DE2858089C2

DE2858089C2 -

Info

Publication number: DE2858089C2
Application number: DE19782858089
Authority: DE
Inventors: Howard Rancho Palos Verdes Calif. Us Aldrich; Glenn Downey Calif. Us Burgess; Clarence Carson Calif. Us Yamanaka
Original assignee: Garrett Corp
Current assignee: Garrett Corp
Priority date: 1977-06-13
Filing date: 1978-06-08
Publication date: 1989-03-16
Also published as: DE2825115A1; DE2825115C2

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Kabinendruckregeleinrichtungen nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Derartige Kabinendruckregeleinrichtungen sind aus der DE-AS 17 56 738 bekannt, bei der ein Fehlerdetektor für automatische Kabinendruckregler verwendet wird, um den Istwert des Kabinendruckes mit dem Sollwert in Abhängigkeit vom Außendruck zu vergleichen und ein das Luftauslaßventil steuerndes Differenzsignal zu erzeugen. Derartige bekannte Kabinendruckregler, bei denen geradlinige Annäherungen der idealen Kurve des Kabinendruckwertes P _c in Abhängigkeit vom Außendruckwert P _a verwendet werden, haben den Nachteil, daß die Krümmungsstellen an den Verbindungen der geradlinigen Segmente als Stufenänderungen der ersten Ableitung der Zeit von P _c (Geschwindigkeit der Kabinendruckänderung) erscheinen. Die Geschwindigkeit der Kabinendruckänderung zeigt eine Variation, die wegen der Volumina und der Durchflußgeschwindigkeit keine Stufenfunktion ist. Trotzdem ist die Geschwindigkeit der Kabinendruckänderung nicht der konstante Wert, der in der Nähe der Krümmungsstelle der Kurve erwünscht ist, so daß der tatsächliche Wert des Kabinendruckes entscheidend von dem durch die ideale Kurve vorgegebenen Wert abweicht. In extremen Fällen, in denen ein Flugzeug mit maximaler Geschwindigkeit steigt, und in denen eine Krümmungsstelle auftritt, kann die Differenz zwischen dem Kabinendruck und dem Atmosphärendruck den Grenzwert für die Flugzeugkonstruktion erreichen, so daß das Kabinendruck-Entlastungsventil öffnet. Ein solcher Fall bedeutet einen erheblichen Energieverlust und hebt die Regelung auf.

Aufgabe der Erfindung ist es demgegenüber, eine gattungsgemäße Kabinendruckregeleinrichtung so zu verbessern, daß der voreingestellte bzw. gewünschte Druckwert P _c nicht durch kleinere, rasche Änderungen des festgestellten Atmosphärendruckes P _a ernsthaft beeinflußt ist, wie dies z. B. aufgrund von Luftlöchern bzw. schlechtem Wetter auftreten kann.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe mit den Merkmalen des Kennzeichens des Anspruchs 1 gelöst. Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.

Mit einer Kabinendruckregeleinrichtung nach der Erfindung wird die Regelkurve linearisiert und damit erreicht, daß der tatsächliche Kabinendruck dem linearen Druckverlauf möglichst nahe kommt, so daß damit verhindert wird, daß der voreingestellte bzw. gewünschte Druckwert P _c durch kleinere, rasche Änderungen des festgestellten Atmosphärendruckes P _a entscheiden beeinflußt wird. Weiterhin wird mit dieser Kabinendruck regeleinrichtung erreicht, daß die Flugzeugbesatzung bei auftretendem Kabinendruckfehler bei einem plötzlichen und unerwarteten Abfall des Kabinendruckes selbsttätig auf diesen Zustand aufmerksam gemacht und davon in Kenntnis gesetzt wird, daß die Regeleinrichtung nicht fehlerhaft und einwandfrei arbeitet. Auf diese Weise kann die Flugzeugbesatzung sofort ihre Aufmerksamkeit darauf verwenden, die undichte Stelle ausfindig zu machen und zu beheben bzw. andere erforderliche Schritte einzuleiten.

