carried out depending on the type of inspection be set in or on the aircraft. This test procedure is costly and causes considerable noise pollution.

Ein anderes Prüfverfahren besteht darin, ein Kraftfahrzeug mit einer Druckaufladeeinrichtung zu verwenden, welches seine eigene Triebwerksanlage, Luftkompressor und zugeordnete Steuerungen enthält. Eine Leitung von dem Kraftfahrzeug zu dem Flugzeug bringt Druckluft zu der Kabine. Entsprechend der geringen Leistungsfähigkeit solcher Kraftfahrzeugkompressoren benötigt dieses Prüfverfahren erheblich längere Zeit, als wenn die Triebwerksanlage des Flugzeuges als Auflademittel verwendet wird.Another test method is to test a motor vehicle with a To use pressure charging device, which has its own power plant, air compressor and associated controls. A line from the motor vehicle to the aircraft brings compressed air to the cabin. According to the low performance of such Motor vehicle compressors require this test procedure considerably longer, than when the aircraft engine is used as a charging device.

Bei beiden Verfahren ist es notwendig, bei Feststellung eines Fehlers die fehlerhaften Teile aus der Druckregelanlage des Flugzeuges für Prüfstandkontrollen in Werkstätten auszubauen und das ganze Prüfverfahren nach Wiedereinbau in das Flugzeug zu wiederholen.With both methods it is necessary if an error is detected the defective parts from the aircraft's pressure control system for test bench controls to be expanded in workshops and the entire test procedure after reinstallation in the aircraft to repeat.

Es ist ferner eine fahrbare Prüfvorrichtung für pneumatische Teile einer Druckregelanlage in eingebautem Zustand bekannt, bei der ein Behälter durch Anschluß an eine Pumpe--mit Überdruck oder Unterdruck versehen und über Kupplungen an die verschiedenen zu überprüfenden Instrumente angeschlossen wird. Durch Vergleich mit Prüfinstrumenten der Prüfvorrichtung, die an die gleiche Zuleitungen angeschlossen sind, wird bei einem bestimmten Überdruck oder Unterdruck festgestellt, ob die Instrumente des Flugzeuges noch richtig arbeiten. Hierbei ist es nur möglich, die Instrumente entweder auf Überdruck oder auf Unterdruck bei einem bestimmten eingestellten Wert zu prüfen.It is also a mobile testing device for pneumatic parts a pressure control system in the built-in state known, in which a container through Connection to a pump - provided with overpressure or underpressure and via couplings connected to the various instruments to be checked. By comparison with test instruments of the test device connected to the same supply lines are, it is determined at a certain overpressure or underpressure whether the instruments of the aircraft are still working properly. Here it is only possible to use the instruments either to overpressure or to underpressure at a certain set value to consider.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Überprüfung der verschiedenen Teile der pneumatischen Anlage entweder unter den gleichbleibenden Druckverhältnissen in den verschiedenen Flughöhen oder unter den sich schnell ändernden Druckverhältnissen bei einem Sink- oder Steigflug unter genauer Berücksichtigung der Drücke in dem Flugzeug und außerhalb des Flugzeugs ohne einen Ausbau dieser Teile vorzunehmen, so daß diese Überprüfung schnell innerhalb der Aufenthaltsdauer eines Flugzeuges im Linienverkehr erfolgen kann. Dies wird gemäß der Erfindung dadurch erreicht, daß die Priitvorrichtung mit zwei an die Sang- und Druckseite der Pumpe über einen Mehrwegehahn anschließbaren Druckkesseln versehen ist. Dabei wird der eine Druckkessel von der Pumpe aus mit einem Druck versehen, der dem Kabinendruck in einer bestimmten Flughöhe entspricht, während der andere Kessel mit einem Unterdruck versehen wird, der dem atmosphärischen Druck der Umgebung in dieser Flughöhe entspricht. Durch Anschließen dieser beiden Kessel an die verschiedenen Teile der pneumatischen Anlage ergeben sich jeweils die Druckverhältnisse, die den eingestellten Flughöhen tatsächlich entsprechen. Somit kann eine überprüfung der verschiedenen Teile der Druckregelanlage unter den sich in jeder Flughöhe ergebenden unterschiedlichen Druckverhältnissen erfolgen. Weitere Merkmale im Rahmen der Erfindung sihd in den Unteransprüchen gekennzeichnet.The invention is based on the task of checking the various Parts of the pneumatic system either under constant pressure conditions at different altitudes or under the rapidly changing pressure conditions when descending or climbing, taking into account the pressures in the Aircraft and outside the aircraft without removing these parts, so that this review can be done quickly within the duration of an aircraft's stay can take place in regular services. According to the invention, this is achieved by that the Priitvorrichtung with two on the Sang and pressure side of the pump via one Multi-way tap connectable pressure vessels is provided. One of the pressure vessels is used provided by the pump with a pressure that corresponds to the cabin pressure in a certain Flight altitude, while the other boiler with a negative pressure is provided, which corresponds to the atmospheric pressure of the environment at this altitude. By connecting these two boilers to the different parts of the pneumatic The system results in the pressure conditions that correspond to the set flight altitudes actually correspond. Thus, a review of the various parts of the Pressure control system under the different pressure conditions that arise at every flight altitude take place. Further features within the scope of the invention are characterized in the subclaims.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist an Hand der Zeichnung nachstehend beschrieben.An embodiment of the invention is shown below with reference to the drawing described.

