DE2825115A1

DE2825115A1 - Anordnung zum automatischen steuern des kabinendruckes in flugzeugen

Info

Publication number: DE2825115A1
Application number: DE19782825115
Authority: DE
Inventors: Howard Aldrich; Glenn Burgess; Clarence Yamanaka
Original assignee: Garrett Corp
Current assignee: Garrett Corp
Priority date: 1977-06-13
Filing date: 1978-06-08
Publication date: 1979-01-11
Also published as: DE2825115C2; DE2858089C2

Description

Titel: "Anordnung zum automatischen Steuern des Kabinendruckes
in Flugzeugen" Die Erfindung bezieht sich auf eine Anordnung zum automatischen Steuern des Kabinendruckes in Flugzeugen, bei der die Kabinendruckänderungsgescllwindigkeit festgestellt und mit der Anzeige des Flughöhenmessers verglichen wird.
Bei modernen Flugzeugen sind Reiseflughöhen von 10.000 m und darüber üblich. Während der Atmosphärendruck außerhalb des Flugzeuges in derartigen Höhen sehr niedrig ist, ist es erforderlich, daß der Druck innerhalb der Flugzeugkabine möglichst dem Druckpegel auf Meereshöhe entspricht, damit fiir die Passagiere eine entsprechende Sauerstoffversorgung gewährleistet ist. Wenn der Kabinendruck jedoch nicht abnehmen darf, kann der Druckunterschied zwischen dem Innenkabinendruck und dem äußeren Umgebungsdruck bei großer Höhe so hoch werden, daß eine Katastrophenabschaltung des Flugzeuges hervorgerufen wird. Es war deshalb übliche Praxis, den Kabinendruck auf einen Wert entsprechend einer Höhe von etwa 2.500 m abnehmen zu lassen. Somit kann die bauliche Integrität des Flugzeuges aufrechterhalten werden, wäh.rend ausreichend Sauerstoff für die Passagiere zur Verfügung steht.
Diese Änderung im Kabinendruck muß erreicht werden, ohne daß der Komfort der Fluggäste beeinträchtigt wird. Da das menschliche Ohr empfindlicher auf Druckerhöhungen (Abnahme der Flughöhe) als auf Druckverringerungen (Zunahme der Flughöhe) reagiert, wird der Fluggastkomfortfaktor durch die Notwendigkeit unterschiedlicher zulässiger maximaler Änderungsgeschwindigkeiten zur Verwendung in jeder Betriebsphase verkompliziert. Ferner soll für einen maximalen Fluggastkomfort der Kabinendruck nicht Druckspitzen oder Druckänderungen ausgesetzt sein, wenn das Flugzeug kurzzeitig an Höhe zunimmt oder verliert.
Die Bedeutung der Kabinendrucksteuerung in Hinblick auf den Fluggastkomfort und die Sicherheit hat bisher den Arbeitsaufwand der Flugzeugbesatzung wesentlich belastet. Diese Belastung nimmt immer mehr zu, während die Tendenz dahin geht, die Belastung der Besatzung zu reduzieren. Aus diesen Gründen sind Verfahren zur automatischen KaDinendrucksteuerung entwickelt worden, die eine minimale Beanspruchung der Flugzeugbesatzung erfordern. Diese bekannten automatischen Kabinendrucksteuereinrichtungen haben jedoch wesentliche Nachteile.
Obgleich die von der Flugzeugbesatzung zu leistende Arbeit wesentlich reduziert wird, muß die Aufmerksamkeit eines Teiles der Besatzung periodisch auf den Kabinenhöhenmesser gerichtet sein, um die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit festzustellen oder sie mit dem Flughöhenmesser zu vergleichen, damit gewährleistet ist, daß das einzige automatische Kabinendrucksteuergerät einwandfrei funktioniert. Auch berechnen automatische Steuergeräte allgemein eine Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit, die eine Funktion des Unterschiedes zwischen dem vorhandenen Kabinendruck und dem Endwert oder der vorhandenen Flughöhe und dem Endwert ist. Vorher gewählte Bezugswerte, auf die die Kabinendruckgeschwindigkeit bezogen war, ergaben eine Änderungsgeschwindigkeit, die augenblicklichen raschen änderungen unterworfen war, wenn die Flug höhe sich aufgrund von Luftlöchern oder Schlechtwetterbedingungen rasch ändert. Beispiele derartiger bekannter automatischer Kabinendrucksteuergeräte ergeben sich aus US-PS 3.473.460 und 3.461.790.
Aufgabe vorliegender Erfindung ist es, die Nachteile derartiger bekannter Einrichtungen zu vermeiden und eine Kabinendrucksteueranordnung zu schaffen, die automatisch eine Überwachung der tatsächlichen Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit vornehmen und bei Abweichung vom gewünschten Wert entsprechende Schritte einleiten, so daß die Flugzeugbesatzung davon entlastet wird. Gemaß der -findung wird eine Anordnung zum automatischen Steuern des Kabinen druckes in Flugzeugen, bei der die Kabinendruckänderungseschwindigkeit festgestellt und mit der Anzeige des Flughöhenmessers verglichen wird, vorgeschlagen, die dadurch gekennzeichnet ixtj dafl ein erstes Primärsteuergerät und ein zweites, damit identisohos Bereitschaftssteuergerät, das das erste Steuergerät überwacht, vorgesehen sind, daß das 3ereitschaftssteuergerät die tatsächliche Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit überwacht und sie nit einer vorgewählten Grenzänderungsgeschwindigkeit vergleicht, und daß das Bereitschaftssteuergerät das Primärsteuergerät abschaltet und selbst die Kabinendrucksteuerung übernimmt, wenn die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit die vorgewählte Änderungsgeschwindigkeit wesentlich übersteigt. Ferner wird gemäß der Erfindung bei einem Verfahren vorgeschlagen, daß ein aus Primär- und identischem Bereitschaftssteuergerät bestehendes Doppelsteuergerät verwendet wird, daß das Steuergerät, das im Primärbetriebsrbeitet, zur Überwachung der Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit herangezogen wird, und daß die Kabinendrucksteuerung bei zu hoher Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit von dem Bereitschaftssteuergerät durchgeführt wird.
Weitere Merkmale der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
Die kontinuierliche oder intermittierende Beobachtung des Kabinenhöhenmessers wird durch Verwendung von automatischen Doppelsteuergeräten eliminiert. Eines der Steuergeräte führt als Primärsteuergerät die Kabinendrucksteuerfunktionen durch, während das andere Steuergerät als Bereitschaftsgerät die Arbeitsweise des Primärsteuergerätes überwacht. Die Steuergeräte werden kontinuierlich und automatisch überwacht, und zeigen an, ob beide Steuergeräte entweder gleichzeitig ein- oder gleichzeitig aus sind, und es ist eine Einrichtung vorgesehen, um eine solche Situation zu verhindern. Das Bereitschaftssteuergerät überwacht die tatsächliche Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit und vergleicht sie mit einer vorgewählten Grenzänderungsgeschwindigkeit. Wenn die tatsächliche Änderungsgeschwindigkeit des Kabinendruckes die vorgewählte Änderungsgeschwindigkeitsgrenzemesentlich übersteigt, wird ein Umschaltsignal eingeleitet und das Bereitschaftssteuergerät schaltet das Primärsteuergerät ab und übernimmt die Kabinendrucksteuerung.
Die Umschaltung wird jedoch blockiert, wenn die zu hohe Xnderungsgeschwindigkeit durch einen ungenügenden luft zufluß anstatt durch einen Steuergerätfehler verursacht wird. Eine automatische Übertragung der Steuerung von "Primär" auf "Bereitschaft" wird ebenfalls gesperrt, wenn die zu hohe Eabinendruckänderungsgeschwindig-Beit dadurch bedingt ist, daß der Pilot das Flugzeug mit einer Gesch.findigheit steigen läßt, die größer ist als die, auf die die vorgewählte Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit abgestellt war. Gleichzeitig wird die vorgewählte Änderungsgeschwindigkeit um einen vorbestimmten Betrag allmählich erhöht, damit ein rascheres Steinen in der Kabinenhöhe ermöglicht wird und damit ein sicherer Druckunterschied zwischen dem äußeren Umgebungsdruck und dem inneren Kabinendruck aufrechterhalten wird.
Die Primär- und Bereitschaftssteuergeräte sind identisch und deshalb auswechselbar, und sie vertauschen ihre Rollen bei aufeinanderfolgenden flügeln, so daß die Kabinendrucksteuerfäiligkeit einer jeden Einheit regelmäßig verwirklicht werden kann. Jedes Steuergerät besitzt eine Lampe, die eingeschaltet anzeigt, daß es das Primärsteuergerät für diesen Flug ist. Wenn die Steuerung von "Primär" auf "Bereitschaft" aufgrund eines angezeigten Fehlers des Primärsteuergerätes oder der zugeordneten Auswähleinrichtung oder des Antriebsmotors geschaltet werden soll, wird die automatische sukzessive Flugschaltfunktion blockiert, so daß die Lampe am Primärsteuergerät für den letzten Flug weiterhin aufleuchtet. Dies ermöglicht der Wartungsmannschaft, auf einfache Weise zu bestimmen, welches der identischen Steuergeräte oder zugeordneten Bauteile repariert werden muß.
Vorliegende Erfindung begegnet dem Nachteil nach dem zweiten bekannten Vorschlag dadurch, daß der Kabinendruck als eine Funktion nur des abgefühlten Atmosphärendruckes gesteuert wird. Der Kabinendruck folgt etwa der Kurve Pc = 1 a b/Pa, wobei Pc der absolute Kabinendruck und Pa der absolute Druck der umgebenden AtirLosphäre ist, sowie a sowie b konstante Größen sind. Diese Beziehung ist unabhängig von der Flughöhe. Durch geeignete Auswahl der Konstanten a und b wird eine weitgehend lineare Funktion erzielt. Diese Funktion ermöglicht es, Pc, Pa zu folgen, wobei die zugelassenen minimalen Werte zusammen erreicht werden, aber daran gehindert wird, daß es extrem empfindlich für kleinere rasche Änderungen von Pa wird.
Nachstehend wird die Erfindung in Verbindung mit der Zeichnung anhand eines Ausführungsbeispieles erläutert. Es zeigen: Fig. 1 ein Blockschaltbild einer doppeltwirkenden automatischen Kabinendrucksteueranordnung nach der Erfindung, Fig. 2 ein Blockschaltbild eines der beiden doppelt wirkenden automatischen Steuergeräte nach Fig. 1, Fig. 7 ein Blockschaltbild derAp-Begrenzungslogik zur Verwendung in einem Steuergerät nach Fig. 2, Fig. 4 eine graphische Darstellung der Geschwindigkeitszunahme in Abhängigkeit von dem Differentialdruck für einen Maximum- # P-Verstärker nach Fig. 3, Fig. 5 ein schematisches Schaltbild eines Kabinenhöhenfunktionsgenerators für das Steuergerät nach Fig. 2, Fig. 6 eine Reihe von graphischen Darstellungen, die mit 6A-6B bezeichnet sind und die die Spannungs-Zeit-Beziehungen für den Kabinenhöhenfunktionsgenerator nach Fig. 5 angeben, Fig. 7A eine graphische Darstellung des Kabinendruckes in Ahhängigkeit von dem Umgebungsdruck für das Steuergerät nach Fig. 2, Fig. 7B eine graphische Darstellung des Kabinendruckes in Abhängigkeit von dem Umgebungsdruck für ein bekanntes Steuergerät, Fig. 8 ein Blockschaltbild einer automatischen Übertragungsschaltung nach Fig. 1, Fig. 9 ein logisches Schaltbild einer Fehleranzeigelogik nach Fig. 8, Fig. 10 ein logisches Schaltbild einer nachfolgenden Flugübertragung nach Fig. 8, Fig. 11 ein logisches Schaltbild einer Bin-Aus-Steuerverbindung, die die Verbindungslogik für die Anordnung nach Fig. 8 zeigt, und Fig. 12 eine Aufsicht auf eine Kabinendruckwählertafel für die Anordnung nach vorliegender Erfindung.
Fig. 1 zeigt eine dorreltwirkende automatische Kabinendrucksteueranordnung nach vorliegender Erfindung. Eine Wählertafel 10 (siehe auch Fig. 12) wird von Hand so gesteuert, daß Abgabespannungen entsmrechend der Landehöhe, eingestellt durch einen Wählerknopf 4, der barometrischen Druckkorrektur des Landefeldes, eingestellt durch einen Wählerknonf 5, und einer vorgewählten Grenze der Geschwindigkeit der Kabinendruckänderung, eingestellt durch einen Wählerknonf 6 erzeugtwerden.Diese Snannungen werden über Leiter 12 und 14 an identische automatische Kabinendrucksteuergeräte 16 und 17 übertragen.
Der Kabinendruckwähler 10 kann doppelte Sätze von Wählerpotentiometern aufweisen, die von den Wählerknöpfen 4, 5 und 6 angetrieben werden, und zwar jeweils einen Satz für das Kabinendrucksteuergerät 16 und einen Satz für das Kabinendruckateuergerät 17. Diese donvelten Sätze von Potentiometern sind vorzugsweise miteinander so verbunden, daß die Befehlsspannungen für beide Steuergeräte die gleichen sind. Die Steuergeräte 16 und 17 sind über Leiter 18 und 19 mit einem Stellantrieb 20 verbunden, der das Offnen und Schließen eines Ausflußventiles (nicht dargestellt) steuert.
Jedes der Steuergeräte 16 und 17 betätigt vorzugsweise einen getrennten Ausflußventilmotor im Stellantrieb 20, wobei nur die mechanische Ventilgelenkverbindung und die Untersetzungsräder gemeinsam sind. Jedes Steuergerät hat seine eigene Energiespeisequelle, Sensoreinheiten, elektronische Logik- und Steuerschaltungen (Fig. 2), so daß sie vollständig unabhängig voneinander arbeiten, und die Möglichkeit, daß beide Steuergeräte gleichzeitig fehlerhaft arbeiten, auf ein Minium reduziert wird.
Das Steuergerät 16 nimmt eine Eingangsspannung nronortional dem umgebenden Atmosphärendruck aus einem Atmosphärendrucksensor 21 über die Leitung 22, und eine Eingangsspannung Dronortional detn Kabinendruck aus einem Kabinendrucksensor 23 über die Leitung 24 auf. Das Steuergerät 17 nimmt entsprechende Eingangssnannungen aus eine AtmosDhärendrucksensor 26 über die Leitung 28 und aus einem Kabinendrucksensor 29 über die Leitung 30 auf. Drucksensoren 21, 23, 26 und 29 können entsprechende Druckwandler sein, die eine anzeigbare Änderung im Ausgang in Abhängigkeit von Änderungen im Druck erzeugen. Eine automatische Ubertragungsschaltung 32 nimmt Eingänge aus dem automatischen Kabinendrucksteuergerät 17 über die Leitung 33, aus der automatischen Übertragungaschaltung 34 über die Leitung 36 und aus der Wählertafel 10 über die Leitung 37 auf. Die automatische Übertragungsschaltung 32 ist ferner mit dem automatischen Kabinendrucksteuergerät 16 über den Betrieb/eines Relais (schematisch als Leitung 38 dargestellt) zum Stellantrieb 20 über die Leitung 39 und mit der automatischen Ubertragungsachaltung 34 über die Leitung 40 verbunden. Die automatische Übertragungsschaltung 34 nimmt eine Eingabe aus dem Stellantrieb e0 über einen Leiter 41, aus dem automatischen Kabinendrucksteuergerät 16 über einen Leiter 42 und aus der Wählertafel 10 über einen Leiter 43 auf und ergibt eine Eingabe an das automatische Kabinendruckateuergerät 17 über den Betrieb eines Relais (schematisch als Leiter 44 dargestellt).
Jede automatische Übertragungsschaltung ist einem der automatischen Kabinendrucksteuergeräte zugeordnet und steuert dieses.
Die automatische tbertragungsschaltung 32 ist dem automatischen Kabinendrucksteuergerät 16 und die automatische Vbertragungsschaltung 34 dem automatischen Kabinendrucksteuergerät 17 zugeordnet. Die automatischen Kabinendrucksteuergeräte 16 und 17 sowie die automatischen Übertragungsschaltungen 32 und 34 nehmen ferner Eingänge aus einen, Fahrgestellschalter 46 über die Beitungen 48, 50, 52 und 54 sowie aus einen, Drosselschalter 56 über die Leiter 58, 60, 62 und 64 auf, deren Zweck nachstehend im einzelnen erläutert wird.
Während eines jeden Fluges oder auf einer sich ändernden Basis arbeitet ein Steuergerät als das Primärsteuergerät und das andere dient als Bereitschaftssteuergerät. Das Primärsteuergerät steuert den Kabinendruck während des gesamten Fluges. Im Verlaufe des Fluges überwacht das Bereitschaftssteuergerät die Arbeitsweise des Primärsteuergerätes. Wenn das Primärsteuergerät fehlerhaft arbeitet, übernimmt das Bereitschaftateuergerät die Steuerung des Kabinendruckes. Wenn keine fehlerhafte Arbeitsweise auftritt, wird die Identität des Primärsteuergerätes auf das Landen für den nächsten Flug übertragen. Diese automatische Übertragung des Primärbetriebes zwischen Steuergeräten auf aufeinanderfolgenden Flügen ermöglicht, daß jedes Steuergerät der dopoeltwirkenden automatischen Steueranordnung automatisch das andere auf einer regulären Basis prüft, damit eine maximale Zuverlässigkeit für die gesamte Anordnung erzielt wird. Jedes der Kabinendrucksteuergeräte verwendet die Eingangssaannungen aus den entsnrechenden AtmosDhärendrucksensoren zur Berechnung eines gewünschten entsDrechenden Kabinendruckes. Dieser wird mit der Spannung entsDrechend dem Kabinendruck aus dem Kabinendrucksensor verglichen, um ein Fehlersignal zu erzeugen, das von dem Primärsteuergerät verwendet wird, um die Position des Stellantrit-bes 20 zu steuern.
In Fig. 2 sind das automatische Kabinendrucksteuergerät 16 und die zugeordneten Elemente im einzelnen dargestellt; das Steuergerät 17 (Fig. 1) weist einen identischen Satz von Bauteilen auf, die ähnlich geschaltet sind.
Die Leitung 12, die die Wählertafel 10 mit dem Steuergerät 16 verbindet, weist eine Leitung 12a auf, die das Potentiometer des "Geschwindigkeitsbegrenzungs-Wählers 6 der Wählertafel (Fig. 12) mit einer Geschwindigkeitslogikschaltung 66 des Steuergerätes verbindet. Eine Leitung 12b verbindet die Wähler 4 und 5 für Landefeldhiihe und barometrischen Druck der Wählertafel 10 mit einer Diskriminatorschaltung 68 für große Höhe.
Eine Leitung 12c verbindet die Wählertafel 10 mit einer Energies:peisequelle 70 im Steuergerät 16, die die Betriebsspannung für die Wählertafel 10 liefert. Die Energiesneisequelle 70 ist ferner über eine Leitung 42a mit einer Energieverlustanzeigeschaltung verbunden, die in Verbindung mit Fig. 9 beschrieben wird.
Die logische Geschwindigkeitsschaltung 66 nimmt einen zusätzlichen Eingang aus einem Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72 über eine Leitung 74 aus einer Sinkanzeigeschaltung 76 über eine Leitung 78 und aus dem Kabinendrucksensor 23 über eine: Leitung 24a auf. Der Kabinendrucksensor 23 gibt auch sein Snannungssignal über eine Leitung 24b an eine logische #P-Begrenzungsschaltung 80. Dieses Signal wird über eine Leitung 24b auch an einen Geschwindigkeitsverstärker 90 und über eine Leitung 42b an eine logische Schaltung zur Anzeige einer fehlerhaften Arbeitsweise (Fehleranzeigeschaltung) gegeben, die in Verbindung mit Fig. 9 beschrieben wird, sowie über die Leitung 24b an einen dynamischen Kompensator 100.
Die Verwendung eines Atmosphärendrucksensors 21 mit dem Steuergerät 16 erfolgt über eine Leitung 22a zum Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72, über eine Leitung 22b zur Sinkanzeigeschaltung 76 und über eine Leitung 22c zur a i\P-Begrenzungslogikschaltung 80.