Nachstehend wird die Erfindung in Verbindung mit der Zeichnung anhand eines Ausführungsbeispiels erläutert. Es zeigt

Fig. 1 ein Blockschaltbild einer doppeltwirkenden, automatischen Kabinendruckregeleinrichtung nach der Erfindung,

Fig. 2 ein Blockschaltbild eines der beiden doppeltwirkenden Steuergeräte nach Fig. 1,

Fig. 3 ein Blockschaltbild der Δ P-Begrenzungslogik zur Verwendung in einem Steuergerät nach Fig. 2,

Fig. 4 eine graphische Darstellung des Kabinendruckes in Abhängigkeit von dem Umgebungsdruck für das Steuergerät nach Fig. 2 und

Fig. 5 eine graphische Darstellung des Kabinendruckes in Abhängigkeit von dem Umgebungsdruck für ein bekanntes Steuergerät.

Fig. 1 zeigt eine doppeltwirkende automatische Kabinendruck regeleinrichtung. Ein Kabinendruck-Steuerfeld 10 wird von Hand so gesteuert, daß Abgasbespannungen entsprechend der Landehöhe, der barometrischen Druckkorrektur des Landeplatzes und einem vorgewählten Grenzwert für die Kabinendruckände rungsgeschwindigkeit erzeugt werden. Diese Spannungen werden an identische, selbsttätig arbeitende Kabinendrucksteuergeräte (im folgenden als "Steuergeräte" bezeichnet) 16 und 17 übertragen.

Jedes der Steuergeräte 16 und 17 hat seine eigene Energie speisequelle, Meßvorrichtungen, elektronische Logik- und Steuerschaltungen (Fig. 2), so daß sie vollständig unabhängig voneinander arbeiten, und die Möglichkeit, daß beide Steuer geräte 16, 17 gleichzeitig fehlerhaft arbeiten, auf ein Minimum reduziert wird.

Das Steuergerät 16 nimmt eine Eingangsspannung proportional dem Druck der umgebenden Atmosphäre aus einer Atmosphären druckmeßvorrichtung 21 über die Leitung 22, und eine Eingangsspannung proportional dem Kabinendruck aus einer Kabinendruckmeßvorrichtung 23 über die Leitung 24 auf. Das Steuergerät 17 nimmt entsprechende Eingangsspannungen aus einer Atmosphärendruckmeßvorrichtung 26 über die Leitung 28 und aus einer Kabinendruckmeßvorrichtung 29 über die Leitung 30 auf. Die Druckmeßvorrichtungen 21, 23, 26 und 29 sind beispielsweise Druckwandler, die eine anzeigbare Änderung der Abgabe in Abhängigkeit von Druckänderungen erzeugen. Eine automatische Übertragungsschaltung 32 nimmt die Eingänge aus dem Steuergerät 17 über die Leitung 33, aus der automatischen Übertragungsschaltung 34 über die Leitung 36 und aus dem Steuerfeld 10 über die Leitung 37 auf. Die Übertragungsschaltung 32 ist ferner mit dem Steuergerät 16 über ein Relais (schematisch als Leitung 38 dargestellt) zum Stellantrieb 20 über die Leitung 39 und mit der Übertragungsschaltung 34 über die Leitung 40 verbunden. Die Übertragungsschaltung 34 nimmt eine Eingabe aus dem Stellantrieb 20 über einen Leiter 41, aus dem Drucksteuergerät 16 über einen Leiter 42 und aus dem Steuerfeld 10 über einen Leiter 43 auf und gibt eine Eingabe an das Steuergerät 17 über ein Relais, das schematisch als Leiter 44 dargestellt ist.

Die Übertragungsschaltung 32 ist dem Steuergerät 16 und die Übertragungsschaltung 34 dem Steuergerät 17 zugeordnet. Die Steuergeräte 16 und 17 sowie die Übertragungsschaltungen 32 und 34 nehmen ferner Eingänge aus einem Fahrgestellschalter 46 über die Leitungen 48, 50, 52 und 54, sowie aus einem Drosselschalter 56 über die Leiter 58, 60, 62 und 64 auf.