F i g. 1 zeigt eine Ansicht der Prüfvorrichtung von vorn; F i g. 2 zeigt die Vorrichtung nach F i g. 1 in schematischer Darstellung mit einer wahlweise vorzusehenden Handpumpe und einer elektrisch betriebenen Pumpe.F i g. 1 shows a front view of the test apparatus; F i g. 2 shows the device according to FIG. 1 in a schematic representation with an optional hand pump and an electrically operated pump.

Die fahrbare Prüfvorrichtung 1, die so schmal ausgeführt ist, daß sie bequem in das Innere eines Flugzeuges gefahren werden kann, hat ein oberes schräges Instrumentenbrett 8 und ein senkrechtes Instrumentenbrett 9 für die Schalt- und Rohrverbindungen. Unter der Präfvorrichtung ist ein Behälter 10 für einen mit einer Pumpe 12 (F i g. 2) gekuppelten elektrischen Motor 11 vorgesehen. Die Pumpe hat ein Sicherheitsventil 13 und ein Rückschlagventil 47 auf der Druckseite und ein Rückschlagventil 48 auf der Ansaugseite. Die Pumpe fördert ungefähr 301 Luft pro Minute bei 0,56 kg(cm#. Sie kann tatsächlich Drücke bis zu 1 kg/cm2 und niedrigere Drücke entsprechend einer Höhe von 18 000 in liefern. In dem Ausgangsrohr der Pumpe 12 ist ein Luftfilter 42 vorgesehen. Der Behälter 10 hat Flammenrückschlagsicherungen 14 und 15. In der Nähe des Instrumentenbrettes ist ein Schwingungserzeuger 16 angeordnet der mit Flam m enrückschlaasicherungen 17, 18 versehen ist.The mobile test device 1, which is made so narrow that it can be easily driven into the interior of an aircraft, has an upper inclined instrument panel 8 and a vertical instrument panel 9 for the switching and pipe connections. A container 10 for an electric motor 11 coupled to a pump 12 ( FIG. 2) is provided under the prefixing device. The pump has a safety valve 13 and a check valve 47 on the pressure side and a check valve 48 on the suction side. The pump delivers approximately 301 air per minute at 0.56 kg (cm #. It can actually deliver pressures up to 1 kg / cm2 and lower pressures corresponding to an altitude of 18,000 in.) An air filter 42 is provided in the outlet tube of the pump 12 . the container 10 has flame arrestors 14 and 15. In the vicinity of the instrument panel, a vibration generator 16 is arranged, 18 is provided with Flam enrückschlaasicherungen m 17.

Die Stromversorgung des Elektromotors 11 erfolgt über einen Hauptschalter 38 und eine Sicherung 39 von einer Gleichstromquelle am Boden. Die Prüfvorrichtung enthält zwei Druckkessel 19, 20. Der Kessel 19 hat mit Schraubgewinde versehene, von dem senkrechten Instrumentenbrett 9 vorstehende Rohranschlüsse 23 und der Kessel 20 entsprechende Anschlüsse 24. Zwischen den Druckkesseln sind acht Schraubanschlüsse 25 vorgesehen, von denen sieben mit Rohrleitungen an die fünf Instrumente angeschlossen sind und einer als Reserve dient. Vorrätige Kappenmuttern 26 dienen zum Abschließen aller nicht gebrauchten Anschlüsse.The electric motor 11 is supplied with power via a main switch 38 and a fuse 39 from a direct current source on the ground. The test apparatus includes two pressure vessels 19, 20. If the boiler 19 provided with screw thread, of the vertical instrument panel 9 projecting pipe connections 23 and the boiler 20 corresponding connections 24 between the pressure vessels eight screw 25 are provided, of which seven of pipes to the five Instruments are connected and one serves as a reserve. Cap nuts 26 in stock are used to close off all unused connections.