Der Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72 ist ferner über eine Leitung 84 mit der Sinkanzeigeschaltung 76 und über eine Leitung 86 mit dem Diskriminator 68 für große Höhen verbunden, der seinerseits über eine Leitung 88 mit der Geschwindigkeitsverstärkerschaltung 90 verbunden ist. Die tP-Begrenzungslogikschaltung 80 ist ferner mit der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 über eine Leitung 92 und über eine Leitung 42c mit der Fehleranzeigelogikschaltung nach Fig. 9 verbunden.
Eine Grundlogikschaltung 94 im Steuergerät 16 nimmt ein GS-Eingangssignal aus einer Gleichspannungsquelle 96 auf parallelen Pfaden über den Fahrwerkschalter 46 und die Leitung 48 sowie über den Drosselschalter 56 und die Leitung 58 auf. Der Ausgang aus der Grundlogikschaltung 94 wird der Sinkanzeigeschaltung 76 über eine Leitung 98 und dann einer dynamischen Komrensatorschaltung 100 über eine Leitung 102 und einem Antrieb 110 über die Leitung 103 aufgegeben. Der von der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 erzeugte Ausgang wird über eine Leitung 104 auf den Geschwindigkeitsverstärker 90 übertragen, der einen entsprechenden Ausgang erzeugt, welcher über die Leitung 106 auf den dynamischen Komnensator 100 übertragen wird. Der resultierende Steuergerätausgang wird aus dem dynamischen Kompensator 100 über die Beizung 108 an eine Antriebsschaltung 110 des Stellantriebes 20 übertragen. Die Antriebsschaltung 110 ist in einer Rückkornlungsschleife geschaltet, die die Leitung 112, den Kontakt 114c des Schalters 114 (Fig. 8), den Motor 116, die Leitung 118, den Tachometer 120 und die Leitung 122 zur Steuerung des Betriebes des Motors 116 umfaßt. Der Betrieb des Motors 116 steuert die Arbeitsweise des Ausflußventiles (nicht dargestellt), mit welchem er über ein Getriebe 126 und eine Magnetkupplung 128 gekoppelt ist. Die Kupplung 128 wird selektiv zwischen ihrer Eingriffsstellung und ihrer Anßereingriffsstellung über eine Gleichspannung gesteuert, die aus der Gleichstromquelle 96 über einen Hand/Automatik-Auswählschalter 130 und eine Leitung 132 zur Betätigungswicklung 134 der Kupplung gespeist wird. Die Position des Kontaktes 114c bestimmt, ob das Steuergerät tatsächlich die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit steuert. Das gesamte Steuergerät funktioniert unabhängig davon, ob es im Primär- oder im Bereitschaftsbetrieb arbeitet. Der Unterschied besteht darin, daß das Steuergerät dann, wenn es als Primärgerät arbeitet und keine fehlerhafte Arbeitsweise angezeigt worden ist, die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit auf grund des geschlossenen Kontaktes 114c steuert. Das Bereitschaftssteuergerät funktioniert, steuert jedoch den Kabinendruck nicht, weil der entsprechende Schalter geöffnet ist. Wenn eine fehler ate Arbeitsweise angezeigt wird oder das Bereitschaftssteuergerät manuell ausgewählt wird, steuert das Steuergerät den Kabinendruck, obgleich es im Bereitschaftsbetrieb arbeitet.
Im Betrieb verwendet das automatische Kabinendrucksteuergerät 16 von Hand ausgewählte Eingänge aus der Wählertafel 10 und Eingänge entsprechend dem umgebenden AtmosDhärendruck sowie dem Kabinendruck aus den Sensoren 21 und 23, damit eine Ausgangsspannung zur Steuerung der Position des Ausflußventiles (nicht dargestellt) erzeugt wird.
Der Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72, der nachstehend in Verbindung mit Fig. 5 im einzelnen beschrieben wird, nimmt eine Eingangsspannung aus dem AtmosDhärendrucksensor 21 über die Leitung 22a auf, die rroportional dem umgebenden Atmosphärendruck außerhalb des Flugzeuges ist, und verwendet diese Starniting zur Berechnung einer Ausgangssnannung entsDrechend einem berechneten Wert des Kabinendruckes. Die durch den iiabinenhöhenfunkt ionsgenerator 72 aufgebaute funktionelle Beziehung ergibt automatisch eine entsprechende Kabinenhöhe für jede mögliche Flugzeughöhe, so daß keine Handauswahl der Reisehöhe von der Mannschaft getroffen werden braucht, um eine einwandfreie Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit zu erzielen, wobei die maximal zulässige Kabinenhöhe (etwa 2.400 m) bei der maximalen Konstruktionshöhe für das Flugzeug erhalten wird. Diese Ausgangs spannung wird während des Sinkens durch eine positive Gleichsnannung aus dem Sinkdetektor 26 geändert.
Der Sinkdetektor 26 nimmt den Umgebungsdruck in Abhängigkeit von der Spannung aus dem Btmosnhärendrucksensor 21 über die Leitung 22b auf und verwendet diese Spannung zur Bestimmung, wann das Flugzeug zur Vorbereitung der Landung mit dem Sinkvorgang begonnen hat. Bei der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird festgelegt, daß dies dann der Fall ist, wenn das Flugzeug mit einer Geschwindigkeit von mindestens 300 m/min über eine Zeitdauer von einer Minute gesunken ist. Wenn dies festgestellt worden ist, überträgt der Sinkdetektor 26 eine Ausgangssnannung an die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 über die Leitung 78, wodurch erreicht wird, daß der Ausgang den vollen Wert hat. Dieser Ausgang wird auf diesem Niveau unabhängig von nachfolgenden Änderungen im Flugbetrieb des Flugzeuges gehalten, bis das Flugzeug gelandet ist, worauf die Grundlogikschaltung 94 ein Rücksetzt signal über die Leitung 98 an den Sinkdetektor 76 in Abhängigkeit vom Schließen des Fahrwerkschalters 46 überträgt.
Die positive Ausgangssnannung des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 wird über die Leitung 74 auf die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 übertragen, in der sie einer negativen Eingangsspannung hinzuaddiert wird, die nronortional dem tatsächlichen Kabinendruck ist; diese Spannung wird von dem Kabinendrucksensor 23 über die Leitung 24a aufgenommen. Das Resultat dieser Addition zeigt an, ob das Flugzeug steigt, oder ob es den Verweilzustand einnimmt. Wenn die Differenz zwischen dem tatsächlichen Kabinendruck und dem befohlenen Kabinendruck groß ist, steigt das Flugzeug; ist die Differenz klein, nimmt das Flugzeug die Verweilfunktion ein.
Wenn entsnrechend der Ausgang des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 wesentlich größer ist als der Ausgang des Kabinendrucksensors 23, so daß angezeigt wird, daß das Flugzeug einen vorgezeichneten Steigvorgang durchführt, erzeugt die Geschwindigkeitslogikschaltung einen Ausgang über die Leitung 104, der auf einem ersten vorbestimmten Wert, vorzugsweise 100% der EingangssDannung aus der Leitung 12a liegt. Wenn ein geringerer Wert als diese vorbestimmte Differenz vorliegt, wird die Geschwindigkeitsgrenze auf einen kleineren Wert, vorzugsweise etwa 50% des Geschwindigkeitsbegrenzungseinganges, maßstäblich festgelegt. Die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 ist in der Lage, zu bestimmen, ob das Flugzeug über ein Signal aus dem Sinkdetektor 76 über die Leitung 78 sinkt oder nicht, was richtig ist, wenn das Flugzeug fällt, und falsch, wenn das Flugzeug steigt.
Aus der Wählertafel 10 nimmt die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 eine Eingangsspannung über die Leitung 12a auf, die einer manuell ausgewählten Begrenzung der Geschwkidigkeft der Kabinendruckänderung oder "Geschwindeitsbegrenzung" entspricht. Bei der bevorzugten Ausführungsform hat die Geschwindigkeitlogikschaltung 66 zwei mögliche Ausgänge, entweder 100% des Einganges, den sie aus der Wählertafel 10 aufnimmt, oder 50% des Einganges, den sie aus der Wählertafel 10 aufnimmt. Wenn auf der Basis der Information, die sie aus der Summe des tatsächlichen Kabinendruckes und dem befohlenen Kabinendruck oder aus dem Sinkdetektor aufnimmt, festgestellt wird, das das Flugzeug entweder steigt oder fällt, wird 100% des Eingangswertes der Geschwindigkeitsbegrenzung durchgelassen. Wenn die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 bestimmt, daß das Flugzeug die Verweilfunktion einnimmt, läßt sie nur 50 des Geschwindigkeitsbegrenzungseinganges aus der Wählertafel 10 passieren.
Der Ausgang der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 wird zum Geschwindigkeitsverstärker 90 über die Leitung 104 gegeben, um zu bestimmen, auf welchem Pegel der Geschwindigkeitsverstärkar 90 sich einstellt. Bei einem Summierknoten des GeschwindEkeitsverstärkers 90 werden der Ausgang des Diskriminators 68 für große Höhen über die Leitung 88 und der Ausgang des Kabinendrucksensors 23 über die Leitung 24c kombiniert, um den Verstärkungseingang zu speisen.
Die Wählertafel 10 ergibt eine Ausgangsanannung über die Leitung 12b an den Diskriminator 68 großer Höhe, die der vorgewählten Landefeldhöhe korrigiert um den barometrischen Druck entsnricht.
Dem Diskriminator für große Höhen wird auch der Ausgang des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 zugeführt, der Dronortional der berechneten Kabimenhöhe, d.h. der Höhe ist, auf die das Steuergerät 16 die Flugzeugkabine bringen soll. Der Diskriminator 68 blockiert das Spannungssignal, das der unteren dieser Höhen entspricht, und überträgt das der größeren Höhe entsprechende Signal auf den Geschwindigkeitsverstärker 90 über die Leitung 88. Der Geschwindigkeitsverstärker 90 vergleicht dieses Signal mit dem Signal, das dem tatsächlichen Kabinendruck entsDricht, welcher von dem Kabinendrucksensor 23 über die Leitung 24c aufgenommen wird. Wenn ein Vergleich dieser Signale anzeigt, daß der tatsächliche Kabinendruck einer Höhe entspricht, die geringer ist als von dem Diskriminator 68 übertragen, wird der Geschwindigkeitsverstärker 90 daran gehindert, ein Befehlssignal zu erzeugen, das eine Absenkung der Kabinenhöhe zur Folge hat.
Diese Eigenschaft des Geschwindigkeitsverstärkers 90 arbeitet während des Sinkens des Flugzeuges auf ein Landefeld mit einer Höhe, die wesentlich größer als Meeressniegel it. Während des Sinken wird der tatsächliche Kabinendruck kleiner als der Druck, der von der Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72 angezeigt wird, wodurch angezeigt wird, daß die Kabine eine größere als die erforderliche Höhe hat. Wenn die Flugzeughöhe abnimmt, nimmt die Kabinenhöhe entsrrechend ab. Da die maximale Kabinenhöhe nur etwa 2.400 m beträgt, erreicht sie den Wert des Landefeldes wesentlich eher als das Flugzeug diese Höhe erreicht. Wenn ein weiteres Sinken der Kabine zugelassen wird, ist es dann erforderlich, eine längere Zeitneriode der Druckabsenkung des Flugzeuges nach dem Landen vorzusehe-n. Nachdem die gewünschte Kabinenhöhe, wie sie durch den Ausgang des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 angezeigt worden ist, eine Höhe erreicht hat, die der entsnricht, die für das Landefeld ausgewählt worden ist, verhindert der Diskriminator 68 ein weiteres Sinken der Kabine, indem die Landefeldhöhe als die Befehlshöhe eingeführt wird. Wenn der tatsächliche Kabinendruck einen barometrisch korrigierten Wert für diese Höhe erreicht hat, wird ein Sinken der Flugzeugkabine beendet.
Ein zusätzlicher Eingang in die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 wird durch die d P-Begrenzungslogikschaltung 80 erzielt. Die Schaltung nimmt Eingänge aus den Drucksensoren 21 und 23 entsprechend den attnosnhärischen Druck und den Kabinendruck auf und bestimmt daraus den Druckunterschied zwischen den Drücken im Inneren der Kabine und der äußeren Umgebung, wie im einzelnen in Verbindung mit Fig. 3 erläutert wird. Wenn dieser Druckunterschied größer als ein vorbestimmter Wert ist, so daß möglicherweise die bauliche Integrität des Flugzeuges gefährdet wird, wird ein Ausgang von der tP-Begrenzungslogikschaltung 80 über die Leitung 92 zur Geschwindigkeitslogikschaltung 66, die das Ausgangssignal des Geschwindigkeitsbegrenzers um einen Betrag pronortional den überschüssigen Druckunterschied zwischen Atmosphären-und Kabinendruck erhöht. Dies bewirkt, daß der Ausgang der Geschwindigkeitslogikschaltung so modifiziert wird, daß der Sättigungsnegel des Geschwindigkeitsverstärkers 90 unabhängig von der Beziehung der befohlenen Höhe zur tatsächlichen Höhe mo-lifiziert wird.
Der Eingang in den Geschwindigkeitsverstärker 90 aus dem Diskriminator 68 über die Leitung 88 ist stets positiv. Der Diskriminator 68 nimmt zwei Eingänge auf, und zwar einen aus er ählertafel 10, der der Landefeldhöhe mit barometrischer Korrektur entspricht, und einen aus den Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72 über die Leitung 86. Diese beiden Eingänge sind positiv, und der Diskriminator 68 vergleicht die beiden und bestimmt, welcher der größeren Höhe oder dem niedrigsten Druck entsDricht. Der niedrigste Druck ist das Signal, das zum Geschwindigkeitsverstärker 90 durchgelassen wird. Der Kabinendrucksensor 23 hat stets einen negativen Ausgang, so daß eine negative Spannung zum Geschwindigkeitaverstärker 90 über die Leitung 24c gelangt. Die Summierung des positiven Ausganges aus dem Diskriminator 68 und dem Ausgang aus dem Kabinendrucksensor 23 bestimmt, ob das Flugzeug steigt oder sinkt. Sinkt das Flugzeug, ist die Ausgangsspannung des Diskriminators 68, die der befohlene Kabinendruck ist, stets niedriger als der tatsächliche Druck aus dem Kabinendrucksensor 23. Für die steigende Funktion wird deshalb der Eingang in den Geschwindigkeitsverstärker 90 eine negative Snannung. Wenn das Flugzeug sinkt, wird der befohlene Kabinendruck aus detn Diskriminator 68 größer als der tatsächliche Kabinendruck aus dem Kabinendrucksensor 23. Somit wird die Eingangssnannung in den Geschwindigkeitsverstärker 90 positiv.
Ob die Eingangsspannung positiv oder negativ ist, bestimmt sich aus detn Sättigungsrunkt für den Geschwindigkeitsverstärker 90.
Bei der bevorzugten Ausführungsform entspricht der Sättigungspunkt für negative Eingänge dem Eingang aus der Geschwindigkeitslogik 66, während für positive Eingänge der Sättigungspunkt 3/7 des Einganges aus der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 entspricht.
Der Ausgang des Geschwindigkeitsverstärkers 90 ist der Geschwindigkeitsbefehl, der der Eingang in den dynamischen Kompensator 100 über die Leitung 106 ist, wo er mit der ersten Ableitung des Ausganges des Kabinendrucksensors 23 kombiniert wird.
Der Ausgang des Geschwindigkeitsverstär-kers 90 hat in bezug auf den Eingang das umgekehrte Vorzeichen. Wenn das Flugzeug sinkt, und der Eingang negativ ist, wird das Ausgangssignal zum Öffnen der Ventile (das der Ausgang des Geschwindigkeitsverstärkers 90 ist) positiv. Sinkt das Flugzeug, so daß ein Ausgangssignal erforderlich ist, das die Ventile zur Druckaufladung der Flugzeugkabine im Schließsinne beaufschlagt, wird der Ausgang des Geschwindigkeitsverstärkers 90 negativ.
Die erste Ableitung des Kabinendruckes, die durch den cynamischen Kompensator 100 berechnet wird, wird negativ, wenn das Flugzeug sinkt, da dies eine Abnahme des Kabinendruckes darstellt, und wird positiv, wenn das Flugzeug sinkt, da dies einer Zunahme des Kabinendruckes entspricht. Auch ist der Eingang in den Summierknoten des dynamischen Kompensators 100 der Ausgang der Grundlogikschaltung 94 über die Leitung 102. Der Ausgang aus der Grundlogikschaltung 94, der der Eingang in den dynamischen Kompensator 100 ist, ist einer von drei Zuständen, er ist entweder eine positive Gleichspannung, eine negative Gleichspannung oder Null.
Wenn das Flugzeug für den Start druckaufgeladen wird, ist der Spannungs eingang in den dynamischen Kompensator 100 eine positive Gleichspannung, um die Summierung der ersten Ableitung des Kabinendruckes und des Ausganges des Geschwindigkeitsverstärkers 90 zu übersteuern. Ist das Flugzeug gelandet und ist es erforderlich, die Kabine vom Druck zu entlasten, ist der Ausgang der Grundlogikschaltung 94 zum Kompensator 100 ein negative Spannung, die wiederum die Summierung der ersten Ableitung des Kabinendruckes und des Ausganges des Geschwindigkeitsverstärkers 90 übersteuert. Während das Flugzeug fliegt, ist der Ausgang der Grundlogikschaltung 94 Null, so daß die Summierung der Ableitung des Kabinendruckes und des Ausganges des Geschwindigkeitsverstärkers 90 die bestimmenden Faktoren zum Öffnen oder Schließen des Stellgliedventiles sind. Wenn das Flugzeug sinkt, ist der Ausgang des Geschwindigkeitsverstärkers 90 rositiv, und die erste Ableitung des Kabinendruckes ist negativ. Der Geschwindgkeitsbefehl aus dem Geschwindigkeitsverstärker 90 wird durch den Wert der ersten Ableitung modifiziert, um ihn zu verringern, so daß der Geschwindigkeitsbefehl dem Ventil nicht aufgibt, so schnell zu öffnen, als ob er nicht modifiziert wäre. Wenn das Flugzeug sinkt, wird der Ausgang des Geschwindigkeitsverstärkers 90 negativ, und die erste Ableitung des Kabinendruckes wird nositiv; die Summierung is-t wiederum lediglich die Modifizierung des Geschwindigkeitsbefehles aus dem Geschwindigkeitsverstärker 90.
Der dynamische Koninensator 100 nimmt die Summierung der ersten Ableitung des Kabinendruckes und des Geschwindigkeitsbefehles des Geschwindigkeftsverstärkers 90, gleichgültig, ob durch Eingänge aus der Grundlogikschaltung 94 modifiziert oder nicht, und gibt dieses Signal über die Leitung 108 an den Antrieb 110.
Somit wird ein Kabinengeschwindigkeitsänderungsbefehl von dem Geschwindigkeitsverstärker 90 über die Bettung 106 in den dynamischen Kompensator 100 übertragen, der das Signal so konditioniert, daß es für eine Übertragung in den Antrieb 110 geeignet ist. Zusätzlich wird ein Signal in den dynamischen Komnensator 100 aus der Grundlogikschaltung 94 übertragen, wenn der Fuhrgestellschalter geschlossen ist, wodurch angezeigt wird, daß das Flugzeug gelandet ist; damit wird der Befehl gegeben, daß das Ausflußventil (nicht dargestellt) vollständig geöffnet wird.