Während eines jeden Fluges oder auf einer sich ändernden Basis arbeitet das eine Steuergerät 16, 17 als Primärsteuergerät und das andere als das Bereitschaftssteuergerät. Das Primärsteuergerät steuert den Kabinendruck während des gesamten Fluges. Im Verlauf des Fluges überwacht das Bereitschaftssteuergerät die Arbeitsweise des Primärsteuergerätes.

Arbeitet letzteres fehlerhaft, übernimmt das Bereitschafts steuergerät die Regelung des Kabinendruckes. Wenn keine fehlerhafte Arbeitsweise auftritt, wird die Identität des Steuergerätes auf das Landen für den nächsten Flug übertragen. Diese automatische Übertragung des Primärbetriebes zwischen Steuergeräten auf aufeinanderfolgenden Flügen ermöglicht, daß jedes Steuergerät der doppeltwirkenden Kabinendruckregeleinrichtung automatisch das andere Steuergerät regelmäßig prüft, damit eine maximale Zuverlässigkeit für die gesamte Einrichtung erzielt wird. Jedes der beiden Steuergeräte verwendet die Eingangsspannungen aus den entsprechenden Atmosphärendruckmeßvorrichtungen 21, 26 zur Berechnung eines gewünschten entsprechenden Kabinendruckes. Dieser wird mit der Spannung entsprechend dem Kabinendruck aus der Kabinendruckmeßvorrichtung 23, 29 verglichen, um ein Fehlersignal zu erzeugen, das von dem Primärsteuergerät zur Steuerung der Position des Stellantriebes 20 verwendet wird.

Die Leitung 12, die das Steuerfeld 10 mit dem Steuergerät 16 verbindet, weist eine Leitung 12 a (Fig. 2) auf, die das Potentiometer eines Geschwindigkeitsgrenzschalters des Steuerfeldes 10 mit einer Geschwindigkeitslogikschaltung 66 des Steuergerätes verbindet. Eine Leitung 12 b verbindet die Schalter für Landefeldhöhe und barometrischen Druck des Steuerfeldes 10 mit einer Diskriminatorschaltung 68 für große Höhen. Eine Leitung 12 c verbindet das Steuerfeld 10 mit einer Energiespeisequelle 70 im Steuergerät 16, die die Betriebsspannung für das Steuerfeld 10 liefert.

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 der Kabinendruckmeßvorrichtung 23 über eine Leitung 24 a auf. Die Kabinendruckmeßvorrrichtung 23 gibt ihr Spannungssignal über eine Leitung 24 b auch an eine logische Δ P-Begrenzungsschaltung 80. Dieses Signal wird über eine Leitung 24 c auch an einen Geschwindigkeitsverstärker 90 und über eine Leitung 42 b an eine (nicht dargestellte) logische Schaltung zur Aufnahme einer fehlerhaften Arbeitsweise gegeben, ferner über die Leitung 24 d an einen dynamischen Kompensator 100.

Die Verwendung einer Atmosphärendruckmeßvorrichtung 21 mit dem Steuergerät 16 erfolgt über eine Leitung 22 a zum Kabinen höhenfunktionsgenerator 72, über eine Leitung 22 b zur Sinkanzeigeschaltung 76, und über eine Leitung 22 c zur Δ 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 Δ P-Begrenzungslogikschaltung 80 ist weiterhin mit der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 über eine Leitung 92 und über eine Leitung 42 c mit einer Fehleranzeige logikschaltung verbunden.