Die Pumpe. 12 ist mit einem mit fünf Anschlüssen versehenen Mehrwegehahn 28 verbunden. Die beiden äußeren Anschlüsse dienen zum Entladen in die Atmosphäre und der mittlere zum Anschluß entweder durch ein Steuervcntil 29 zum Kessel oder durch ein Steuerventil 30 zum Kessel 20. Der Kessel 19 hat ein Fassungsvermögen von 4900 cm3 und stellt die Umgebungsluft dar, während der Kessel 20 ein Fassungsvermögen von 650 cm3 hat und die Kabinenluft darstellt. Der Mehrwegehahn 28 wird durch Verschieben des Ventilkörpers mit einem vorstehenden Bedienungsgriff betätigt.The pump. 12 is connected to a multi-way valve 28 provided with five connections. The two outer connections are used for discharging into the atmosphere and the middle one for connection either through a control valve 29 to the boiler or through a control valve 30 to the boiler 20. The boiler 19 has a capacity of 4900 cm3 and represents the ambient air, while the boiler 20 has a capacity of 650 cm3 and represents the cabin air. The multi-way valve 28 is operated by moving the valve body with a protruding operating handle.

Zwischen dem Steuerventil 30 und dem Kessel 20 ist ein Luftfilter 21 angeordnet. Die Kessel 19, 20 werden in die Umgebung durch Steuerventile 31, 32 entlüftet. Die Prüfvorrichtung ist mit einem Flugzeughöhenmesser 33 von 0 bis 15 000 in und einem Kabinendruckhöhenmesser 34 von 0 bis 13 500 in versehen, wobei ein Variometer 35 Anzeigen zwischen ± 1,75 bis + 0,35 kg/CM2 gibt. Es ist ferner ein Manometer 37 vorgesehen.An air filter 21 is arranged between the control valve 30 and the boiler 20. The boilers 19, 20 are vented to the environment through control valves 31, 32. The test device is provided with an aircraft altimeter 33 from 0 to 15,000 in and a cabin pressure altimeter 34 from 0 to 13,500 in, with a variometer 35 giving readings between ± 1.75 to + 0.35 kg / CM2. A manometer 37 is also provided.

Die Höhenmesser 33, 34 und das Variometer 35 führen über Einzelrohrleitungen zu den entsprechenden Anschlüssen 25 an der Prüfvorrichtung. Der Druckdifferenzmesser 36 und das Manometer 37 haben jeder zwei Schraubanschlüsse. Es ist ferner noch ein Ersatzanschluß vorgesehen.The altimeters 33, 34 and the variometer 35 lead via individual pipelines to the corresponding connections 25 on the test device. The differential pressure meter 36 and the manometer 37 each have two screw connections. A replacement connection is also provided.

Wenn eine Handhilfspumpe 50 mit Rückschlagventilen für Vakuum und Druck vorgesehen ist, so wird eine Vergrößerung des Flusses von der elektrisch angetriebenen Pumpe und eine Druckprüfung bis zu 1,25 kg/cm2 ermöglicht. Diese Pumpe ist mit einem Mehrwegehahn 51 verbunden. Der von dem Mittelteil des Mehrwegehahnes 51 kommende Sog oder Druck ist mit dem Reserveanschluß der Anschlüsse 25 verbunden.If a manual auxiliary pump 50 with check valves for vacuum and pressure is provided, then an increase in the flow from the electrically driven pump and a pressure test up to 1.25 kg / cm2 is made possible. This pump is connected to a multi-way valve 51 . The suction or pressure coming from the central part of the multi-way valve 51 is connected to the reserve connection of the connections 25 .

Die Handhilfspumpe, 50 kann auch an Stelle der Pumpe 12 benutzt werden, wenn beispielsweise nur ein niedriger Fluß gewünscht wird.The auxiliary hand pump 50 , 50 can also be used in place of the pump 12 if, for example, only a low flow is desired.