Der Geschwindigkeitsbefehl, der in den Antrieb 110 gegeben wird, bewirkt, daß diese Schaltung eine Spannung an den Motor 116 bei geschlossenem Kontakt 114c gibt, die geeignet ist, den Motor in einer gewünschten Richtung und mit einer gewünschten Drehzahl zu betreiben. Der Kontakt 114c ist geschlossen, wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät den Kabinendruck steuert oder "Ein" ist. Wenn der Schalter geöffnet ist, ist das Steuergerät "Aus". Der Betrieb des Motors bewirkt, daß der Tachometer 120 ein Rückkopplungssignal erzeugt, das eine einwandfreie Steuerung des Motors durch den Antrieb ermöglicht.
Die elektromagnetische KunDlungo 128 ist eingelegt, wenn der Hand/Automatik-Auswählschalter 130 die Automatik-Position einnimmt. Wenn dieser Schalter auf Handbetrieb gestellt ist, wird lie Betätigungswicklung 134 entregt, so daß die Kupplung 128 gelöst wird und das Ventil nicht mehr durch den Motor 116 gesteuert wird. Dies versetzt die Flugzeugmannschaft in die Lage, das Ausflußventil durch herkömmliche Mittel (nicht dargestellt) von Hand zu steuern.
Fig. 3 ist ein Blockschaltbild einer t P-Begrenzungslogikschaltung 80 der Fig. 2. Der Summierungsknoten 136 nimmt einen Konstante spannungseingang proportional dem maximal zulässigen Unterschied zwischen dem umgebenden Atmosphärendruck und dem Kabinendruck über die Leitung 138 auf. Eine Spannung proportional dem Kabinendruck wird von dem Kabinendrucksensor 23 über die Leitung 24b aufgenommen, und eine Spannung proportional dem umgebenden Atmosphärendruck wird von dem Atmosphärendrucksensor 21 auf den Summierknoten 136 über die Leitung 22c übertragen. Der Ausgang des Summierknotens 136 wird einem Maximum- a P-Verstärker 140 über die Leitung 142 aufgegeben. Der Ausgang des Verstärkers 140 geht durch eine Leitung 144 und teilt sich in die Leitung 92, die den Eingang in die Geschwindigkeitslogik 66 ergibt, und in die Leitung 146, die einen Eingang in einen Sperrgenerator 148 ergibt. Der Sperrgenerator 148 ergibt dann ein Signal an die automatische tbertragungsschaltung über die Leitung 42c, das als ein # P-^Sperrsignal wirkt.
Die Eingänge in den Summierknoten 136 aus dem Maximum- P-Bezug über die Leitung 138 und der Atmosphärendruck aus dem Atmosphärendrucksensor 21 über die Leitung 22c sind beide negativ. Der Eingang des Kabinendruckes aus dem Kabinendrucksensor 23 über die Leitung 24b ist positiv.
Die A P-Begrenzungslogikschaltung 80 vergleicht diese beiden Signale, und wenn die Kabine in bezug auf den atmosphärischen Unterschied einen vorbestimmten Wert aus irgendeinem Grunde überschreitet, erhöht die LÄP-Begrenzungslogik die vorgewählte Geschwindigkeitsgrenze, um die erhöhte Steiggeschwindigkeit des Flugzeuges zu kompensieren.
In Betrieb werden der Atmosphärendruck und der Kabinendruck konstant durch Xführen an den Summierknoten 136 der Spannungssignale, die proportional dem Druck sind, überwacht. Durch Subtrahieren der Kabinendruckspannung vDn der Atmosphärendruckspannung wird eine Spannung proportional dem Druckunterschied erzielt.
Diesem Druckunterschied wird eine Spannung proportional dem zulässigen ß P hinzuaddiert, so daß nur dann, wenn der Druckunterschied diesen Wert übersteigt, die Begrenzungslogikschaltung einen Zuwachs-anteil zuführt. Der überschüssige Druckunterschied wird dann verstärkt und erzeugt eine schrittweise Erhöhung in der Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit. Diese wird der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 aufgegeben, um die Geschwindigkeit in der vorbeschriebenen Weise zu erhöhen.
Während die n P-Begrenzungslogikschaltung 80 die ausgewählte Geschwindigkeitsbegrenzung übersteuert, verhindert sie auch eine automatische Übertragung auf das Bereitschaftssteuergerät durch Abgabe eines "echten" Logiksignales an die automatische Übertragungslogik des anderen Steuergerätes über die Leitung 42c, deren Wirkungsweise später erläutert wird.
Bei der bevorzugten Ausführungsform wird der Maximum- AP-Verstärker 140 umgekehrt vorgespannt, wenn eine negative Spannung dem Eingang über den Leiter 142 aufgegeben wird. Da der Druck der umgebenden Atmosphäre stets kleiner als oder gleich dem Kabinendruck Pc ist, tritt eine positive Spannung an der Leitung 142 auf und spannt den Verstärker in Vorwärtsrichtung vor. Ein Ausgang an der Leitung 144 aus dem Maximum- AP-Verstärker 140 ist jedoch so lange nicht erwünscht, bis der Unterschied zwischen dem Kabinendruck und dem Atmosphärendruck einen vorbestimmten Wert übersteigt. Durch Einführung einer negativen Maximum- n Spannung über die Leitung; 138 in den Summierknoten 136 wird eine positive Spannung an der Leitung 142 solange nicht auftreten, bis Pc die Summierung der negativen Maximum- a P-Bezugsspannung und der Atmosphärendruckspannung übersteigt.
Das Ergebnis ist in Fig. 4 dargestellt. Der Ausgang bleibt Null, bis der Eingang den mit A bezeichneten Wert erreicht, an welcher Stelle Pc größer ist als der Maximum- AP-Bezugswert plus a' und eine positive Spannung tritt an der Leitung 142 auf und spannt den Maximum- aP-Verstärker 140 in Vorwärtsrichtung vor. Der Verstärker 140 ist vorzugsweise ein linearer Verstärker und gibt einen Ausgang über die Leitung 144, der linear zunimmt, bis er einen mit C bezeichneten Wert erreicht hat. Der Ausgang des Verstärkers 140 wird dem Sperrgenerator 148 aufgegeben, der die automatische Übertragungsachaltung davon in Kenntnis setzt, daß die angezeigte Differenz aus dem flugplanmäßigen Kabinendruck nicht durch eine fehlerhafte Arbeitsweise des Steuergerätes bedingt ist. Dies sperrt die Übertragung. Das Signal wird ferner der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 des Steuergerätes 16 aufgegeben, die das Geschwindigkeitssignal um einen Betrag proportional dem Ausgang des Verstärkers 140 erhöht.
Wenn der Eingang beispielsweise eine Spannung gleich der mit D in der graphischen Darstellung bezeichneten ist, entspricht der Ausgang dem Wert E. Der Ausgang der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 wird durch die Spannung, die durch E dargestellt ist, erhöht.
C auf der Ausgangsachse ist der Wert, bei dem der Maximum- AP-Verstärker 114 in die Sättigung geht, und der Ausgang entspricht einem Eingang von B aus dem Summierknoten 136. Wenn die Summe aus der Kabinendruckspannung, der Atmosphärendruckspannung und der maximalen AP-Bezugsspannung den Wert B übersteigt, tritt keine Verstärkung mehr auf.
Bei der bevorzugten Ausführungsform entspricht C auf der graphischen Darstellung einer Spannung proportional einer Geschwindigkeitszunahme von 240 m/min. Deshalb übersteigt die Geschwindigkeit, obgleich sie über die ausgewählte Geschwindigkeitsbegrenzung zunimmt, niemals die ausgewählte Geschwindigkeitsbegrenzung plus 240 m/min.
Die /P-Begrenzungslogikschaltung 80 wird in Verbindung mit einem doppeltwirkenden automatischen Kabinendrucksteuergerät verwendet.
Sie kann jedoch mit einer einzigen automatischen Steuergerätanordnung verwendet werden, bei der der Maximum- # P-Verstärker 140 nur die Geschwindigkeit des automatischen Steuergerätes erhöht und nicht ein Signal zum Sperrgenerator durchläßt, oder andererseits ein Signal an ein-en Sperrgenerator gibt, der einen Fehler verhindert, welcher auf einer Signaltafel auftritt, die in Verbindung mit der einzigen automatischen Steuergerätanordnung verwendet werden kann.
Nach Fig. 5 besteht der Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72 hauptsächlich aus drei Verstärkern U1, U2 und U3, sowie zwei Sätzen von mit gemeinsamem Emitter geschalteten Transistoren, wobei Transistor Ql mit Transistor Q2 und Transistor Q3 mit Transistor Q4 verbunden ist.
Die Eingabe für einen positiven Ausgang am Verstärker Ul ist die Spannung V6, die die Summe von V2 über den Widerstand R1 <ist>und der Spannungsrückkopplung aus dem Ausgang des Verstärkers U1 über den Widerstand R2. Die Eingabe für einen negativen Ausgang des Verstärkers U1 ist die Spannung V7, die die Spannung ist, die durch mit die Rückkopplungsschleife erzeugt wird, welche aus gemeinsamena Emitter geschalteten Transistoren Q1 und Q2 besteht.
Der Ausgang des Verstärkers U1 ist die Spannung V4. Diese Spannung wird über den Widerstand R5 den Basen der Transistoren Q3 und Q4 und über den Widerstand R3 den Basen der Transistoren Q1 und Q2 aufgegeben. Die Emitter der Transistoren Q1 und Q2 sind miteinander und über den Widerstand R4 an den Verstärker U1 und den Eondensator C1 gelegt. Der Kondensator C1 ist mit Erde verbunden. Die Kollektorverbindung des Transistors Q1 ist an Spannung V3wund die Kollektorverbindung des Transistors Q2 an Erde gelegt. Die Spannung V3 besteht aus der Ausgangsspannung des Verstärkers U3 und der Spannung, die aus dem Widerstandsnetzwerk R9, R10, Rll und R13 kommt. Dieses Widerstandsnetzwerk nimmt nur positive Spannungen aus der Beizung 22c auf, da negative Spannungen durch die Diode D1 blockiert werden. Das Widerstandsnetzwerk R9, R10, Rll und R13 nimmt eine negative Eingangsspannung an der Leitung 42a2 auf, die der inverse Wert der positiven Spannung V2 an der Leitung 42al ist. Die Spannung, die einen negativen Ausgang am Verstärker U3 festlegt, besteht aus der Spannung minus V1 über die Leitung 22a2, die über den Widerstand R12 führt, und der Ausgangsspannung des Widerstandsnetzwerkes R9, R10, Rll und R13. Die Spannung, die einen positiven Ausgang aus dem Verstärker U3 festlegt, ist durch Erdverbindung festgelegt.
Die Spannung V+ speist auch die mit gemeinsamem Emitter geschalteten Transistoren Q3 und Q4 über den Widerstand R5, teilt sich und speist die Basen von-Q3 und Q4. Der Kollektor von Q4 ist an Erde gelegt und der Kollektor von Q3 mit der Leitung 22al verbunden, die eine Spannung V1 einspeist, welche eine Spannung proportional dem Atmosphärendruck aus dem Atmosphärendrucksensor 21 ist. Die Emitter der Transistoren Q3 und Q4 sind miteinander verbunden und speisen die Spannung V8 ein, die über den Widerstand R6 und über dem Kondensator C2 gelegt ist und den Eingang speist, ehe er den positiven Spannungsausgang vom Verstärker U2 festlegt.
Die Spannung, die einen negativen Ausgang aus dem Verstärker U2 festlegt, wird durch die Rückkopplungsschleife aus dem Ausgang von U2 über den Widerstand R7 zum negativen Anschluß von U2 und aus dem Widerstand R8, der an Erde gelegt ist, bestimmt. Der Ausgang des Verstärkers U2 ist VQ.
V0 ist der Ausgang an der Leitung 74 zur Geschwindigkeitslogikschaltung 66 und zum Diskriminator 68 für große Höhe über die Leitung 86. V1 ist der Eingang, der über die Leitung 22al aus dem Atmosphärendrucksensor 21 ankommt. V1 ist eine Spannung proportional dem Druck der umgebenden Atmosphäre. V2 ist eine konstante positive Gleichspannung, die als Vorspannspannung verwendet wird, die aus der Energiequelle 10 stammt. V1 ist der Eingang an der Leitung 22al, und minus V1 ist der Eingang an der Leitung 22a2.
V2 ist der Eingang an der Leitung 42al und minus V2 der Eingang an der Leitung 42a2.
Die Spannung V2 wird über den Widerstand R1 aufgegeben, der einen Spannungsabfall bewirkt, so daß eine etwas kleinere Spannung V6 an den positiven Anschluß des Verstärkers U1 gelegt wird. Wenn V6 positiver als V7 ist, was an dem negativen Anschluß des Verstärkers U1 der Fall ist, ist die Ausgangsspannung V4 des Verstärkers U1 eine positive Spannung, die über den Widerstand R3 an die Basen der mit gemeinsamem Emitter geschalteten Transistoren Q1 und Q2 gelegt wird.
Ist V4 positiv, hat der NPN-Transistor Q1 den EIN-Zustand und der PNP-Transistor Q2 den AUS-Zustand. Wenn der Transistor Q1 den EIN-Zustand einnimmt, setzt sich die Spannung V3 durch den Transistor fort und erscheint als Spannung V5 an der Emitterverbindung zum Widerstand R4. R4 ist Teil des RC-Ladenetzwerkes mit dem Kondensator C1, und die Spannung V7 an dem negativen Eingangsanschluß des Verstärkers U1 nimmt exponentiell auf den maximalen Wertwon V5 zu, der gleich V3 ist.
Wenn V7 sich auf einen Wert auflädt, der etwas größer als die Spannung V6 ist, geht der Ausgang des Verstärkers U1 nach negativ, und V4 wird negativ. Wenn V7 negativ ist, tritt eine Rückkopplung über den Widerstand R2 zur Spannung V6 auf, und dadurch schwingt die Spannung V6 auch nach negativ. V4 setzt sich über den Widerstand R3 zu den Basen der Transistoren Q1, Q2 mit gemeinsamer Emitterverbindung fort, und schaltet den Transistor Q1 in den AUS-Zustand sowie den Transistor Q2 in den EIN-Zustand. Nimmt der Transistor Q2 den EIN-Zustand ein, entlädt sich die Spannung V7 nach Null über den Kondensator C1 und den Widerstand R4, da der Kollektor des Transistors 42 mit Erde verbunden ist. Wenn V7 sich auf einen Wert etwas kleiner als V6 entlädt, schwingt der Ausgang des Verstärkers U1 wiederum nach positiv, und V4 wird positiv. Wenn V4 nach negativ geht, macht sie V6 etwas positiver über den Widerstand R2, und V4 setzt sich über den Widerstand R3 zu den Transistoren Ql, Q2 mit gemeinsamer Emitterverbindung fort u.
schaltet den Transistor Ql in den EIN-Zustand sowie den Transistor Q2 in den AUS-Zustand und wiederholt den vorbeschriebenen Zyklus.
Die Spannung V tritt somit als Rechteckwelle auf. Die Spannung V4 setzt sich über den Widerstand R5 fort und speist die Basisverbindungen der gemeinsamen Emitterverbindung zwischen dem NPN-Transistor Q3 und dem PNP-Transistor 44. Wenn V4 negativ ist, wird der Transistor Q4 stromleitend, und der Ausgang des Transistors Q4 wird Null, da der Kollektor geerdet ist. Wenn die Spannung V4 positiv ist, wird der Transistor Q3 stromleitend und legt die Spannung V1 über den Transistor Q3 an den Widerstand R6.
Somit hat die Spannung V8 am Widerstand R6 die gleiche Beziehung zur Spannung V1 wie sie die Spannung V5 zur Spannung V3 hat. Der Widerstand R6 und der Kondensator C2 filtern die Spannung V8, die der positive Eingang in den Verstärker U2 ist. Der Verstärker U2 ändert maßstäblich die Spannung V8, so daß die richtige Spannung VO an den Leitungen 74 ansteht, die der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 und der Leitung 86 aufgegeben wird, die an den Diskriminator 68 geführt ist.
Die Spannung V5 ist der Ausgang des Verstärkers U3 und bleibt als positiver Ausgang solange bestehen, wie der Eingang in den Verstärker U3 am negativen Anschluß kleiner als Null ist. Der Eingang in den Verstärker U3 ist -V1, nämlich der negative Wert des Ausganges des Atmosphärendrucksensors 21. Zur Spannung -V1 wird eine negative Spannung -V2 über den Widerstand Rll hinzuaddiert. Dies wird durch die positive Rückkopplung über den Widerstand R13 modifiziert. Der Eingang in den Verstärker U3 wird ferner durch den Eingang aus der Leitung 22c modifiziert, der eine Diode passieren muß, bevor er der Spannung -V2 und -V1 hinzuaddiert wird.
Eine negative Spannung gibt der Diode eine umgekehrte Vorspannung und es wird nichts durchgelassen. Eine positive Spannung erteilt der Diode eine Vorwärts-Vorspannung und addiert sich direkt zu den negativen Spannungen V2 und V1 über das Widerstandsnetzwerk R9 und R10. Die Spannung an der Leitung 22c ist negativ, wenn das Flugzeug steigt, und po-sitiv, wenn das Flugzeug sinkt, so daß das Widerstandsnetzwerk von R9 und R10 nur den Eingang in den Verstärker U3 beeinflußt, wenn das Flugzeug sinkt.
Fig. 6 zeigt eine Reihe von graphischen Darstellungen 6A-6C, die die verschiedenen Spannungsbeziehungen zeigen, welche dem Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72 zugeordnet sind. Die Darstellung 6A zeigt die Beziehung der Spannungen V3, V6, V2 und V7. Die Spannung V6 schwingt symmetrisch um die Spannung V2, was durch den Ist Rückkopplungswiderstand R2 verursacht wird. Die Spannung V7 lädt sich exponentiell zur Spannung V3 auf einen Wert auf, der etwas größer ist als V6, wenn der Transistor Ql den EIN-Zustand einnimmt. Nimmt Q1 den AUS-Zustand und Q2 den EIN-Zustand ein, entlädt sich die Spannung V7 exponentiell gegenNull auf einen Wert, der etwas kleiner ist als die Spannung V6, die sich auf die negative Seite von V2 aufgrund der negativen Rückkopplung über den Widerstand R2 verschoben hat. Wenn V7 weniger positiv als V6 wird, geht der Ausgang des Verstärkers U1 nach positiv, schaltet Q2 in den AUS-Zustand und Ql in den EIN-Zustand, so daß der Zyklus wiederholt wird. Die graphische Darstellung 6B zeigt die Spannung V4 und ihre entsprechenden Werte, wenn Q1 den EIN-Zustand und Q2 den AUS-Zustand einnimmt, ferner auch, wenn Ql den AUS-Zustand und Q2 den EIN-Zustand einnimmt. Die Darstellung 6C zeigt die Beziehung vnn V3 und V5, das gleich V3, wenn Ql den EIN-Zustand und Q2 den AUS-Zustand einnimmt. Wenn Q2 den EIN-Zustand einnimmt, wird V5 gleich der Kollektorspannung von Q2, die an' Erde liegt.
Aufgrund des Rückkopplungswiderstandes R2 wird die Spannung V6 in bezug auf V2 symmetrisch, da die Spannung V4 symmetrisch in bezug auf Null ist, und der mittlere Wert von V6 wird gleich V2.
Wenn die Schaltung maßstäblich geändert wird, daß V7 nahezu linear verläuft, ist der Mittelwert von V7 gleich V2, weil der Verlauf symmetrisch um V2 ist. Der Mittelwert von V7 ist gleich dem Mittelwert von V5 bzw. V7 (Mittelwert)= V5 (Mittelwert).
Damit ergibt sich folgende Beziehung: V2 = V6 (Mittelwert) = V7 (Mittelwert).
Der Mittelwert von V5 = V3 multipliziert mit der Zeitperiode, die Ql den EIN-Zustand einnimmt (tl) dividiert durch' die Zeitdauer, die Ql im EIN-Zustand ist, plus der Zeitdauer, die Q2 im EIN-Zustand ist (t2) oder V5 (Mittelwert) = V3 2 da V7 (Mittelwert) = V2 un-d V7 = V5 (Mittelwert) dann gilt V2 = V5 (Mittelwert) t1 und V2 = V3 t1 + t2 oder V = @1 tl + t2 Die Zeitdauer, die Ql im EIN-Zustand ist, dividiert durch die Summe der Zeitdauern, die Q1 und Q2 im EIN-Zustand sind, ist die relative Einschaltdauer von V4, bzw. tl V2 die relative Einschaltdauer von V4 = = tl + t2 3 Da die Transistoren Q3 und Q4 durch V4 in der gleichen Weise wie die Transistoren Q1 und Q2 gesteuert werden, hat V8 die gleiche Beziehung zu V1 wie V5 zu V3, nämlich V8 (Mittelwert) =