Das gesamte Steuergerät funktioniert unabhängig davon, ob es im Primär- oder im Bereitschaftbetrieb arbeitet. Der Unterschied besteht darin, daß dann, wenn das Steuergerät im Primärbetrieb arbeitet und keine fehlerhafte Betriebsweise angezeigt worden ist, das Steuergerät die Kabinendruckände rungsgeschwindigkeit aufgrund der geschlossenen Kontakte des Schalters 114 steuert. Das Bereitschaftssteuergerät ist in Betrieb, steuert jedoch den Kabinendruck nicht, weil der entsprechende Schalterkontakt geöffnet ist. Wird eine fehlerhafte Betriebsweise angezeigt, oder wird das Bereit schaftssteuergerät von Hand ausgewählt, regelt das Steuergerät den Kabinendruck, obgleich es im Bereitschaftsbetrieb arbeitet.

Im Betrieb verwendet das Steuergerät 16 von Hand ausgewählte Eingänge aus der Steuertafel 10 und Eingänge entsprechend dem Druck der umgebenden Atmosphäre sowie dem Kabinendruck aus den Meßvorrichtungen 21 und 23, damit eine Ausgangsspannung zur Steuerung der Position des Abflußventiles erzeugt wird.

Der Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72 nimmt eine Eingangsspannung aus der Atmosphärendruckmeßvorrichtung 21 über die Leitung 22 a auf, die proportional dem umgebenden Atmosphärendruck außerhalb des Flugzeuges ist, und verwendet diese Spannung zur Berechnung einer Ausgangsspannung entsprechend einem berechneten Wert des Kabinendruckes. Die durch den Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72 aufgebaute funktionelle Beziehung ergibt automatisch eine entsprechende Kabinenhöhe für jede mögliche Flughöhe, so daß keine Handauswahl der Reisehöhe von der Mannschaft getroffen werden muß, um eine einwandfreie Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit zu erzielen, wobei die maximal zulässige Kabinenhöhe (etwa 2400 m) bei der maximalen Konstruktionshöhe für das Flugzeug erhalten wird. Diese Ausgangsspannung wird während des Sinkens durch eine positive Gleichspannung aus der Sinkanzeigeschaltung 76, im folgenden Sinkdetektor 76 genannt, geändert.

Der Sinkdetektor 76 nimmt den Atmosphärendruck in Abhängigkeit von der Spannung aus der Atmosphärendruckmeßvorrichtung 21 über die Leitung 22 b auf und verwendet diese Spannung zur Bestimmung, wenn das Flugzeug zur Vorbereitung der Landung mit dem Sinkvorgang begonnen hat. Vorzugsweise 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 76 eine Ausgangsspannung 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 Rücksetzsignal über die Leitung 98 an den Sinkdetektor 76 in Abhängigkeit vom Schließen des Fahrwerkschalters 46 überträgt.

Die positive Ausgangsspannung des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 wird über die Leitung 74 auf die Geschwindigkeits logikschaltung 66 übertragen, in der sie einer negativen Eingangsspannung hinzuaddiert wird, die proportional dem tatsächlichen Kabinendruck ist; diese Spannung wird von der Kabinendruckmeßvorrichtung 23 über die Leitung 24 a 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 an. Wenn entsprechend der Ausgang des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 wesentlich größer ist als der Ausgang der Kabinendruckmeßvorrichtung 23, so daß angezeigt wird, daß das Flugzeug einen vorgezeichneten Steigvorgang durchführt, erzeugt die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 einen Ausgang über die Leitung 104, der auf einem ersten vorbestimmten Wert, vorzugsweise 100% der Eingangsspannung aus der Leitung 12 a liegt. Wenn ein geringerer Wert als diese vorbestimmte Differenz vorliegt, wird die Geschwindigkeitsgrenze auf einen kleineren Wert, vorzugsweise etwa 50% des Geschwindigkeitsbe grenzungseingangs 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 sinkt, und falsch ist, wenn das Flugzeug steigt.