Nachfolgend sei nun die Handhabung der Prüfvorrichtung beschrieben-. Die zu prüfende Druckregelanlage regelt den inneren Druck des Flugzeuges bei einem auf einer Anzeigevorrichtung eingestellten Wert und stellt gleichzeitig sicher, daß ein bestimmter Differenzdruck nicht überschritten wird. Die Druckregelanlage hat ferner eine Anzeigevorrichtung zur Einstellung einer Sink- oder Steiggeschwindigkeit.The handling of the test device will now be described below. The pressure control system to be tested regulates the internal pressure of the aircraft in one value set on a display device and at the same time ensures that a certain differential pressure is not exceeded. The pressure control system also has a display device for setting a rate of descent or ascent.

Die Druckregelanlage ist in der Führerkanzel eines Flugzeuges angeordnet und hat verschiedene Rohranschlüsse. Diese Anschlüsse sind folgende: einen Anschluß zum statischen Druck, einen weiteren Anschluß zum Gesamtdruck der Umgebung, einen dritten Anschluß zu dem Kabinendruck und einen vierten Anschluß zu einem pneunlatisch betätigten Ausströmventil. Diese Druckregelanlage ist mit der Prüfvorrichtung folgendermaßen verbunden: Die Leitungen für den statischen Druck und den Gesamtdruck werden an zwei Anschlüsse 23 des Druckkessels 19 angeschlossen. Der Flugzeughöhenmesser 33 wird ebenfalls über die Rohranschlüsse 23 mit dem Kessel 19 verbunden. Die restlichen drei Rohranschlüsse 23 sind mit Kappenmuttern verschlossen.The pressure control system is arranged in the cockpit of an aircraft and has various pipe connections. These connections are as follows: a connection to the static pressure, a further connection to the total pressure of the environment, a third connection to the cabin pressure and a fourth connection to a pneumatically operated discharge valve. This pressure control system is connected to the test device as follows: The lines for the static pressure and the total pressure are connected to two connections 23 of the pressure vessel 19 . The aircraft altimeter 33 is also connected to the boiler 19 via the pipe connections 23 . The remaining three pipe connections 23 are closed with cap nuts.

Die Kabinenseite der Druckregelanlage wird mit dem Kabinendruckkessel 20 durch einen der Rohranschlüsse 24 verbunden. Die Verbindung, welche normalerweise von der Druckregelanlage zu dem pneumatisch betätigten Ausströmventil in dem Flugzeug führt, wird mit der Saugseite des Manometers 37 und der Druckanschluß der Anzeigevorrichtung mit einem Rohranschluß 24 mit dem Kabinendruckkessel 20 verbunden. Ferner wird an den Kabinendruckkessel 20 der Kabinendruckhöhenmesser 34 angeschlossen. Die, verbleibenden drei Anschlüsse 24 sind durch Kappenmuttern verschlossen.The cabin side of the pressure control system is connected to the cabin pressure vessel 20 by one of the pipe connections 24. The connection which normally leads from the pressure control system to the pneumatically operated discharge valve in the aircraft is connected to the suction side of the manometer 37 and the pressure connection of the display device is connected to the cabin pressure vessel 20 with a pipe connection 24. Furthermore, the cabin pressure altimeter 34 is connected to the cabin pressure vessel 20. The remaining three connections 24 are closed by cap nuts.

Nach Herstellen der verschiedenen Rohrverbindungen wird das Prütverfahren durch Einstellen der Druckregelanlage auf eine hohe Sink- oder Steiggeschwindigkeit, d. h. ± 10 m/sec und auf eine Kabinenhöhe von beispielsweise 1800 in in Gang gesetzt. Die Ventile 29, 30, 31 und 32 sind geschlossen, und der Motor 11 wird in Betrieb gesetzt. Die Saugseite der Pumpe 12 wird an die Anlage durch Ziehen an dem Bedienungsknopf des Mehrwegehahnes 28 angeschlossen. Das Ventil 29 wird um einen kleinen Betrag geöffnet, und der Druck in dem Umgebungsdruckkessel 19 beginnt allmählich zu fallen. Beim Ausführen derartiger Prüfungen entspricht ein Druckabfall einer Zunahme an Höhe, also einem Steigen des Flugzeuges.After the various pipe connections have been made, the testing process is carried out by setting the pressure control system to a high rate of descent or rise, i.e. a high rate of descent or rise. H. ± 10 m / sec and started at a car height of, for example, 1800 . The valves 29, 30, 31 and 32 are closed and the engine 11 is started. The suction side of the pump 12 is connected to the system by pulling the control button of the multi-way valve 28 . The valve 29 is opened by a small amount and the pressure in the ambient pressure vessel 19 gradually begins to fall. When carrying out such tests, a pressure drop corresponds to an increase in altitude, that is to say a climb of the aircraft.