t3

V1 # #

t3 + t4

da die relative Einschaltdauer durch V4 bestimmt wird, gilt für ähnliche Transistoren t t 3 # t4 tl + t2 Deshalb gilt V8 (Mittelwert) = V1

V2

# #

V3

da V0 = K V8(Mittelwert) K1 V1 V2 gilt V0 = V@ 3 da V1 αPa und V3 = K2 V1 + K3 α K2 Pa + Kc und V2 ist konstante K5 Pa deshalb V0 α K2 Pa + Kc K5 α##### was eine Ausgangsspannung proportional dem abgefühlten Atmosphärendruck ergibt.
Fig. 7A ist eine graphische Darstellung der Funktion, die nach der bevorzugten Ausführungsform des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 erzeugt wird. Die Kurve AB ist die Funktion, die während des Steigens und während des Reisefluges verwendet wird, während keine Eingabe aus dem Atmosphärendrucksensor 21 in die Schaltung über die Leitung 22 zu der umgekehrten Vorspannung der Diode D1 eingeführt wird. Die Orientierung der Diode D2 verhindert, daß die Widerstände R9 und R10 die charakteristischen Eigenschaften des Verstärkers U3 beeinflussen. Die Kurve AC ist die Funktion, die während des Sinken verwendet wird, wenn die Diode D1 in Vorwärtsrichtung vorgespannt wird, und eine positive Spannung in den Eingangsanschluß des Verstärkers U3 über das Widerstandsnetzwerk R9, R10, Rll, R13 hinzugefügt wird, Bei der bevorzugten Ausführungsform wird die Kurve AB auf der Basis erzeugt, daß die Kabinendruckgeschwindigkeiten auf einem Mtimum gehalten werden, wenn das Flugzeug mit maximaler Geschwindigkeit steigt, ohne daß der maximale a P-Wert, für den das Flugzeug ausgelegt ist, überschritten wird. Für die Kurve AB ist Pc, wie es durch die Funktion erzeugt wird, stets größer als Pa, solange Pa kleiner als oder gleich X ist. Ist Pa größer als X, wird Pc kleiner als Unter diesen Umständen ergibt sich, daß dann, wenn eine Landung bei einer Höhe versucht wird, die einen entsprechenden Druck größer als X hat, der Kabinendruck versucht, kleiner zu sein, als der Umgebungsdruck. Dies wäre das Äquivalent einer Befehlsgabe, aufgrund der das Ausflußventil öffnet, so daß der Innenkabinendruck unter den Außenkabinendruck fallen könnte, was ein unmöglicher Zustand ist. Dies würde ergeben, daß das Ausflußventil ohne Kabinendruckgeschwindigkeitssteuerung voll geöffnet ist. Um dies zu vermeiden, sind die Widerstände R9 und R10 beim Sinken eingeschaltet, die den Nenner der Kabinendruckfunktion beeinflussen, welche bei der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung dadurch erzeugt wird, daß der negative Spannungseingang in den Verstärker U3 weniger negativ gemacht wird, so daß der Wert der Spannung V3 verringert wird. Die Funktion des Kabinenhöhenfunktionsgenerators Pa nach der bevorzugten Ausführungsform ist Pc = # Da K2Pa + K3 2a 3 der Wert von K2 Pa + K3 proportional V3 ist, verringert eine Verkleinerung von V3 den Nenner und damit eine Kurve, wie sie durch AC dargestellt ist. Der Fall, in welchem Pa größer ist als Punkt X, oder die Höhe des Flugzeuges kleiner ist als die dem Punkt X entsprechende Höhe, stelltkein Problem beim Abheben dar, weil der Flugzeugumgebungsdruck Pa schneller abnimmt als der Kabinendruck und ein Betrieb auf der Kurve AB nie auftritt, sowie stets kleiner als Pc ist.
Fig. 7B zeigt die Beziehung zwischen dem Kabinendruck (Pc) und dem Flugzeugumgebungsdruck (Pa) ) bekannter automatischer Kabinendrucksteuergeräte. Die ideale Beziehung nach Fig. 7A in Form der Kurve A-B wurde durch geradlinige Annäherung DE, EF und FG ermittelt. Obgleich frühere Versuche aus vielen geradlinigen Segmenten bestehen, die eine Annäherung an die ideale Kurve ergibt, sind zu Darstellungszwecken nur drei geradlinige Segmente gezeigt.
Bei diesem Verfahren der Konstruktion einer Kurve, bei der der Kabinendruck gegen den Umgebungsdruck aufgetragen ist, treten zwei Nachteile auf. Der erste besteht darin, daß die geradlinigen Annäherungen die Kurve nicht in der gewünschten Weise erzielen lassen, der zweite besteht darin, daß durch Verwendung geradliniger Annäherungen an jeder Verbindung der geradlinigen Segmente Biegungspunkte auftreten. Die Biegungspunkte haben offensichtlich keinen meitreichenden Einfluß auf die Kurve Pc/P. Wenn jedoch die Änderungsgeschwindigkeit des Kabinendruckes (die erste Ableitung von Pc) berechnet wird, treten die Biegungspunkte als Spitzen auf, die als gerade Linie für eine konstante Änderungsgeschwindigkeit des Kabinendruckes erscheinen sollen.
In Fig. 8 sind die automatische Übertragungsachaltung 34 und die zugeordneten Bauteile im einzelnen dargestellt; die automatische Übertragungsschaltung 32 besitzt einen identischen Satz von Bauteilen, der in ähnlicher Weise geschaltet ist.
Die Fehleranzeigelogikschaltung 150 ist mit der Energiequelle 70 des automatischen Steuergerätes 16 über Leitungen 42a und 42b sowie mit dem Kabinendruckwähler 10 über Leitungen 43a und 43b verbunden. Ferner ist die Fehleranzeigelogikschaltung 150 mit einem Ventilschalter 124 über die Leitung 41, mit der # P-Begrenzungslogikschaltung 18 über die Leitung 42c, mit dem Drosselschalter 56 über die Leitung 64a, mit dem Fahrgestell 46 über die Beitung 54a, mit der Automatik/Hand-Übertragungsrücksetzschaltung 154 über die Leitung 156, mit der automatischen Ubertragungsschaltung 158 über die Leitungen 160 und 162, mit dem Primär/Bereitschafts-Speicher 164 über die Leitung 166, mit der Bereitschafts-Aus-Logikschaltung 178 über die Leitung 170, mit dem ODER-Glied 172 über die Leitung 174 und mit der automatischen Übertragungsschaltung 32 über die Leitung 36a verbunden. Die Verbindungen in der automatischen Übertragungaschaltung 32 von den Leitungen, die in der aatomatischen Übertragungsschaltung 34 ausgehen, sind als ges-trichelte Linien in der Nähe der Leitung dargestellt, die in der automatischen Übertragungsschaltung 34 ausgeht, und in einen einzigen Kreis eingeschlossen. Daraus ergibt sich, daß die FehleXanzeigelohrikschaltung 150 der automatischen Ubertragungsschaltung 34 mit der automatischen Übertragungssperreinrichtung 158 und dem ODER-Glied 176, beides von der automatischen Übertragungsschaltung 32, über die Leitung 36a verbunden ist.
Das ODER-Glied 176 der automatischen Übertragungaschaltung 134 ist mit einer nachfolgenden Flugübertragungseinrichtung 206 über die Leitung 177 mit der Bereitschafts-Aus-Logikschaltung 168 über die Leitung 178 und mit der Verbindungslogikschaltung 180 über die Leitung 182 auf der Eingangsseite verbunden.
Das ODER-Glied 176 ist mit der Ein-Aus-Steuerung 184 über die Leitung 186 auf der Ausgangsseite verbunden. Eine Aus-Ein-Steuerung 184 ist mit dem automatischen Kabinendrucksteuergerät 17 über die Leitungen 44a und 44b, mit der Verbindungslogikschaltung 180 über die Leitungen 188 und 190, mit der Bereitschafts-Aus-Logikschaltung 168 durch den Inverter 192 über die Leitung 194, mit dem Primär/Bereitschafts-Speicher 164 über die Leitung 196, mit der Primär-Sperre 198 über die Leitung 200, mit der nachfolgenden Flugübertragungseinrichtung 206 über die Leitung 208, mit dem UND-Glied 210 über die Leitung 212 und mit einer Verbindungslogikschaltung 180 der automatischen Übertragungsschaltung 32 über die Leitung 36d verbunden. Die Ausgangsseite des ODER-Gliedes 172 ist mit der Ein-Aus-Steuerung 184 über die Leitung 214 verbunden. Zusätzlich zur Verbindung mit der Fehleranzeige@logik 150 über die Leitung 174 ist die Eingangsseite des ODER-Gliedes 172 ferner mit einer nachfolgenden Flugübertragungseinrichtung 206 über die Leitung 260, der Primär-Ein-Sperre 198 über die Leitung 218 und der Verbindungslogikschaltung 180 über die Leitung 220 verbunden.
Die Verbindungslogikschaltung 180 ist mit der Ein-Aus-Steuerung 184 der automatischen Übertragungaschaltung 32 über die Leitung 40d verbunden. Die Primär-Ein-Sperre 198 ist mit der Bereitschafts-Aus-Logikschaltung 168 der automatischen tbertragungsschaltung 32 über die Leitung 40b verbunden, die Bereitschafts-Aus-Logikschaltung 168 der automatischen Übertragungsschaltung 34 mit der Primär-Ein-Sperre 198 der automatischen Übertragungsschaltung 32.
Die Bereitschafts-Aus-Logikschaltung 168 ist ferner mit dem Primär/Bereitschafts-Speicher 164 über die Leitung 222 und mit der Wählertafel 10 durch den Inverter 223 über die Leitung 43c verbunden. Der Primär/Bereitschafts-Speicher 164 hat doppelte Verbindungen zu der nachfolgenden Flugübertragungeinrichtung 206 über die Leitungen 224 und 226. Der Primär/Bereitschafts-Speicher 164 ist mit dem UND-Glied 210 über die Leitung; 228, mit der Primärlampe 230 über die Leitung 232, mit dem Erklusiv-ODER-Glied 234 der automatischen Übertragungsschaltung 34 über die Leitung 236, und mit dem Exklusiv-ODER-Glied 234 der automatischen Übertragungaschaltung 32 über die Leitung 36c verbunden.
Da die Schaltungen der automatischen Übertragungseinrichtung 32 und 34 identisch sind, nimmt das Exklusiv-ODER-Glied 234 der automatischen Übertragungsschaltung 34 einen Eingang aus dem Primär/Bereitschafts-Speicher 164 der automatischen Ubertragungsschaltung 32 über die Leitung 40c auf. Auf seiner Eingangsseite ist das R»klusiv-ODER-Glied 234 mit der Automatik/Hand-2bertragungsrückseitzeinrichtung 154 über die Leitung 238 verbunden.
Die Einrichtung 154 ist mit dem Kabinendruckwähler 10 über die Leitung 240 und mit der Automatikübertragungssperreinrichtung 158 über die Leitung 242 verbunden. Die Einrichtung 58 ist über die Leitung 244 mit einer nachgeschalteten Flugübertragungseinrichtung 206 und über die Leitung 246 mit dem Kabinendruckwähler 10 verbunden. Die Flugübertragungeeinrichtung 206 ist an den Drosselschalter 56 über die Leitung 64b und an den Fahrwerkschalter 46 über die Leitung 54b angeschlossen.
Während eines jeden Fluges wird ein Steuergerät im Primärbetrieb und ein Steuergerät im Bereitschaftsbetrieb eingesetzt. Wenn das Flugzeug landet, schaltet die Flugübertragungseinrichtung 206 die Betriebsarten der Steuergeräte für den nächsten Flug. Die speziellen Details der Verbindungen und der Arbeitsweise der Flugübertkiiflgseinrichtung 206 werden in Verbindung mit Fig. 11 erläutert. Ihr Ausgang wird jedoch bereits hier beschrieben.
Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 den "Ein"-Zustand einnimmt, gibt die Flugübertagungseinrichturg 206 der automatischen Ub ertragungs s chaltung 34 ein echtes Signal an den Primär/Bereitschafts-Speicher 164 über die Leitung 226 und an das ODER-Glied 176 über die Leitung 177 beim Schließen des Fahrwerkschalters 46 bei der Bodenberührung des Flugzeuges. Jeder echte Eingang an dem ODER-Glied 176 wird über die Leitung 186 an die Ein-Aus-Steuerung 184 gegeben. Die Ein-Aus-Steuerung 84 erregt dann die Spule 114b des Steuerschalters 114, der den Kontakt 114c zwischen dem Antrieb 110 und dem Motor 116 (Fig. 2) öffnet. Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 den "Aus"Zustand einnimmt, gibt die Flugübertragungseinrichtung 206 ein echtes Signal an den Primär/Bereitschafts-Speicher 164 über die Leitung; 224 und an das ODER-Glied 172 über die Leitung 216 beim Schließen des Fahrwerkschalters 46. Jeder echte Eingang am ODER-Glied 172 wird über die Leitung 214 an die Ein-Aus-Steuerung 184 geführt. Diese Ein-Aus-Steuerung 184 erregt dann die Spule 114a des Steuerschalters 114, der den Kontakt 114c zwischen dem Antrieb 110 und dem Motor 116 (Fig. 2) schließt.
Die Flugübertragungseinrichtung 206 nimmt einen Eingang über die Leitung 208 aus der Ein-Aus-Steuerung 184 auf, um anzuzeigen, ob das Steuergerät den "Ein"-Zustand einnimmt oder nicht. Sie programmiert den Primär/Bereitschafts-Speicher 164 und weist ihn an, in welcher Weise das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 für den nächsten Flug arbeiten soll. Wenn ein echtes Signal in den Primär/Bereitschafts-Speicher 164 über die Leitung 226 gegeben wird, zeigt sie an, daß das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 im Bereitschaftsbetrieb arbeiten wird. Wenn ein echtes Signal über die Leitung 224 begeben wird, zeigt dies an, daß das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 im Primärbetrieb für den anstehenden Flug arbeiten wird.
Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 im Bereitschaftsbetrieb arbeitet, überwacht die automatische Ubertragungsschaltung 34 die Leistung des Kabinendruckes des automatischen Kabinendrucksteuergerätes 16. Wenn das Kabinendrucksteuergerät 16 fehlerhaft arbeitet, schaltet die automatische Übertragungsschaltung 34 die Steuerung auf das automatische Kabinendrucksteuergerät 17. Wenn das automatische Eabinendrucksteuergerät 17 im Primärbetrieb arbeitet, wird die automatische Übertragungaschaltung 34 unwirksam gemacht, und die automatische Übertragungsschaltung 32 überwacht die Leistung des Kabinendrucksteuergerätes 17. Die automatische Ubertragungsschaltung 32 schaltet die Steuerung auf das automatische Kabinendrucksteuergerät 16, wenn das automatische Kabinen -drucksteuergerät 17 fehlerhaft arbeitet.
Die Fehleranzeigelogikschaltung 150 nimmt Eingänge aus dem Steuergerät 16, der Kabinendruckauswähltafel 10, dem Drosselschalter 56, dem Fahrwerkschalter 46 und dem Ventilschalter 124; die speziellen Details hierzu werden in Verbindung mit Fig. 9 erläutert. Aufgrund der Eingänge, die die Fehleranzeigelogikschalter 150 aufnimmt, ist es möglich, Informationen darüber zu gewinnen, ob das Flugzeug fliegt, ob es steigt oder sinkt, obde Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit die ausgewahlte Geschwindigkeit übersteigt, ob die P P-Begrenzungslogikschalturg80 die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit steuert, ob ein Durchflußproblem im Flugzeug auftritt, und ob das Primär-Automatik-Kabinendrucksteuergerät einwandfrei gespeist wird.
Der normale Ausgang der Fehleranzeigelogikschaltung 150 an der Leitung 174 ist ein falscher oder ein Null-Ausgang. Die Fehleranzeigelogikschaltung 150 nach der bevorzugten Ausführungsform wird gesetzt, oder ihr Ausgang an der Leitung 174 geht nach echt, wenn während des Fluges des Flugzeuges entweder das Primär/Automatik-Eabinendrucksteuergerät Leistung verliert, oder wenn der Kabinendruck mit einer Geschwindigkeit über der ausgewählten Geschwindigkeit steigt und w-eder die 4 P-Begrenzungslogikschaltung 80 die Steuerfunktion ausführt noch ein Flugproblem existiert, oder die Flugzeugkabinenhöhe mit einer Geschwindigkeit fällt, die größer ist als die ausgewählte Geschwindigkeit. Ein echter Ausgang aus der Fehleranzeigelogikschaltung 150 an der Leitung 174 schaltet gleichzeitig das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 an und das automatische Kabinendrucksteuergerät 16 aus.
Das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 wird durch das echte Signal angeschaltet, das über die Leitung 174 an das ODER-Glied 172 gelangt, welches seinerzeits eine Ein-Aus-Steuerung 184 in der vorbeschriebenen Weise beaufschlagt. Das automatische Kabinendruckateuergerät 16 wird dadurch abgeschaltet, daß das echte Signal über die Bettung 36a in die automatische Übertragungsschaltung 32 geführt wird. Die Verbindungen in der automatischen Übertragungsschaltung 32 sind durch die gestrichelte Linie 40a angedeutet, die die identischen Verbindungen zwischen der Fehleranzeigelogik der automatischen Übertragungsschaltung 32 und der automatischen Übertragungsschaltung 34 zeigt. Das echte Signal wird von dem ODER-Glied 176 der automatischen Übertragungsschaltung 32 über die Leitung 40a aufgenommen. Es wird dann in ihre Ein-Aus-Steuerung 184 über die Leitung 186 geführt, die das Steuergerät in der vorbeschriebenen Weise abschaltet.
Die Fehleranzeigelogikschaltung 150 schaltet nicht nur das eine Steuergerät aus und das andere Steuergerät ein, es setzt auch die automatische Übertragungssperreinrichtung 158 ### ######### ##### ############################ ### der automatischen Übertragungsschaltung 34 und eine identische automatische Ubertragungssperreinrichtung in der automatischen Übertragungsschaltung 32. Die Verwendung in der automatischen Übertragungsachaltung 32 ist durch die gestrichelte Leitung 40a dargestellt, die aus der automatischen ftbertragungsschaltung 32 kommt. Durch Setzen der automatischen Ubertragungssperreinrichtung wird die automatische Übertragungseinrichtung zurück in das fehlerhaft arbeitende Steuergerät blockiert, die Behleranzeigelogikschaltung 150 wird unwirksam gemacht, und die Flugübertragungsschaltung 206 wird gesperrt, so daß der Zustand der Steuergeräte der gleiche bleibt, als wenn die fehlerhafte Arbeitsweise eingetreten wäre.
Wenn die automatische Übertragungssperreinrichtung 158 gesetzt wird, gibt sie ein Signal an die Kabinendruckwählertafel über die Leitung 246, auf der eine Lampe 3 (Fig. 12) zum Aufleuchten gebracht wird, die der Flugzeugmannschaft anzeigt, daß die automatische Übertragungsfunktion ausgesperrt worden ist. Zusätzlich wird die Tatsache, daß der Bereitschaftateil die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit steuert, der Flugzeugmannschaft über das UND-Glied 210 gemeldet, das ein echtes Signal aus dem Primär/Bereitschafts-Speicher 164 über die Leitung 228 aufnimmt, wenn das Steuergerät im Bereitschaftabetrieb arbeitet. Das UND-Glied 210 nimmt zusätzlich zu dem Signal über die Leitung 228 auch ein Signal über die Leitung 212 auf, das aus der Ein-Aus-Steuerung 184 kommt, und das echt ist, wenn das Steuergerät 17 den "Ein"Zustand einnimmt.
Wenn das Steuergerät 17 im Bereitschaftszustand arbeitet und den "Ein"-Zustand einnimmt, geht der Ausgang des UND-Gliedes 210 zur Kabinendruckauswähltafel 10 und bringt eine Lampe 2 (Fig. 12) zum Aufleuchten, die anzeigt, daß der Kabinendruck im Bereitschaftsbetrieb gesteuert wird.
Es sind auf der Kabinendruckauswähltafel 10 Vorkehrungen zur manuellen Anwahl entweder des Primär- oder des Bereitschaftssteuergerätes vorgesehen. Wenn der Kipphebelschalter 1 (vgl.
Fig. 12) in die Bereitschaftsposition bewegt wird, ergibt er ein echtes Signal über die Leitung 43b, das die Fehleranzeigelogikschaltung 150 setzt, und die Fehlerlogikschaltung gibt ein echtes Signal über die Leitung 174. Dieses echte Signal wird über die Leitung 43c zum Inverter 223 weitergegeben, der mit der Bereitschafts-Aus-Logikschaltung 168 verbunden ist. Der Inverter ändert das echte Signal in ein falsches und hat keinen Einfluß auf die Bereitschafts-tus-'logikschaltung.
Wenn der Kipphebelschalter in die Primärposition biegt wird, wird ein falsches Signal über die Leitungen 43b und 43c gegeben.
Dieses falsche Signal kommt an der Fehleranzeigelogikschaltung 150 an und ändert den Ausgang nicht. Ein falsches Signal durch die Leitung 43c gelangt jedoch zum Inverter 223 und bewirkt, daß ein echtes Signal in die Bereitschafts-Aus-Logik 168 gegeben wird, die so gesetzt wird, daß ihr Ausgang ein echter ist.
Wenn die Bereitschafts-Aus-Logik 168 gesetzt wird und ein echtes Signal als Ausgang ergibt, setzt das echte Signal die Fehleranzeigelogikschaltung 150 zurück und der Ausgang an der Leitung 174 wird ein falscher. Das echte Signal gelangt dann in das ODER-Glied 176 über die Leitung 178, die das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 abschaltet, wie vorstehend angegeben.
Dieses echte Signal wird auch der automatischen Übertragungsschaltung 32 über die Leitung 36b aufgegeben. Diese Verbindung ergibt sich aus der gestrichelten Leitung 40b, die die Verbindung zwischen der Bereitschafts-Aus-Logikschaltung der automatischen Übertragungsschaltung 32 zur Primär-Ein-Sperre 198 der automatischen ttbertragungsschaltung 3Zf zeigt.
Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 15 durch die Ein-Aus-Steuerung 184 abgeschaltet wird, wird das Fehlen eines echten Signales über die Leitung 194 an den Inverter 192 mitgeteilt.
Der Inverter 192 gibt dann einen echten Ausgang in die Bereitschafts-Aus-Logikschaltung 168, die die Bereitschafts-Aus-Logikschaltung rücksetzt. Das Rücksetzen der Bereitschafts-Aus-Logikschaltung 168 ändert den Ausgang auf Null oder ein falsches Signal, so daß die Schleife geschlossen wird und die Bereitschafts-Aus-Logikschaltung in ihren normalen Zustand zurückkehrt. Die Primär-Ein-Sperre 198 wird durch ein echtes Signal aus der Bereitschafts-Aus-Logikschaltung der automatischen Übertragungsschaltung 32 gesetzt und gibt ein echtes Signal an das ODER-Glied 172, das das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 einschaltet, wie vorher erläutert wurde. Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 durch die Ein-Aus-Steuerung 184 eingeschaltet wird, wird ein echtes Signal abgegeben, das zur Primär-Ein-Sperre 198 über die Leitung 200 zurückkehrt und die Primär-Ein-Sperre wiederum in ihren normalen Zustand rücksetzt, der kein Ausgang ist.
Wenn die automatische Übertragung stattgefunden hat und die Flugzeugbesatzung die Steuerung der Kabinendruckgeschwindigkeit auf ein Primärsteuergerät zurückzuführen wünscht, kann dies dadurch geschehen, daß der Rücksetzschalter in der Kabinendruckwählertafel 10 gedrückt wird. Das Niederdrücken des Rücksetzknopfes ergibt ein Signal an die Automatik/Hand-Übertragungsrücksetzschaltung 154, das dann in die Fehleranzeigelogikschaltung 150 über die Leitung 156, sowie die autmatische Übertragungssperrschaltung 158 über die Leitung 242 geführt wird. Das Rücksetzen der Fehleranzeigelogikschaltung 150 bewirkt, daß der Ausgang an der Leitung 174 nach Null oder nach falsch geht. Ein Rücksetzen der automatischen Übertragungssperreinrichtung 158 entfernt die vorher aufgebaute Sperrung und bringt die Lampe der Übertragungsaussperrung in der Kabinendruckauswähltafel 10 zum Erlöschen. Das Rücksetzen der automatischen tbertragungssperreinrichtung 158 nimmt auch die Sperrung aus der Flugübertragungseinrichtung 206 über die Leitung 244- und aus der Fehleranzeigelogikschaltung 150 über die Leitung 160 auf. Während die Verwendung des Kniehebelschalters 1 (Fig. 12) allein die Steuerung zum Primärsteuergerät wieder herstellt, kann ein Ubertragungs-Sperrschalter, der in Verbindung mit der Übertragungssperrlampe 3 vorgesehen ist, aktiviert werden, um die automatischen aber wachungs- und Übertragungseigenschaften, die dem Bereitschaftssteuergerät zugeordnet sind, rückzusetzen.
Erhält der Primär/Bereitschafts-Speicher 164 durch die Flugübertragungsschaltung 206 die Instruktion, ob das automatische Kabinendrucksteuergerät im Primär- oder Bereitschaftsbetrieb arbeitet, gibt er ein Signal an das Exklusiv-ODER- Glied 234 über die Leitung 236. Ein echter Eingang in das Exklusiv-ODER-Glied 234 zeigt an, daß das automatische Kabinendrucksteuergerät im Bereitschafts-Betrieb arbeitet. Ein falscher Eingang zeigt den Primärbetrieb an. Dieses echte Signal wird auch in die automatische Ubertragungsschaltung 32 über die Leitung 36c geführt. Die Verbindungen innerhalb der automatischen Übertragungsschaltung 32 ergeben sich aus den identischen Verbindungen innerhalb der automatischen Übertrarngsschaltung 34, wie durch die gestrichelte Leitung 40c dargestellt, die den Eingang in das Exlzlusiv-ODER-Glied 234 darstellt. Das Exklusiv-ODER-Glied 234 nimmt den Ausgang aus dem Primär/Bereitschafts-Speicher der automatischen tbertragungsschaltung 32 über die Leitung 40c auf.
Sind beide Eingänge in das Exklusiv-ODER-Glied 234 entweder echt oder falsch, wodurch angezeigt wird, daß beide Steuergeräte entweder im Primär- oder im Bereitschaftsbetrieb arbeiten, gibt das Exklusiv-ODER-Glied 234 ein echtes Signal an die 4utomatik/Handübertragungsrücksetzschaltung 154 über die Leitung 238. Die Automatik/Hand-Übertragungsrücksetzschaltung 154 setzt dann die Fehleraiiz ei gelogik 150 und die 4utomatik-0bertragungssperreinrichtung 158 zurück. Durch Rücksetzen der Fehleranzeigelogikschaltung 150 wird angezeigt, daß sie unabhängig von ihrem Ausgang auf Null rückgesetzt werden soll. Hierdurch wird vermieden, daß die Steuergeräte gleichzeitig entweder im Primär- oder im Bereitschaftsbetrieb arbeiten.
Der Primär-Bereitschaftsspeicher 164 ergibt auch ein echtes Signal an eine Primärlampe 32 über die Leitung 232, wenn das automatisctle Kabinendrucksteuergerät 17 für diesen Flug im Primärbetrieb arbeitet. Diese Lampe zeigt der Flugzeugbesatzung an, welches Kabinendrucksteuergerät im Bereitschaftsbetrieb arbeitet, so daß dann, wenn eine fehlerhafte Arbeitsweise von der Flugzeugbesatzung festgestellt wird, die Wartungsmannschaft sofort weiß, welches aut°matische Kabinendrucksteuergerät fehlerhaft gearbeitet hat. Die Arbeitsweise der automatischen tbertragungssperrschaltung 158 bei fehlerhafter Arbeitsweise verhindert die Änderung des Primärsteuergerätes durch die Flugübertragungseinrichtung 206 beim Landen und hält die Beleuchtung der Primärlampe 230 zur Reparaturidentifizierung bei.
Um eine Situation zu verhindern, bei der beide automatischen Kabinendrucksteuergeräte ein oder aus sind, ist eine Zwischenverbindungslogikschaltung 180 vorgesehen, deren detaillierte Arbeitsweise in Verbindung mit Fig. 11 erläutert wird. Die Zwischenverbindungskogikschaltung 180 nimmt Ein- gänge aus der Ein-Aus-Steuerung 184 der automatischen ttbertragungsschaltung 34 und der Ein-Aus-Steuerung der automatischen Übertragungsschaltung 32 auf. Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 den Ein-Zustand einnimmt, nimmt die Zwischenverbindungslogikschaltung 180 einen echten Eingang über die Leitung 190 auf, wenn sie den Aus-Zustand einnimmt, nimmt sie einen echten Eingang über die Bettung 188 auf. Ob das automatische Kabinendrucksbeuergerä' 17 den Ein-Zustand einnimmt, wird ebenfalls als ein echtes Signal an die Zwlschenverbindungsloglkschaltung der automatischen tbertragrungsschaltung 32 gegeben. Die Verbindungen in der automatischen bertragungsschaltung 32 können am besten iiber die gestrichelte Leitung 40d ersehen werden, die die Zwischenverbindungslogikscllaltung 180 mit der Ein/Aus-Steuerung der automatischen Übertragungsschaltung 32 verbindet.
Die Zwischenverbindungslogikschaltung 180 bewertet diese Eingänge und bestimmt, ob beide Steuergeräte den Ein-Zustand oder beide Steuergeräte den Aus-Zustand einnehmen. Wenn beide Steuergeräte den Ein-Zustand einnehmen, gibt die Zwischenverbindungslogikschaltung 180 ein echtes Signal an das ODER-Glied 176 über die Leitung 182, die ihrerseits das automatische Kabinendrucksteuergerät ausschaltet, wie dies weiter oben beschrieben wurde. Wenn beide Steuergeräte den Aus-Zustand einnehmen, gibt die Zwischenverbindungslogikschaltung 180 ein echtes Signal an das ODER-Glied 172 über die Bettung 220, die ihrerseits das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 anschaltet, wie bereits ausgeführt wurde.
Nach Fig. 9 ist die grundsätzliche Fehlerüberwachungs- und Umschalteinrichtung der Fehleranzeigelogikschaltung 150 der automatischen Übertragungsschaltung 34 im einzelnen gezeigt, wobei die Fehleranzeigelogikschaltung der automatischen ubertragungsschaltung 32 eine identische und identisch geschaltete Gruppe von Bauteilen besitzt. Zusätzliche Eingänge sind in der Verbindung ,r£it Fig. 8 zum Schalten zwischen Primär- und Bereitschafts-Steuergerät nicht dupliziert dargestellt.
Die Energieverlustanzeigeeinrichtung 248 ist mit der Speisequelle des automatischen Kabinendrucksteuergerätes 16 über die Leitung 42a und die Eingangsseite des ODER-Gliedes 250 über die Leitung 252 verbunden. Die Eingangsseite des ODER-Gliedes 250 ist ferner mit der Geschwindigkeitsüberwachungsschaltung 254 über die Leitung 256 und mit dem UND-Glied 253 über die Leitung 260 verbunden. Die Geschwindigkeitsüberwachungsschaltung 254 ist mit dem automatischen Kabinendrucksteuergerät 16 über die Leitung 42b und mit der Kabinendruckwählertafel 10 über die Leitung 43a verbunden.
Das UND-Glied 258 ist an den Ventilschalter 124 über die Leitungen 262 und kl (Fig. 8) und an den Sperrgenerator der /l P-Begrenzungslogikschaltung des automatischen Kabinendrucksteuergerätes 1G (Fig. 1) durch den Inverter 264 über die Leitung 42c und an die Geschwindigrkeitsüberwacllungrsscllaltung 254 über die Leitung 265 angeschaltet. Die Ausgangsseite des ODER-Gliedes 250 ist an die Eingangsseite des UND-Gliedes 266 über die Beitung 263 verbunden. Die Eingangsseite des UND-Gliedes 266 ist ferner mit der Ausgangsseite des ODER-Gliedes 270 über die Leitung 272 verbunden. Die Eingangsseite des ODER-Gliedes 270 steht mit dem Drosselschalter 56 über die Leitung 5'-+a und mit dem Inverter 274 über die Leitung 276 in Verbindung. Der Inverter 274 ist an den Fahrwerkschalter 46 über die Leitung 54a verbunden.
Die Ausgangsseite des UND-Gliedes 266 ist mit der Felilerumschaltsteuerung 278 über die Leitung 280 verbunden. Die Fehlerumschaltsteuerung 278 ist mit dem ODER-Glied 172 (Fig. 8) über die Leitung 174 verbunden.
Die Eingangs seite des UND-Gliedes 282 ist an die Geschwindigkeitsüberwachungsschaltung 254 über die Leitung 284 und an den Inverter 286 über die Leitung 288 angeschlossen. Der Inverter 286 ist an den Ventilschalter 124 über die Leitungen 290 und 262 verbunden. Die Ausgangsseite des UND-Gliedes 262 ist über die Leitung 294 mit der DurchLluSlampe 7 (Fig. 12) verbunden.
Die Fehlerumschaltsteuerung 278 gibt ein echtes Signal an das ODER-Glied 172 (Fig. 8) über die Leitung 174, das das automatische Kabinendrucksteuergerät 16 abschaltet und das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 anschaltet, wenn ein echtes Signal aus dem UIXD-Glied 266 über die Leitung 280 aufgenommen wird. Das WßD-Glied 266 gibt einen echten Ausgang nur dgm ac, wenn der Eingang aus dem ODER-Glied 250 über die Leitung 268 und der Eingang aus dem ODER-Glied 270 über die Leitung 272 beide echt sind.
aus Der Ausgang dem ODER-Glied 270 zeigt an, ob das Flugzeug sich im Flug befindet oder nicht. Fliegt das Flugzeug, ist der Ausgang echt, steht das Flugzeug auf dem Boden, ist der Ausgang falsch. Ein Flug wird angezeigt, wenn einer der beiden Eingänge in das ODER-Glied 270 echt ist. Der erste Eingang aus dem Drosselschalter 56 ist echt, wenn die Drossel die vorgeschobene Position einnimmt. Der zweite Eingang über die Bettung 276 aus dem Inverter 274 ist echt, wenn das Signal aus dem Fahrwerkschalter 4G über die Leitung 54a zum Inverter 274 falsch ist.
Der Fahrwerkschalter 46 gibt ein falsches Signal, wenn der Fahrwerkschalter offen ist. Steht das Flugzeug auf dem Boden, ist der Fahrwerkschalter geschlossen und gibt ein echtes Signal.
Dieses echte Signal kommt am Inverter 254 an und es wird ein falsches Signal an das ODER-Glied 270 über die Leitung 276 gegeben. Wenn das Flugzeug sich in der Luft befindet, ist der Fahrwerkschalter geschlossen und es wird ein falsches Signal an den Inverter 274 gegeben. Wird vom Inverter 274 ein falsches Signal aufgenommen, wird ein echtes Signal zum ODER-Glied 270 über die Zeitung 276 geführt, so daß dann, wenn das Flugzeug sich in der Luft befindet, ein echtes Signal über das ODER-Glied 270 zum UND-Glied 276 über die Leitung 272 gegeben wird. Der Eingang aus dem Drosselschalter ergibt ein Flugsignal, wenn das Flugzeug gerade abhebt. Ob das Flugzeug sich im Flug befindet, wirkt als Sperre, da ein echter Eingang vorhanden ist, wenn das Flugzeug sich im Flug befindet, und es ist ein echter Eingang erforderlich, bevor das UIID-Glled 266 einen echten Ausgang zum Fehlerschalter über die Steuerung 278 gibt.
Das ODER-Glied 250 gibt einen echten Ausgang an das UND-Glied 266 über die Leitung 268, wenn einer der drei Eingänge echt ist. Ein Eingang in das ODER-Glied 250 stammt aus dem Energleverlustdetektor °48. Dieser Energieverlustdetektor 248 nimmt ein Beistungssignal aus dem automatischen Kabinendrucksteuergerät 16 auf. Solange Energie aus der Energiequelle in einem bestimmten Bereich im automatischen Kabinendrucksteuergerät 16 vorhanden ist, ist der Ausgang aus dem Energieverlustdetektor 248 falsch. Wenn Energie von dem bestimmten Bereich im automatischen Kabinendrucksteuergerät 16 abweicht, gibt der Energieverlustdetektor 248 ein echtes Signal an das ODER-Glied 250 über die Leitung 252. Dieses echte Signal wird an das UND-Glied 266 über die Leitung 268 geführt, die ihrerseits ein echtes Signal an den Fehlerschalter ober die Steuerung 278 abgibt, wenn ein echtes Signal aus dem ODER-Glied 270 aufgenommen worden ist, wobei angezeigt wird, daß das Flugzeug sich im Flug befindet.
Ein zweiter Eingang in das ODER-Glied 250 stammt aus der Geschwindigkeitsüberwachungsschaltung 254. Die Geschwindigkeitsüberwachungsschaltung 254 nimmt einen Eingang der abgefühlten Eabinendrucksteiggeschwindigkeit aus dem automatischen Kabinendrucksteuergerät 16 über die Beitung 42b und die ausgewählte Geschwindigkeitsbegrenzung aus der Kabinendruckauswähltafel 10 über die Leitung 43a auf. Die Geschwindigkeitsüberwachungsschaltung 254 vergleicht diese beiden Eingänge und legt fest, ob die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit die ausgewählte Geschwindigkeitsgrenze übersteigt. Wenn das Flugzeug sinkt und die abgefühlte Geschwindigkeit die ausgewählte Geschwindigkeitsgrenze übersteigt, wird ein echtes Signal an das ODER-Glied 250 über die Leitung 256 gegeben. Dieses echte Signal wird durch das ODER-Glied 250 zum UND-Glied 266 über die Beizung 268 geführt, wie oben erläutert.
Der dritte Eingang in das ODER-Glied 250 der bevorzugten Ausführungsform stammt aus dem UND-Glied 258. Das UffD-Glied 253 nimmt drei Eingänge auf, die alle drei echt sein müssen, bevor ein echtes Signal an das ODER-Glied 250 gegeben wird. Der erste Eingang stammt aus der Geschwindigkeitsüberwachungsschaltung 254.
Wenn diese Geschwindigkeitsüberwachungsschaltung 254 festlegt, daß die ab gefühlte Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit die ausgewollte Geschwindigkeitsgrenze übersteigt, und das Flugzeug sinkt, wird ein echtes Signal an das UND-Glied 258 über die Leitung 265 gegeben.