Die Druckverhältnisse werden auf die Prüfteile übertragen, und es fließt Luft von dem Kabinendruckkessel 20 durch die Druckregelanlage. Die Druckregelanlage ist mit einer Rohrverbindung zu der dem Kabinendruck (Kessel 20) zugeordneten öffnung und einem Ventil versehen, welches den Durchgang der Luft von der Innenseite, der Regelanlage zu dem Umgebungsdruckanschluß (Kessel 19) regelt. Der Innendruck in der Druckregelanlage wird durch eine innere Vorrichtung geregelt, und der Kabinendruck liegt bei einem fliegenden Flugzeug bei einem Druck von 0,009 at beispielsweise über dem inneren Druck der Regelanlage. Dieser Druck von 0,009 at ist der zum Betätigen des pneumatischen Ausströmventils des Flugzeuges bei Flug erforderliche Druck. An dem Ausströmventil des Flugzeuges streicht ein Luftstrom während des Präfens nicht vorbei. Die Druckverhältnisse müssen infolgedessen nachgebildet werden. Dies wird dadurch gemacht, daß das Entlüftungsventil 32 um einen kleinen Betrag geöffnet wird, so daß ein Luftstrom durch den Kabinendruckkessel 20 und ein Differenzdruck von 0,009 at an dem Manometer 37 durch Feineinstellung des Ventils 32 erhalten wird. Damit sind die Verhältnisse, entsprechend den Betriebsbedingungen während des Fluges, simuliert.The pressure conditions are transferred to the test parts, and air flows from the cabin pressure vessel 20 through the pressure control system. The pressure control system is provided with a pipe connection to the opening assigned to the cabin pressure (boiler 20) and a valve which controls the passage of air from the inside of the control system to the ambient pressure connection (boiler 19) . The internal pressure in the pressure regulating system is regulated by an internal device, and the cabin pressure in a flying aircraft is at a pressure of 0.009 at, for example, above the internal pressure of the regulating system. This pressure of 0.009 at is the pressure required to operate the aircraft's pneumatic exhaust valve during flight. An air stream does not sweep past the exhaust valve of the aircraft during the pre-feeding. As a result, the pressure conditions must be simulated. This is done by opening the vent valve 32 a small amount so that air flow through the cabin pressure vessel 20 and a differential pressure of 0.009 at on the pressure gauge 37 is obtained by fine adjustment of the valve 32 . This simulates the conditions in accordance with the operating conditions during the flight.

Die an der Anzeigevorrichtung einzustellende. Sink-oder Steiggeschwindigkeit kann jetzt auf jeden Wert, beispielsweise 1 m/see, eingestellt werden, und die tatsächliche Sink- oder Steiggeschwindigkeit kann durch eine Stoppuhr-Zeitmessung einer gegebenen Höhenzunahme an dem Kabinendruckhöhenmesser 34 gemessen werden. Dies ist die erste Prüfung dafür, daß die Druckregelanlage richtig arbeitet.The one to be set on the display device. The rate of descent or rate of climb can now be set to any value, for example 1 m / see, and the actual rate of descent or rate of climb can be measured by a stopwatch time measurement of a given increase in altitude on the cabin pressure altimeter 34. This is the first check that the pressure control system is working properly.

Zur Simulierung des Steigens des Flugzeuges soll die in dem Druckkessel 19 dargestellte Flughöhe allmählich ansteigen, d. h., der Druck soll allmählich fallen. Wenn einmal ein angenommener Wert, beispielsweise 6000 in, erreicht ist, kann dieser dadurch aufrechterhalten werden, daß das Ventil 31 um einen kleinen Betrag geöffnet und eingestellt wird, bis der Druck oder die Höhe konstant bleiben. Die tatsächliche Steiggeschwindigkeit kann gemessen und für jede eingestellte Steiggeschwindigkeit geprüft werden. Gegebenenfalls wird ein Zustand erreicht, wo die Höhe im Kabinendruckkessel 20 aufhört zuzunehmen, und diese Höhe kann an dem Kabinendruckhöhenmesser 34 abgelesen werden. In diesem Fall soll die Ablesung des Kabinenhöhenmessers 1800 in ergeben, was die angenommene Höhe darstellt. Dies ist die zweite Prüfung dafür, daß die Regelanlage richtig arbeitet. Es können auch größere Kabinenhöhen an der Anzeigevorrichtung der Druckregelanlage eingestellt und durch den Kabinendruckhöhenmesser 34 geprüft werden.To simulate the ascent of the aircraft, the flight altitude represented in the pressure vessel 19 should increase gradually, i. That is, the pressure should decrease gradually. Once an assumed value, for example 6000 in, is reached, this can be maintained by opening valve 31 a small amount and adjusting it until the pressure or altitude remains constant. The actual rate of climb can be measured and checked for each set rate of climb. If necessary, a state is reached where the altitude in the cabin pressure vessel 20 stops increasing, and this altitude can be read off on the cabin pressure altimeter 34. In this case, the car altimeter reading 1800 should give m, which is the assumed height. This is the second check that the control system is working properly. Larger car heights can also be set on the display device of the pressure control system and checked by the car pressure altimeter 34.

Die Sinkgeschwindigkeit beim Niedergehen des Flugzeuges kann in ähnlicher Weise durch Auswählen einer Höhe unter der an dem Höhenmesser 34 für den Kabinendruckkessel 20 angezeigten Höhe an der Regelanlage geprüft werden.The rate of descent when the aircraft descends can be similar Way by selecting an altitude below that on the altimeter 34 for the cabin pressure vessel 20 must be checked on the control system.

Durch Auswahl einer Flughöhe von beispielsweise 900 in an der Druckregelanlage kann das Arbeiten der Begrenzung des maximalen Differenzdruckes an dem Flugzeugrumpf geprüft werden. In diesem Fall wird angenommen, daß die Druckregelanlage von der Herstellfirma auf eine Begrenzung des Differenzdruckes von 0,4 at festgesetzt ist und der Druckkessel 19 einen Druck hat, der einer Höhe von 6000 m entspricht. Die Druckhöhe des Kabinendruckkessels 20 fällt bei der eingstellten Geschwindigkeit, bis eine Druckhöhe von 1200 in erreicht ist. Der Kabinendruck fällt nicht unter diese Druckhöhe bei der Prüfung, da die 0,4 at Differenz sonst überschritten würde. Dieses gibt an, daß der Differenzdruckbegrenzungsteil der Druckregelanlage arbeitet. Die 6000 und 1200 in Höhe entsprechenden absoluten Drücke würden bei dieser Prüfung von Tabellen erhalten und abgezogen, um den 0,4 at Differenzdruck zu ergeben. In der Praxis aber würde, wenn das Prüfen der Regelanlage für dieses den Differenzdruck begrenzende Merkmal über einen weiten Höhenbereich erforderlich ist, der Druckdifferenzmesser 36 durch eine Rohrschleife zwischen Umgebungsdruckkessel 19 und Kabinendruckkessel 20 verbunden werden, um eine direkte Ablesung zu ermöglichen.By selecting an altitude of, for example, 900 in on the pressure control system, the working of limiting the maximum differential pressure on the aircraft fuselage can be checked. In this case it is assumed that the pressure control system is set by the manufacturing company to limit the differential pressure of 0.4 at and that the pressure vessel 19 has a pressure which corresponds to an altitude of 6000 m. The pressure level of the cabin pressure vessel 20 drops at the set speed until a pressure level of 1200 m is reached. The cabin pressure does not fall below this pressure level during the test, since the 0.4 at difference would otherwise be exceeded. This indicates that the differential pressure limiting part of the pressure control system is working. The absolute pressures corresponding to 6000 and 1200 would be obtained from tables in this test and subtracted to give the 0.4 at differential pressure. In practice, however, if it is necessary to check the control system for this feature limiting the differential pressure over a wide height range, the differential pressure meter 36 would be connected by a pipe loop between the ambient pressure vessel 19 and the cabin pressure vessel 20 in order to enable a direct reading.

Claims

Claims: 1. Mobile device for testing the pressure control system for pressure cabins of aircraft in the installed state, in which a pressure vessel connected to a motor-driven pump via a control valve can be connected via switching valves to the parts to be tested via couplings, characterized in that the device has two is provided pressure vessels (19, 20) which can be connected to the singing and pressure side of the pump (12) via a multi-way valve (28).

2. Mobile device according to claim 1, characterized in that it is provided with a hand-operated additional pump (50) . 3. Mobile device according to claim 1, characterized in that the display instruments for the pressure circuit are provided in a known manner with a vibration generator (16) .

Documents considered: German Patent No. 866 146; Austrian Patent No. 177,269; French Patent Specification No. 1,134,407. USA. Patent Nos. 2,310,974, 2,562,494, 2,567,519th