Der zweite Eingang in das UND-Glied 258 stammt aus dem Ventil schalter 124. Ist der Ventilschalter geschlossen, gibt er ein falsches Signal. Ein echtes Signal wird durch den Ventilschalter 124 gegeben, wenn er geöffnet ist.
Der dritte Eingang in das UND-Glied 258 stammt aus der /0 P-Grenzlogikschaltung des automatischen Kabinendrucksteuergerätes 16.
Unter normalen Bedingungen gibt der Sperrgenerator der AP-Grenzlogikschaltung ein falsches Signal, das den Eingang in den Inverter 264 über die Leitung 42c darstellt. Der Ausgang des Inverters 264 wird unter normalen Bedingungen ein echtes Signal und blockiert den Ausgang des UND-Gliedes 253 nicht. Wenn die # P-Grenzlogikschaltung die Kabinendruckgeschwindigkeitsänderung in Zuwachsanteilen erhöht, wird auchein echtes Signal an den Inverter 264 über die Leitung LI-2c gegeben. Das echte Signal, das am Inverter 264 ankommt, wird in das RJD-Glied 258 als ein falsches Signal geführt, das den Ausgang des UND-Gliedes 258 sperrt. Der Ausgang des UND-Gliedes 258 zeigt, wenn er echt ist, an, daß die Kabine mit einer Geschwindigkeit steigt, die größer ist als die ausgewählte Geschwindigkeitsgrenze, und die Ausgangsdurchflußventile nicht vollständig geschlossen sind, und daß die AP-Begrenzungslogikschaltung die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit nicht steuert.
Die Fehlerumschaltsteuerung 278 liefert ein echtes Signal, das angezeigt, das das automatische Kabinendrucksteuergerät t, 17 llur dann eingeschaltet werden soll, wenn das Flugzeug fliegt und entweder das automatische Kabinendrucksteuergerät 16 Energie verloren hat oder die Kabine nit einer Geschwindigkeit sinkt, die größer ist als die gewählte Geschwindigkeit, oder aber die Kabine tnit einer Geschwindigkeit steigt die größer ist als die gewählte Geschwindigkeitsgrenze, während die # P-Begrenzungslogikschaltung nicht steuert und das Ausflußventil nicht vollständig geschlossen ist.
Die Fehleranzeigelogikschaltung 150 fänrt eine Melde funktion zusätzlich zur Anzeige eines Fehlers im Primärsteuergerät aus.
Der Ausgang der Geschwindigkeitsüberwachungsschaltung 254 teilt sicli und ein Aus ;an,; zieht in das UND-Glied 258, und der andere in das UND-Glied 282 über die Leitung 284. Das UND-Glied 282 nimmt auch einen Ans gang aus dem Inverter 286 über die Leitung 238 auf. Der Eingang in den Inverter 286 stammt aus dem Ventilschalter 124. Wie bereits früher erwähnt, liefert der Ventilschalter 124 ein echtes Signal, wenn das Ausflußventil geöffnet ist, und ein falsches Signal, wenn das Ventil geschlossen ist.
Ist das Ausflußventil geschlossen, ist das falsche Signal der Eingang in den Inverter 268, wodurch ein echtes Signal in das UND-Glied 282 über die Leitung 288 geführt wird. Das UND-Glied 282 liefert einen Ausgang über die Leitung, 294 an die Kabinendruckauswähltafel 10 und bringt die Durchflußlampe 7 zum Aufleuchten, wenn sie ein Signal aus der GeschwindigLeitsüberwachungsschaltung 254 aufnimmt, dass die Höhe der Kabine mit einer Geschwindigkeit steigt, die größer ist als die gewählte Geschwindig-keitegrenze, und das Ausflußventil geschlossen ist. Somit zeigt das Aufleuchten der Durchflußlampe 7 der flugzeugmannschaft an, daß der Kabinendruck abninmt, während die Ausflußventile vollständig geschlossen sind. Dies bedeutet, daß eine Leckstelle im Flugzeug vorhanden ist, an der der Druckverlust größer ist als der Zufluß zur Kabine, und daß die mangelnde Druckaufladung nicht auf ein fehlerhaft arbeitendes automatisches Kabinendrucksteuergerät zurückzuführen ist. Die Mannschaft weiss dann, daß sie entweder die Leckstelle selbst beheben muß oder aber den Zufluß erhöhen muß, um eine einwandfreie Steuerung des Kabinendruckes zu ermöglichen.
In Fig. 10 sind die detaillierten Verb-indungen der Flugübertragungsschaltung 206 dargestellt. Der Drosselschalter 56 ist über die Leitung 64b2 mit einem UND-Glied 296, einem UND-Glied 298 durch den Inverter 300 über die Leitung 6tSb, und einer Sperre 309 über die Leitung 304 verbunden. Der Fahrweritschafter 46 ist über die Bettung 54b2 mit dem UND-Glied 296, mit dem UND-Glied 298 über die Leitung 54b, mit dem UND-Glied 306 über die Leitung 308, und mit dem Inverter 310 über die Leitung 312 verbunden. Der Inverter 310 ist an eine Sperre 314 über die Leitung 316 angeschlossen.
Die Eingangsseite des UND-Gliedes 306 ist ferner mit der Klinke 314 über die Leitung 318, und der Inverter 320 des UND-Gliedes 306 mit der automatischen Übertragungssperreinrichtung 158 über die Leitung 244 verbunden. Die Ausgangsseite des UND-Gliedes 306 ist mit der Fahrwerkschaltersteuerung 322 über die Leitung 324 verbunden. Die Fahrwerkschaltersteuerung 322 ist mit dem Primär/ Bereitschafts-Speicher 164 über die Leitungen 224 und 226, mit dem ODER-Glied 172 über die Leitung 216, und mit dem ODER-Glied 176 über die Leitung 177 verbunden (Fig. 8). Die Fahrwerkschaltersteuerung 322 ist ferner mit der Ein-Aus-Steuerung 184 über die Leitung 208 verbunden. Die Sperre 314 ist mit dem ODER-Glied 326 über die Leitung 328 verbunden. Das ODER-Glied 326 ist mit der Sperre 302 über die Leitung 330 und mit einer Verzögerungseinrichtung 332 von 60 Sekunden über die Leitung 334 verbunden. Die Sperre 302 ist mit einer Verzögerungseinrichtung 336 von 20 Sekunden über die Leitung 338 verbunden. Die Verzögerung 336 von 20 Sekunden ist mit der Ausgangsseite des UND-Gliedes 298 über die Leitung 340 verbunden. Die Verzögerung 332 von 60 Sekunden ist mit der Ausgangsseite des UND-Gliedes 396 über die Leitung 342 verbunden.
Das UND-Glied 298 und das UND-Glied 296 nehmen beide zwei Eingänge auf. Ein Eingang kommt von dem Fahrwerkschalter 46, und der andere Eingang von dem Drosselschalter 56. Der Fahrwerkschalter 46 ergibt ein echtes Signal, wenn er geschlossen ist, wodurch angezeigt wirft, daß das Flugzeug sich an Boden befindet. Der Drosselschalter 56 ergibt ein echtes Signal, wenn er vorgeschoben ist, wobei angezeigt wird, daß das Flugzeug abhebt oder fliegt.
Der Ein an in das UND-Glied 298 aus dem Drosselschalter 56 muß durch den Inverter 300 gehen, bevor er ein Eingang in das UND-Glied 298 wird, so daß dann, wenn das Flugzeug sich am Boden befindet, der Einfang in das UND-Glied 298 echt ist, und wenn das Flugzeug fliegt, der Eingang in das UND-Glied 298 echt ist.
Wenn das Flugzeug fliegt, ist der Eingang in das UND-Glied 296 ec'it. Da weder der Eingang in das UND-Glied 293 über die Leitung 54b1 noch der Eingang in das UND-Glied 296 über die Leitung 54b2 von dem Fahrwerkschalter 46 durch einen Inverter geht, nehmen beide UND-Glieder 296 und 298 echte Eingänge nur auf, wenn das Flugzeug sich am Boden befindet. Wenn der Fahrwerkschalter 46 schließt, gibt er ein echtes Signal an das UND-Glied 298 über die Leitung 54b1 und an das UND-Glied 29s über die Leitung 54b2. Wenn der Drosselschalter 56 nicht die vorgeschobene Position einnimmt, wobei angezeigt wird, daß das Flugzeug gelandet ist, ergibt er ein falsches Signal an das UND-Glied 296 über die Leitung 64b2 und zum Inverter 300 über die Leitung 64bl. Das UND-Glied 296 hat einen falschen Ausgang, wenn das UND-Glied 298 einen echten Ausgang hat, da der falsche Eingang in den Inverter 300 einen echten Eingang in das UND-Glied 298 ergibt. Diese Bedingung gibt an, daß das Flugzeug gelandet ist und das Steuergerät die Betriebsarten schalten soll. Wenn das UND-Glied 298 einen echten Ausgang besitzt, wird es in die Verzögerungseinrichtung 336 von 20 Sekunden über die Leitung 340 geführt. Die Verzögerung von 20 Sekunden dient dazu, Übertragungen aufgrund von Stößen beim Landen zu eliminieren. Nach der Verzögerung von 20 Sekunden wird ein echtes Signal in die Sperre 302 über die Leitung 338 geführt. Die Sperre 302 wird gesetzt und ergibt einen echten Ausgang zum ODER-Glied 326 über die Leitung 330. Das ODER-Glied 326 ergibt dann ein echtes Signal zum Setzen der Sperre 314 über die Leitung 328.
Die Sperre 314 ergibt dann ein echtes Signal zum UND-Glied 306 über die Leitung 313, das über die Leitung 324 zur Fahrwerkschaltersteuerung 322 gelangt. Die Fahrwerkschaltersteuerung 322 schaltet dann die Betriebsarten zwischen den Steuergeräten , wie in Verbindung mit Fig. 8 erläutert.
Während des Abhebens wird der Drosselschalter 5G vorgeschoben und ergibt ein echtes Signal zum UlVD-Glied 296 und über den Inverter 300 ein fisches Signal zum UND-Glied 298. Somit wird der Ausgang des UND-Gliedes 298 ein falscher Ausgang und der Ausgang des UND-Gliedes 296 ein echter Ausgang. Der Ausgang des UND-Gliedes 296 gelangt über die Leitung 342 in die Verzögerungseinrichtung 332 von 60 Sekunden. Das echte Signal aus dem Drosselschalter 56 setzt in vorgeschobenem Zustand die Sperre 302 über die Leitung 304 zurück und der Ausgang der Sperre 302 wird ein falscher Ausgang zum ODER-Glied 326 über die Leitung 330. Die Sperre 302 wird rückgesetzt, so daß die Ubertragung erneut beginnen kann, wenn das Flugzeug das nächste Mal landet. Wenn der Fahrwerkschalter 46 nicht innerhalb von 60 Sekunden nach vorgeschobener Drosselung öffnet, ergibt die Verzögerungseinrichtung 332 einen echten Ausgang zum ODER-Glied 326 über die Leitung 334, der zum Setzen der Sperre 314 über die Leitung 328 geführt wird.
Wird ein normales Abheben unterstellt, öffnet der Fahrwerkschalter 46, so daß ein falscher Eingang zum UND-Glied 296 über die Leitung 54b2 und zum UND-Glied 298 über die Leitung 54b1 auftritt.
Das falsche Signal, das von dem Fahrwerkschalter 46 abgegeben wird, wird über die Leitung 312 in den Inverter 310 geführt, was wiederum ein echtes Signal zum Rücksetzen der Sperre 314 über die Leitung 316 ergibt und bewirkt, daß der Ausgang der Sperre 314 zum UND-Glied 306 über die Leitung 318 ein falsches Signal zurückgibt.
Der Ausgang des Falirwerkscilalters wird von dem UND-Glied 306 aufgenommen. Wenn das Flugzeug fliegt, wird ein falsches Signal aufgenommen und die nachfolgende Flugübertraßung blockiert. Die automatische Übertragungssperreinrichtung 158 ergibt ein echtes Signal zum Inverter 320 über die Leitung 244, wenn die automatische aber tragungssperreinrichtung beaufschlagt worden ist. Ein echtes Signal zum Inverter 320 wird zum UND-Glied 306 als ein falsches Signal geleitet, wodurc@ ein ec@ter Ausgang durch das UND-Glied 305 verhindert wird. Während somit die automatische Übertragungssperreinrichtung ein echtes Signal ergibt, erfolgt keine Fahrwerkschalterübert;iing.
Nach Fig. ll sind die Zwischenverbindungslogikschaltung 180 der automatischen Übertragungsschaltung 34 und der automatischen Über tragungsschaltung 32 im einzelnen zusammen mit ihren Zwischenverbindungen gezeigt. Da die inneren Verbindungen der Zwischenverbindungslogik 180 der automatischen Übertragungsschaltung 34 und die Zwischenverbindungslogik der automatischen Übertragungsschaltung ,^- identische sind, werden niir die Verbindungen der Zwiscilenverbindungslogik 180 der automatischen Übertragungsschaltung 34 beschrieben.
Die Eingangsseite des UND-Gliedes 344 wird mit der Ein-Aus-Steuerung 184 über die Leitung 190 verbunden, die ihrerseits mit dem Anschluß 346 über die Leitung 36d verbunden wird. Sie ist ferner mit dem Anschluß 348 und dem Anschluß 350 über die Leitung 352 und mit dem Anschluß 354 über die Leitung 356 verbunden. Die Ausgangsseite des UND-Gliedes 344 ist mit dem ODER-Glied 176 über die Leitung 182 verbunden.
Die Eingangsseite des UND-Gliedes 358 ist mit der Ein-Aus-Steuerung 184 über die Leitung 183, mit den Anschluß 348 und dem Anschluß 350 über die Leitung 360 und über den Inverter 362 mit dem Anschluß 354 verbunden. Der Anschluß 354 der automatischen Übertragungsschaltung 34 ist mit dem Anschluß 346 der automatischen Übertragungsschaltung 32 verbunden. Die übrigen äußeren Anschlüsse der Zwischenverbindungslogik 180 der automatischen Übertragungsschaltung 3! sind nicht verbunden. Der Anschluß 348 und der Anschluß 364 der Zwischenverbindungslogik 180 der automatischen Übertragungsschaltung 32 stehen miteinander in Verbindung.
Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 16 und das automaische Kabinendrucksteuergerät 17 entweder beide den "Ein"-Zustand oder beide den "Aus"-Zustand einnehmen, betätigt die Zwischenverbindungslogik 180 ein automatisches Kabinendrucksteuergerät 17 über die Zwischenverbindungslogik 180 der automatischen Übertragungsschaltung 34, um dasSteuergerät 17 anzuschalten, wenn beide Steuergeräte abgeschaltet waren, oder um das Steuergerät 17 abzuschalten, wenn beide Steuergeräte angeschaltet waren. Eine Änderung des Zusta-ndes des Steuergerätes 16 wird durch die Abschaltverbindung zwischen dem Anschluß 348 und dem Anschluß 364 der automatiscilen Übertragungsschaltung 32 verhindert. Du-rch Verbinden des Anschlusses 348 mit dem Anschluß 36lF wird ein falsches Signal in das UND-Glied 344 und das UND-Glied 358 der Zwischenverbindungslogik der automatischen Üb ertragungss chaltung 32 eingegeben. Da jedes der UND-Glieder der Zwischenverbindungslogik der automatischen Übertragungsschaltung 32 konstant einen falschen Eingang besitzt, haben sie nie einen echten oder wirlLsamen Ausgang, und es ist nicht eforderlich, ihre Arbeitsweise weiter zu erörtern.
Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 den "Ein"-Zustand einnimmt, ergibt die Ein/Aus-Steuerung 184 ein echtes Signal, das zum UND-Glied 344 über die Leitung 190 gelangt. Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 16 gleichzeitig den "Ein"-Zustand einnimmt, ergibt die Ein/Aus-Steuerung der automatischen Übertragungsschaltung 32 ein echtes Signal, das über den Anschluß 346 der Zwischenverbindungslogik der automatischen Übertragungsschaltung 32 zum Anschluß 354 der Zwischenverbindungslogik 180 der automatischen Übertragungsschaltung 34 gelangt. Dieses echte Signal wird in den Inverter 362 geführt und in das UND-Glied 358 als ein falsches sowie in das UND-Glied 344 über die Leitung 356 als ein echtes Signal eingeflihrt. Der dritte Eingang in das UND-Glied 344 stammt von dem Anschluß 350 oder der Energiespeisequelle, und es handelt sich um einen konstanten echten Eingang. Drei echte Eingänge am UND-Glied 344 ergeben einen echten Ausgang zum ODER-Glied 176 über die Leitung 182 und schalten das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 ab, wie in Verbindung mit Fig. 9 beschrieben.
Wenn das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 den "Aus"-Zustand einnimmt, ergibt eine Ein-Aus-Steuerung 184 ein echtes Signal zum UND-Glied 358 über die Leitung 188. Ist das automatische Kabinendrucksteuergerät 16 im "Aus"-Zustand, ergibt eine Ein-Aus-Steuerung der automatischen Übertragungsschaltung ,2 ein falsches Signal zum Ansc?wluß 346. Dieses falsche Signal gelaiigt dann zum Anschluß 354 der Zwischenverbindungslogik 180 der automatischen Übertragungsschaltung 34 und zum Inverter 362, was wiederum ein echtes Signal zum UND-Glied 358 ergibt. Das falsche Signal am Anschluß 354 wird ferner in das UND-Glied 3'MS iiber die Leitung 356 geführt, die den Ausgang am UND-Glied 344 auf falsch hält.
Der dritte Eingang zum UND-Glied 358 stammt aus dem Anschluß 3,50, der ein konstantes, echtes Signal über die Leitung 360 ist.
Die drei echten Eingänge in das UND-Glied 358 ergeben einen echten Ausgang zum ODER-Glied 172 über die Leitung 220. Ein echtes Signal am Eingang in das ODER-Glied 172 schaltet das automatische Kabinendrucksteuergerät 17 ein, wie in Verbindung mit Fig. 8 beschrieben.
Zweck der identischen Zwi 5 chenverbindungs 1 ogiks chaltungen in den automatischen Übertragungsschaltungen 32 und 34 is-t, die vollständige gegenseitige Austauschbarkeit der beiden Einheiten beizubehalten. Die Verwendung äußerer Anschlüsse ermöglicht das Unwirksammachen einer Zwischenverbindungslogik, während die andere vollständig funktionsfähig bleibt.
Vorstehend wurden spezielle Ausführungsformen eines Blugzeugkabinendrucksteuersystems dargestellt, es wurde die Verwendung von doppeltwirkenden automatischen Steuergeräten beschrieben, ferner ein Verfahren zum Andern ihrer Anwendung in einem Flugzeug, ein Verfahren zur Erzielung einer linearen Anderungsgeschwindigkeit des Kabinendruckes, eine Möglichkeit der Identifizierung des defekten Steuergerätes, wenn es fehlerhaft arbeitet, ein Verfahren zur Bestimmung, ob ein unerwartetes Resultat aufgrund fehlerhafter Arbeitsweise eines Steuergerätes bedingt war, Verfahren ur Verhinderung, daß beide Steuergeräte den gleichen Zustand einnehmen, ein Verfahren zur Anzeige unerwünschter Geschwindigkeitsänderungen im Kabinendruck, und ein Verfahren zur Verhinderung von Unfällen aufgrund des Unterschiedes zwischen dem Kabinendruck und dem äußeren Umgebungsdruck.

Claims

Patentansprüche: 1. Anordnung zum automatischen Steuern den Kabineadruckes in Flugzeugen, bei der die Kabinendruckänlerungsgeschwindigkeit festgestellt und nit der Anzeige des Flughöhenmessers verglichen wird, dadurch gekennzeichnet, daß ein erstes Primärsteuergerät und ein zweites, darauf identisches Bereitschaftssteuergerät, tlas das erste Steuergerät überwacht, vorgesehen sind, dar.- das Bereitschaftssteuergerät die tatsächliche Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit überwacht und sie mit einer vorgewählten Grenzänderungsgeschwindigkeit vergleicht, und daß das Bereitschaftssteuergerät das Primärsteuergerät abschaltet und selbst die Kabinendrticksteuerung übernimmt, wenn die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit die vorgewählte Änderungsgeschwindigkeit wesentlich übersteigt.
2. Ano-rdnung nach Anspruch 1, gekennzeiciiiiet durch eine Einrichtung zur Erzeugung eines Ansprechens auf den Atmosphärendruck, eine Einrichtung zur Erzeugung eines Ansprechens auf den Kabinendruck, eine Befehlseinrichtung, die auf das Atmosphärendruckansprechen anspricht und einen Ausgang c in Abhängigkeit von der Gleichung erzeugt, wobei K1, K2 und K3 Konstanten und Pa das atmosphärische Ansprechen ist, und eine Einrichtung zum Ver-gleichen von Pc mit dem Kabinendruckansprechen und zur Erzeugung eines Vergleichsansprechens für die Steuerung des Kabinendruckes.
3. Anordnung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß eine eine erste Steuereinrichtung Befehiseinrichtung aufweist, die ein Primärsteuergerät darstellt und die den Kabinendruck steuert,und daß eine zweite Steuereinrichtung eine Befehlseinrichtung aufweist, die ein Bereitschaftssteuergerät darstellt und die den Betrieb des Primärsteuergerätes überwacht.
4. Anordnung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß eine Wechs leirrichtung zum wahl@eisen Verbinden der ersten Steuereinric tung als Primärsteuergerät zur Steuerung des Kabinendruckes und der zweite. Steuereinr@c@tung als Bereitschaftssteuergerät zur Ö@@r@ac@ung les Betriebes des Primärsteuergerätes während eines Flu@es und zum selektiven Verbinden der zweiten Steuereinrichtung als Primärsteuergerät zur Steuerung des Kabinandruckes und des ersten Steuergerätes als Bereitschaftsgerät zur Überwachung des Betrieb-es des Primärsteuergerätes während eines nachfolgenden Fluges vorgesehen ist.
5. Anordnung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung auf das Bereitschaftssteuergerät zur Erzeugung eines Ansprechens auf eine fehlerhafte Arbeitsweise des Primärsteuergerätes anspricht, und daß eine Übertragungseinrichtung auf das feltlerhafte Ansprechen anspricht und das Primärsteuergerät von der Steuerung des Kabinendruckes abschaltet und das Bereitschaftssteuergerät zur Steuerung, des Kabinendruckes einschaltet.
6. Anordnung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Atmosphärendruckabfühleinrichtung, eine Kabinendruckabfühleinrichtung, eine Befehlseinrichtung zur Erzeugung eines Kabinenbefehlsdruckes in Abhängigkeit von dem Atmosphärendruck, eine erste Steuereinrichtung, die eine der Befehlseinriciltungen ist, und das Pniiärsteuergerät darstellt, und die den Kabinendruck durch Kombinieren des befohlenen Kabinendruckes und des tatsächlichen Kabinendruckes kombiniert und ein Fehleransprechen daraus erzeugt, eine zweite Steuereinrichtung, die eine andere Befehlseinrichtung ist und das Bereitschaftssteuergerät darstellt, und den Betrieb des Priinärsteuergerätes überwacht, und eine Flugsteuerventileinrichtung, die auf das Fehleransprechen anspricht.
7. Anordnung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Steuereinrichtung zur Reeulierun des Kabinendruckes, eine Einrichtung zum Auswählen einer maximalen Druckänderungsgeschwindigkeit für die Steuereinrichtung, und eine Überwachungseinrichtung zur Anzeige der tatsächlichen Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit und zur Erzeugung eines Ansprechens, wenn eine tatsächliche Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit die maximale Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit um einen vorbestimmten Betrag übersteigt.
3. Anordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung vorgesehen ist, die das Ansprechen aufnimmt und eine durch Fühler anzeigbaren Ausgang erzeugt.
9. Anordnung nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch ein zusätzliches Steuergerät und eine tTbertragungseinrichtung zur Aufnahme des Ansprechens und zum Trennen der Steuereinrichtung von der Steuerung des Kabinendruckes sowie zum Anschließen des zusätzlichten Steuergerätes für die Steuerung des Kabiiendruckes vorgesehen ist.
10. Anordnung nach Anspruch 9, gekennzeichnet Durch eine Binrichtung zum Vertauschen der Antriebsverbindung der Steereinrichtung und des zusätzlichen Steuergerätes für die Steuerung des Kabinendruckes bei aufeInanderfolgenden Flügen, und eine Einrichtung zur Aufnahme des Fehleransprec.ens und entsprechendem Verhindern eines anschließenden Vertauschens der Verbindung der Steuereinrichtung und des zusätzlichen Steuergerätes.
11. Kabinendrucksteuersystem nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die tJbertragungseinrichtung eine Einrichtung, die eine anschließende tbertragung verhindert, nachdem eine anfängliche Übertragung aufgetreten ist, und eine Einrichtung, die die Verhinderungseinrichtung unwirksam macht, aufweist.
12. Anordnung nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch zwei automatisch arbeitende Steuergeräte, deren eines das Primärsteuergerät darstellt und die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit steuert, und deren anderes das Bereitschaftssteuergerät darstellt, das die Leistung des Primärsteuergerätes überwacht, eine Einrichtung zum Auswählen einer maximalen Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit und zur Erzeugung eines Ausganges in Abhängigkeit davon, eine Einrichtung, die auf die tatsächliche Kabinendruckänderungsge schwindigkeit anspricht, eine Einrichtung, die auf einen Vergleich der tatsächlichen Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit und der ausgewählten maximalen Anderun£sgeschwindigkeit anspricht, eine Anschlußeinrichtung zum Anschließen des ersten Steuergerätes als Primärsteuergerät und des zweiten Steuergerätes als Bereitschaftssteuergerät, und eine Einrichtung zum Trennen des ersten Steuergerätes als Primärsteuergerät, Trennen des zweiten Steuergerätes als Bereitschaftssteuergerät und Anschließen des zweiten Steuergerätes als Primärsteuergerät in Abhängigkeit von der tatsächlichen Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit, die die ausgewählte Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit übersteigt.
13. Anordnung nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die auf die tatsächliche Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit in einem Flugzeug anspricht und eine Reaktion darauf erzeugt, eine Einrichtung zum Auswählen einer gewünschten Kabinendruckänderunbsgesci-windi-^Reit und zur Erzeugung eines Ansprechens darauf, und eine Einrichtung zum Vergleichen der tatsächlichen Änderungsreaktionsgeschwindigkeit und des gewünschten ÄnderungsgescilzindigReitsan.sprechens, um ein Ansprechen auf eine tatsächliche Änderungsgeschwindigkeit zu erzielen, die größer ist als die ausgewählte Änderungsgeschwindigkeit.
14. Anordnung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zum Regulieren des Luftdruckes im Flugzeug, erste und zweite Steuereinrichtungen, deren jede antriebsmäßig mit der Druckreguliereinrichtung zur Steuerung der Regulierung des Buftdruckes verbunden ist, und keine Anschlußeinrichtung zum selektiven Anschließen der ersten Steuereinrichtung für die Steuerung der Druckreguliereinrichtung während eines Fluges des Flugzeuges, und der zweiten Steuereinrichtung für die Steuerung der Druckreguliereinrichtung während eines darauffolgenden Fluges des Flugzeuges.
15. Anordnung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug eine Schalteinrichtung mit einem ersten Zustand, wenn das Flugzeug im Flug ist, und mit einem zweiten Zustand, wenn das Flugzeug nicht im Flug ist, aufweist und daß die AnschluSJeinrichtungr eine Einrichtung aufweist, die auf die Anderung des Zustandes der Schalteinrichtung zur Erzielung einer Trennung eines der ersten und zweiten Steuergeräte und eines Anschließens eines anderen der ersten und zweiten Steuergeräte anspricht.
16. Anordnung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daG die Schalteiiiichtun-g einen Fahrwerkschalter aufweist.
17. Anordnung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Schalteinrichtung einen Drosselschalter aufweist.
18. Anordnung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß jedes der ersten und zweiten Steuergeräte eine Eingabeeinrichtung zur Erzeugung von Signalen,die auf den Luftdruck im Fluges zeug und den Luftdruck außerhalb des Flugzeuges ansprechen, und eine Abgabevorrichtung, die auf die Drucksignale zur Erzeugung eines Ausgangssignales zur Steuerung des BuStdruckes im Flugzeug in vorbestimmter Weise aufweist.
19. Anordnung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß die Druckreguliereinrichtung eine Quelle druckaufgeladener Luft und eine Durchflußsteuerventileinrichtung mit einem Antriebsmotor besitzt, und daß die Anschlußeinrichtung eine Schalteinrichtung mit einem Betriebszustand, bei dem die Abgabeeinrichtung der ersten Steuereinrichtung mit dem Antriebsmotor zur Betätigung der Durchflußsteuerventileinrichtung über das Ausgangssignal der ersten Steuereinrichtung verbunden ist, sowie einen anderen Betriebszustand aufweist, bei dem die Abgabeeinrichtung der zweiten Steuereinrichtung mit dem Antriebsmotor zur Betätigung der Durchflußsteuerventileinrichtung über das Ausgangssignal der zweiten Steuereinrichtung verbunden ist.
20. Anordnung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung zur Überwachung des Betriebes der Steuereinrichtung und zur Änderung des Betriebszustandes der Schalteinrichtung bei fehlerhafter Arbeitsweise eine der Steuereinrichtungen vorgesehen ist.
21. Anordnung nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß die erste und die zweite Steuereinrichtung funktionell im wesentlichen identisch sind.
22. Anordnung nach Anspruch 14, gekennzeichnet durch eine Luftdruckreguliereinrichtung, eine Einrichtung zur Erzeugung einer anzeigbaren änderung, die auf den Flugzeugkabinenluftdruck und den Luftdruck außerhalb des Flugzeuges anspricht, zwei Kabinendrucksteuergeräte, deren jedes eine Einrichtung zur antriebsmäßigen Verbindung mit der Luftdruckreguliereinrichtung aufweist, eine Einrichtun, die auf die anzeigbare Änderung zur Erzeugung eines Ausganges für die Betätigung der Luftdruckreguliereinrichtung anspricht, und eine Anschlußeinrichtung zum selektiven Anschließen eises s der beiden Kabinendrucksteuergeräte an die Duftdruckreguliereinrichtung für einen Flug des Flugzeuges und zum Anschließen des anderen Kabinendrucksteuergerätes an die Druckreguliereinrichtung während eines darauffolgenden Fluges des Flugzeuges.
23. Anordnung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß die Anschlußeinrichtung einen Fahrwerkschalter aufweist.
24. Anordnung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß die Anschlußeinrichtung einen Drosselschalter aufweist.
25. Anordnung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß die SuStdruckreguliereinrichtung einen Antriebsmotor aufweist, und daß die Anschlußeinrichtung eine Schalteinrichtung besitzt, die einen Betriebszustand, bei dem die Abgabeeinrichtung eines der beiden Steuergeräte mit dem Antriebsmotor zur Betätigung der tiiftdruckreguliereinrichtung über eines der beiden Steuergeräte, und einen anderen Betriebszustand, bei dem die Abgabeeinrichtung des anderen Steuergerätes mit dem Antriebsmotor zur Betätigung der Buftiruckreguliereinrichtung über das andere Steuergerät verbunden ist, aufweist.
26. Anordnung nach Anspruch 25, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zur tberwachung des Betriebes eines der beiden Steuergeräte und zur Anderung des Betriebszustandes der Schalteinrichtung bei einer fehlerhaften Arbeitsweise eines der beiden Steuergeräte.
27. Anordnung nach Anspruch 26, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Kabinendrucksteuergeräte zwei funktionell im wesentlichen identische Steuergeräte darstellen.
28. Anordnung nach Anspruch 14, gekennzeichnet durch eine Fahrwerkschalteinrichtung, eine Drosselschalteinrichtung, eine Abflußventileinrichtung mit Antriebsmotor, erste und zweite, im wesentlichen identische, automatisch arbeitende Kabinendrucksteuergeräte, deren jedes zwei Betriebsarten besitzt und deren eines das Primärsteuergerät ist, das mit dem Antriebsmotor zur Betätigung der Abflußventileinrichtung verbunden ist und deren anderes das Bereitschaftssteuergerät ist, und eine Anschlußeinrichtung zum selektiven Verbinden des ersten Steuergerätes als Primärgerät und des7eiten Steuergerätes als Bereitschaftsgerät für einen Flug, wobei die Anschlußeinrichtung auf den Fahrwerkschalter anspricht, um das erste Steuergerät als Primärgerät und das zweite Steuergerät als Bereitschaftsgerät beim Schließen des Fahrwerkschalters abzutrennen, damit ein Ansprechen auf die Drosselschalteinrichtung erzielt wird, um das zweite Steuergerät als Primärgerät und das erste Steuergerät als Bereitschaftsgerät während eines nachfolgenden Fluges zu schalten.
29. Anordnung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch zwei Kabinendrucksteuergeräte, eine Einrichtung zum selektiven Schalten eines der Steuergeräte als Primärsteuergerät zur Steuerung des Kabinendruc 'Wes während eines Fluges des Flugzeuges, eine Einrichtung zum Verbinden des anderen Steuergerätes als Primärsteuergerät zur Steuerung des Eabi.rendruckeE während eines nachfolgenden Fluges des Flugzeuges, und eine IIeldeeinrichtung, die antriebsmäßig jedem der Steuergeräte zugeordnet ist, um die Identität des Primärstellert,rerätes anzuzeigen.
30. Anordnung nach Anspruch 29, wobei das den Steuerdruck nicht steuernde Steuergerät als Bereitschaftssteuergerät arbeitet, gekennzeichnet durch eine Übertragungseinrichtung zur Uberwachung des Betriebes des Primärsteuergerätes, wobei im Falle einer fehlerhaften Arbeitsweise das Primärsteuergerät getrennt und das Bereitsc;iaftssteuergerät zur Steuerung des Kabinendruckes geschaltet wird, und eine Einrichtung, um eine Änderung des Zustandes der Meldeeinrichtung bei ener Anderung der Steuergeräte durch die Übertragungseinrichtung zu verhindern.
31. Anordnung nach Anspruch 30, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zum erneuten Anschließen des Primärsteuergerätes und zum Trennen des Bereitschaftssteuergerätes nach einer änderung der Steuergeräte durch die Übertragungseinrichtung.
32. Anordnung nach Anspruch 29, gekennzeichnet durch zwei Steuereinrichtungen, deren eine das den Kabinendruck steuernde Primärsteuergerät ist, und deren zweites das die Arbeitsweise des Primärsteuergerä-tes überwachende Bereitschaftssteuergerät ist, Übertragungseinrichtungen für aufeinanderfolgende Flüge, um die beiden Steuergeräte abwechselnd zwischen Primär- und Bereitschaftsbetrieb zu schalten, eine erste Anzeigeeinrichtung, Steuergerät als die auf das erste/Primärsteuergerät anspricht, eine zweite Anzeigeeinrichtung, die auf das zweite Steuergerät als Primärsteuergerät während eines nachfolgenden Fluges anspricht, eine erste Meldeeinrichtung zur Erzeugung einer über Fühler anzeigbaren Änderung, die auf die erste Anzeigeeinrichtung anspricht, und eine zweite Meldeeinrichtung zur Erzeugung einer über Fühler anzeigbaren Anderung, die auf die zweite Anzeigeeinrichtung anspricht.
33. Anordnung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine erste Steuereinrichtung, die selektiv in einen Ein-Zustcgld zur Steuerun des Kabinendruckes und einem Aus-Zustand, in welchem der Kabinendruck nicht gesteuert wird, schaltbar ist, eine zweite S-teuereinrichtung, die selektiv in einen Ein-Zustand zur Steuerung des Kabinendruckes und in einen Aus-Zustand, in welchen der Tabinelldruck nicht gesteuert wird, schaltbar ist, eine Anschlußeinrichtung an der ersten Steuereinrichtung, die auf die Zustände der ersten und der zweiten Steuereinrichtung anspricht, um den Zustand der ersten Steuereinrichtung in den Ein-Zustand zu ändern, wenn beide Steuereinrichtungen den Aus-Zustand einnehmen, und um den Zustand der ersten Steuereinrichtung in den Aus-Zustand zu eltern, wenn beide Steuereinrichtungen den Ein-Zustand einnehmen, eine Anschlußeinrichtung an der zweiten Steuereinrichtung, die den Zustand der zweiten Steuereinrichtung in den Ein-Zustand ändert, weile beide Steuereinrichtungen den Aus-Zustand einnehmen, und die den Zustand der zweiten Steuereinrichtung in den Aus-Zustand ändert, wenn beide Steuereinrichtungen den Ein-Zustand einnehmen, und eine Einrichtung zum Unwirksammachen des Betriebes einer der ersten und zweiten Anschlußeinrichtungen.
34. Anordnung nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Steuereinrichtung und die zweite Steuereinrichtung funktionell im wesentlichen identisch sind.
35. Anordnung nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, daß die Anschlußeinrichtung der ersten Steuereinrichtung auf die Ein- und die Aus-Zustände der ersten Steuereinrichtung und auf den Ein-Zustand der zweiten Steuereinrichtung ansprechen, und daß die Anschlußeinrichtung auf der zweiten Steuereinrichtung auf die Ein-und Aus-Zustände der zweiten Steuereinrichtung und den Ein-Zustand der ersten Steuereinrichtung; anspricht.
06. Anordnung nach Anspruch 33, gekennzeichnet durch eine erste Eingabeeinrichtung zur Aufnahme einer Eingabe mit einem ersten Zustand, wenn die Steuereinrichtung den Ein-Zustand einnimmt, und einem zweiten Zustand, eine zweite Eingabeeinrichtung zur Aufnahme einer Eingabe @i b eine; erste@ Zustand, fen?l die andere Steuereinrichtung den Ein-Zustand einnimmt, und mit einem zweiten Zustand, eine dritte Eingabeeinrichtung, die selektiv so anschließbar ist, daß eine Eingabe mit einer; ersten Zustand und eine Eingabe mit rine;'; zweiten Zustand aufgenommen wird, eine erste Abgabevorrichtung zur Änderung des Zustandes der einen Steuereinrichtung, wenn die Eingänge aller ersten, zweiten und dritten Eingabeeinrichtnn den ersten Zustand einnehmen, eine vierte Eingabevorrichtun zur Aufnahme einer Eingabe mit einem ersten Zustand, wenn die eine Steuereinrichtung den Aus-Zustand einnimmt, eine fünfte Eingabeeinrichtung zur Aufnahme einer Eingabe mit einem ersten Zustand und mit einem zweiten Zustand, wenn die andere Steuereinrichtung den Ein-Zustand einnimmt, eine sechste Eingabevorrichtung, die selektiv zur Aufnahme einer Eingabe mit einem ersten Zustand und zur Aufnahme einer Eingabe mit einem zweiten Zustand schaltbar ist, und eine zweite Abgabeeinrichtung zur Änderung des Zustandes d.er einen Steuereinrichtung, wenn di.e Eingaben aller vierten, fünften und sechsten Eingabe einrichtungen den ersten Zustand einnehmen.
37. Anordnung nach Anspruch 36, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte Eingabeeinrichtung und die sechste Eingabeeinrichtunv mit dem zweiten Zustand für eine erste Steuereinrichtung, und die dritte Eingabeeinrichtung und die sechste Eingabeeinrichtung mit dem ersten Zustand für eine zweite Steuereinrichtung geschaltet sind.
38. Anordnung nach Anspruch 1, mit einer Steuerventileinrichtung und einer Druckeinstellvorrichtung hierfür, dadurch gekennzeichnet, daß eine Durchflußansprecheinrichtung vorgesehen ist, die auf das Verhältnis zwischen Luftzufluß und Buftabfluß anspricht, und ein Durchflußansprechen erzeugt, wenn der verfügbare Luftzufluß nicht ausreicht, um den gewünschten Wert des Flugzeugdruckes zu erzeugen.
39. Anordnung nach Anspruch 38, dadurch gekennzeichnet, das die Durchflußsteuerventilelnrichtung ein Abflußventil aufweist und daP die Durchflußansprecheinrichtung eine Einrichtung zur Erzeugung eines Durchflußansprechens besitzt, wenn der Flugzeugdruck abnimmt und das Abflußventil geschlossen ist.
40. Anordnung nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, da? eine Abgabeeinrichtung zur Aufnahme des Durchflußansprechens und zur Erzeugung einer mit Fühler anzeigbaren Abgabe vorgesehen ist.
41. Anordung nach Anspruch 40, dadurch gekennzeic'met, da'3. die Abgabevorrichtung ein sichtbares Licht aufweist.
42. Anordnung nach Anspruch 33, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zur Überwachung des Betriebes der Anordnung und zur Erzeugung eines Fehlersignals bei einem fehlerhaften Betrieb der Anordnung, un-d eine Einrichtung, die das Durchflußansprechen aufnicht und eine Ausnutzung des Fehlersignales verhindert.
43. Anordnung nach Anspruch 38, gekennzeichnet durch eine primäre Steuereinrichtung, die zur Steuerung des Flugzeugdruckes geschaltet ist, eine Bereitschaftssteuereinrichtung, eine Schalteinrichtung zum Trennen der Primärsteuereinrichtung bei fehlerhafter Arbeitsweise und zum Anshließen der Bereitschaftssteuereinrichtung für die Steuerung des Flugzeugdruckes, und eine Einrichtung zur Aufnahme des Durchflußansprechens und zum Verhindern des Trennens der Primärsteuereinrichtung und Anschließens der Bereitschaftssteuereinrichtung.
44. Anordnung nach Anspruch 43, dadurch gekennzeichnet, daß die Bereitschaftssteuereinrichtung eine Einrichtung zur Überwachung des Betriebes der Primärsteuereinrichtung eine Einrichtung zur Anzeige einer fehlerhaften Arbeitsweise der Primärsteuereinrichtung, und eine Einrichtung zur Anzeige der aufgezeigten fehlerhaften Arbeitsweise an die Schalteirichtung aufweist.
45. Anordnung nach Anspruch 38, gekennzeichnet durch zwei identische K&oinendrucksteuereinrichtungen, deren eine als Primärsteuergerät zur Steuerung des Kabinendruckes und deren andere als Bereitsflhafbsgerät zur Überwachung der Arbeitsweise des Primärsteuergerates ausgelegt ist, eine Luftdurchflußsteuerventileinric?itung, eine Einrichtung zur Einstellung der Ventileinrichtung, um eine gewünschte Anderung des Kabinendruckes zu erzeugen, eine Abfilleinrichtung, die auf eine Kabinendruckänderung anspricht, eine Schalteinrichtung, die anzeigt, ob das Luftdurchflußsteuerventil vollständig geschlossen ist, und die ein Ansprechen darauf erzeugt, eine Einrichtung zur Erzeugung eines Ansprechens auf die Abfühleinrichtung, wenn der Kabinendruck abnimmt, und eine Einrichtung zur Erzeugung einer durch Fühler festgestellten anzeigbaren Anderung, die auf die Schalteinrichtung und auf die Abnahmeeinrichtung anspricht.
46. Anordnung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Steuereinrichtung zum Regulieren der Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit in vorbestimmter Weise, eine Einrichtung zur Erzeugung eines Ausganges, der eine Beziehung des Kabinendruckes und des Außendruckes darstellt, und eine Einrichtung, die auf den Ausgang anspricht, um die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit zu erhöhen, wenn der Ausgang einen vorgewählten Wert übersteigt.
47. Anordnung nach Anspruch 46, gekennzeichnet durch eine Bereitschaftssteuereinrichtung, eine Übertragungseinrichtung zur Überwachung der Arbeitsweise der Steuereinrichtung und mit einer Einrichtung zum Trennen der Steuereinrichtung und zum Anschließen der Bereitschaftssteuereinrichtung für das Regulieren der Kabine druckänderungsgeschwindigkeit bei einem fehlerhaften Arbeiten der Steuereinrichtung, und eine Einrichtung, die auf den Ausgang anspricht, um eine Trennung der Steuereinrichtung und ein Anschließen der Bereitschaftssteuereinrichtung zu verhindern, wenn der Ausgang den vorgewählten Wert übersteigt.
48. Anordnung nach Anspruch 46, dadurch gekennzeichnet, daß die Abgabeeinrichtung eine Kabinendrucksensoreinrichtunr zur Erzeugung eines den Kabinendruck darstellenden Signales, eine Außendrucksensoreinrichtung zur Erzeugung eines den AuSendrllok darstellenden Signales, und eine Summiereinrlchtung zur Erzeugung eines Signales, das die Differenz des Kabinendruckslgnales und des Außendrucksignales darstellt, aufweist.
49. Anordnung nach Anspruch 48, dadurch gekennzeichnet, daß die Summiereinrichtung eine Eingabevorrichtung aufweist, die eine vorbestimmte Differenz des Kabinendrucksignales und des AußendrucX-signales darstellt.
50. Anordnung nach Anspruch 46, dadurch gekennzeichnet, daß die Beziehungseinrichtung eine Kabinensensoreinrichtung, die auf den Kabinendruck im Flugzeug anspricht, eine Umgebungssensoreinrichtung, die auf den umgebenden Atmosphärendruck anspricht, und eine Abgabeeinrichtung, die einen Ausgang erzeugt, der auttie Kabinensensoreinrichtung und die Umgebungsensoreinrichtung anspricht, aufweist.
51. Anordnung nach Anspruch 50, dadurch gekennzeichnet, daß die Abgabeeinrichtung eine Einrichtung zur Erzeugung eines Ausganges aufweist, die auf die Abgabe der Kabinensensoreinrichtung und die Abgabe der Umgebungssensoreinrichtung anspricht, wenn eine vorbestimmte Beziehung der Ausgänge der Sensoreinrichtung überschritten wird.
52. Anordnung nach Anspruch 46, mit einem Kabinendrucksteuer-Übersteuerungssystem, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zum Regulieren der Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit, eine Einrichtung zur Anzeige des Kabinendruckes und zur Erzeugung eines Signales, das dem angezeigten Kabinendruck proportional ist, eine Einrichtung zur Anzeige des Druckes der umgebenden Atmosphäre und zur Erzeugung eines Signales proportional dem angezeigten Umgebungsatmosphärendruck, eine Einrichtung zum Subtrahieren des angezeigten Kabinendruckes und des angezeigten Atmosphärendruckes und zur Erzeugung eines Differenzsignales, eine Einrichtung zum Begrenzen der Differenz um einen vorbestimmten Wert und zur Erbeugung eines Signales, das den Uberschuß der Differenz über den vorbestimmten Wert darstellt, eine Einrichtung zur Erhöhung des Überschusses um ein Mehrfaches seines Wertes und zur Erzeugung eines Signales proportional den Mehrfachen des tberschusses, und eine Einrichtung zur Erhöhung der Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit um das Mehrfache des tberschußsignales.
53. Anordnung nach Anspruch 52, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zum Regeln der Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit eine Durchflußsteuerventileinrichtung, eine erste Steuereinrichtung, die mit der Durchflußsteuerventileinrichtung zur Steuerung der Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit verbunden ist, eine zweite Steuereinrichtung, die die Leistung der ersten Steuereinrichtung überwacht und auf eine fehlerhafte Arbeitsweise der ersten Steuereinrichtung anspricht, eine selektive Einrichtung zum Anschließen der zweiten Steuereinrichtung an die Durchflußsteuerventileinrichtung und zum Trennen der ersten Steuereinrichtung in Abhängigkeit von einem fehlerhaften Arbeiten der ersten Steuereinrichtung, un-d eine Einrichtung zum Sperren der selektiven Einrichtung in Abhängigkeit von der Erhöhungseinrichtung, aufweist.
54. Verfahren zum automatischen Steuern des Kabinendruckes in Flugzeugen, bei der die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit festgestellt und mit der Anzeige des Flughöhenmessers verglichen wird, dadurch gekennzeichnet, daß ein aus Primär- unS Bereitschaftssteuergerät bestehendes Doppelsteuergerät verwendet wird, daß das Steuergerät, das im Primärbetrieb arbeitet, zur Überwachung der Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit herangezogen wird, und daß die Kabinendrucksteuerung bei zu hoher Eabinendruckänderungsgeschwindigkeit von dem Bereitschaftssteuergerät durchgeführt wird.
55. Verfahren zum automati.schen Steuern des Kabinendruckes in Flugzeugen, bei der die e Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit festgestellt und mit der Anzeige des Flughöhenmessers verglichen wird, dadurch gekennzeichnet, daß eine maximale Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit festgelegt wird, daß dle tatsächliche Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit mit der festgelegten Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit verglichen wird, und daß eine durch Abfühlen anzeigbare Anderung in Abhängigkeit von dem Vergleich erzeugt wird.
56. Verfahren zum automatischen Steuern des Kabinendruckes in Flugzeugen, bei der die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit festgestellt und mit der Anzeige des Flughöhenmessers verglichen wird, dadurch gekennzeichnet, daß eines der beiden Kabinendrucksteuergeräte für einen Flug, und das andere der beiden Kabinendrucksteuergeräte zur Regulierung des Kabinenluftdruckes für einen nachfolgenden Flug geschaltet werden.
57. Verfahren nach Anspruch 56, wobei das andere der beiden Kabinendrucksteuergeräte verbunden wird, dadurch gekennzeichnet, daß ein Signal für jeden Flug erzeugt wird, daß eines der Kabinendrucksteuergeräte abgeschaltet wird, um den Kabinenluftdruck für einen Flug in Abhängigkeit von dem Signal zu regeln, und daß das andere der Kabinendrucksteuergeräte zur Regulierung des Kabinenluftdruckes für einen nachfolgenden Flug verbunden wird.
58. Verfahren nach Anspruch 57, dadurch gekennzeichnet, daß ein Signal für jeden Flug erzeugt wird, daß ein Fahrwerkschalter so betätigt wird, daß eines der Kabinendrucksteuergeräte verbunden und das andere der Kabinendrucksteuergeräte getrennt wird.
59. Gefahren nach Anspruch 54, zum Regulieren des Eabinenluftdruckes in einem Flugzeug mit zwei Kabinendrucksteuergeräten, einem Fahrwerkschalter, einem Drosselschalter, einem Abflußventil, Kabinendrucksensoren und Atmosphärendrucksensoren, dadurch gekennzeichnet, daß eines der beiden Kabinendrucksteuergeräte so verbunden wird, daß es das Abflußventil zur Regulierung des Kabinenluftdruckes betätigt, daß ein Vervollständigungssignal on dem Fahrwerkschalter erzeugt wird, um eine Beendigung eines P'lurjes des Flugzeuges anzuzeigen, daß eines der Kabinendrucksteuergeräte in Abhängigkeit von dem Vervollständigungssignal getrennt wert, da? ein Einleitungssignal aus dem Drosselschalter erzeugt wird, um die Einleitung eines nachfolgenden Fluges des Flugzeuges anzuzeigen und daß das andere der Kabinendrucksteuergeräte in Abhängigkeit von dem Einleitungssignal verbunden wird.
60. Verfahren zum automatischen Steuern des Kabinendruckes in Flugzeugen, bei der die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit festgestellt und mit der Anzeige des Flughöhenmessers verglichen wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Bereitschaftssteuereinrichtung so geschaltet wird, daß sie den Kabinendruck steuert und daß die PrI'närs+'euereInrichtung von der Kabinendrucksteuerung abgeschaltet wird, wenn eine fehlerhafte Arbeitsweise der Primärsteuereinrichtung auftritt, daß eines der Steuergeräte als Primärsteuergerät zur Steuerung des Kabinendruckes geschaltet wird, daß das andere Steuergerät als Bereitschaftssteuergerät zur Überwachung der Arbeitsweise des Primärsteuergerätes geschaltet wird, und daß eine durch Fühler anzeigbare Änderung in Verbindung mit der Primärsteuereinrichtung erzeugt wird.
61. Verfahren nach Anspruch 54, dadurch gekennzeichnet, daß der Ein-Zustand der ersten Steuereinrichtung angezeigt wird, daß der Ein-Zustand der zweiten Steuereinrichtun-g angezeigt wird, und daß eine der Steuereinrichtungen geschaltet wird.
62. Verfahren nach Anspruch 54, dadurch gekennzeichnet, daß der Aus-Zustand der ersten Steuereinrichtung angezeigt wird, daß das Fehlen des Ein-Zustandes der zweiten Steuereinrichtung angezeigt wird und daß eine der Steuereinrichtungen ausgeschaltet wird.
63. Verfahren nach Anspruch 54, dadurch gekennzeichnet, da?.' ein Ansprechen erzeugt wird, wenn der Luftzufluß nicht ausreicht, damit ein gewünschter Wert des Flugzeugdruckes erzeugt wird.
64. Verfahren nach Anspruch 63, wobei die Flugzeugsteuerung zwei Kabinendrucksteuereinrichtungen aufweist, deren einer als primäre Einrichtung zur Steuerung des Kabinendruckes ausgelegt ist und deren anderer als Bereitstellungs- und Überwachungseinrichtung für die Leistung der primären Steuereinrichtung ausgelegt ist, dadurch gekennzeichnet, daß die primäre Steuereinrichtung mit der Einstelleinrichtung zur Steuerung der Luftdurchflußsteuerventil-Einrichtung verbunden wird, daß die primäre Steuereinrichtung getrennt und die Bereitstellungssteuereinrichtung angeschaltet wird, wenn die Primärsteuereinrichtung fehlerhaft arbeitet, und daß das Trennen der Primärsteuereinriciibung vermindert wird und die Bereitstellungssteuereinrichtung eingeschaLtet wird, wenn der Luftzufluß nicht ausreiht, damit ein gewünschtes Ventil des Flugzeugdruckes beaufschlagt wird.
65. Verfahren nach Anspruch 5g, dadurch gekennzeichnet, daß ei.n Ausgang erzeugt wird, der die Beziehung des Kabinendruckes und des Außendruckes darstellt, und daß die Kabinendruckänderunsgeschwindigkeit in Abhängigkeit davon schrittweise erhöht wird, daß der Ausgang einen vorgewählten Wert übersteigt.
66. Verfahren nach Anspruch 54, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugzeugkabinendruckänderungsgeschwindigkeit gesteuert wird, daß ein Ansprechen erzeugt wird, daß die Beziehung d-es Kabinendruckes und des Außendruckes repräsentiert, und daß die Flugzeugkabinendruckänderungsgeschwindigkeit in Abhängigkeit davon schrittweise erhöht wird, daß die Beziehung des Kabinendruckes und des Außendruckes einen vorbestimmten Wert übersteigt.
67. Gefahren nach Anspruch 54, dadurch gekennzeichnet, daß ein Ausgang Tc als Funktion des Atmosphärendruckes erzeugt wird, daß ein vom Kabinendruck abhängiges Ansprechen erzeugt wird, und daß das Kabinendruckansprechen und der Ausgang Tc zur Steuerung des Kabinendruckes kombiniert werden.