Aus dem Steuerfeld 10 nimmt die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 eine Eingangsspannung über die Leitung 12 a auf, die einer manuell ausgewählten Begrenzung der Geschwindigkeit der Kabinendruckänderung oder "Geschwindigkeitsbegrenzung" entspricht. Bei der bevorzugten Ausführungsform hat die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 zwei mögliche Ausgänge, entweder 100% des Einganges, den sie aus dem Steuerfeld 10 aufnimmt, oder 50% des Einganges, den sie aus dem Steuerfeld 10 aufnimmt. Wenn auf der Basis der Information, die sie aus der Summe des tatsächlichen Kabinendruckes und dem befohlenen Kabinendruck oder aus dem Sinkdetektor 76 aufnimmt, festgestellt wird, daß das Flugzeug entweder steigt oder sinkt, wird 100% des Eingangswertes der Geschwindigkeitsbegrenzung durchgelassen. Wenn die Geschwindigkeitsschaltung 66 bestimmt, daß das Flugzeug die Verweilfunktion einnimmt, läßt sie nur 50% des Geschwindigkeitsbegrenzungseinganges aus dem Steuerfeld 10 passieren.

Der Ausgang der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 wird dem Geschwindigkeitsverstärker 90 über die Leitung 104 aufgegeben, um zu bestimmen, auf welchem Pegel der Geschwindigkeitsverstärker 90 sich einstellt. Bei einem Summierknoten des Geschwindigkeitsverstärkers 90 werden der Ausgang des Diskriminators 68 für große Höhen über die Leitung 88 und der Ausgang der Kabinendruckmeßvorrichtung 23 über die Leitung 24 c kombiniert, um den Verstärkungseingang zu speisen.

Das Steuerfeld 10 ergibt eine Ausgangsspannung über die Leitung 12 b an den Diskriminator 68 großer Höhe, die der vorgewählten Landefeldhöhe korrigiert, um den barometrischen Druck, entspricht. Dem Diskriminator 68 für große Höhen wird auch der Ausgang des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 zugeführt, der proportional der berechneten Kabinenhöhe, 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. Letzterer vergleicht dieses Signal mit dem Signal, das dem tatsächlichen Kabinendruck entspricht, welcher von der Kabinendruckmeßvorrichtung 23 über die Leitung 24 c aufgenommen wird. Wenn ein Vergleich dieser Signale anzeigt, daß der tatsächliche Kabinendruck einer Höhe entspricht, die geringer ist als vom 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 Meeresspiegel ist. Während des Sinkens wird der tatsächliche Kabinendruck kleiner als der Druck, der von dem Kabinenhöhenfunktionsgenerator 72 angezeigt wird, was anzeigt, daß die Kabine eine größere als die erforderliche Höhe hat. Wenn die Flugzeughöhe abnimmt, nimmt die Kabinenhöhe entsprechend ab. Da die maximale Kabinenhöhe nur etwa 2400 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 erforderlich, eine längere Zeitperiode der Druckabsenkung des Flugzeuges nach dem Landen vorzusehen. Nachdem die gewünschte Kabinenhöhe, wie sie durch den Ausgang des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 angezeigt worden ist, eine Höhe erreicht hat, die der entspricht, die für das Landefeld ausgewählt worden ist, verhindert der Diskriminator 68 ein weiteres Sinken der Kabine, indem die Landefeldhöhe als die Befehlshöhe eingeführt wird. Hat der tatsächliche Kabinendruck einen barometrisch korrigierten Wert für diese Höhe erreicht, wird ein Sinken der Flugzeugkabine beendet.

Ein zusätzlicher Eingang in die Geschwindigkeitslogikschaltung 66 wird durch die Δ P-Begrenzungslogikschaltung 80 erzielt. Diese Schaltung nimmt Eingänge aus den Druckmeßvor richtungen 21 und 23 entsprechend dem Atmosphärendruck und dem Kabinendruck auf und bestimmt daraus den Druckunterschied zwischen den Drücken im Inneren der Kabine und der umgebenden Atmosphäre, wie im einzelnen in Verbindung mit Fig. 3 erläutert wird. Wenn dieser Druckunterschied einen vorbestimmten Wert übersteigt, so daß möglicherweise das Flugzeug gefährdet wird, wird ein Ausgang aus der Δ P-Begrenzungs logikschaltung 80 über die Leitung 92 zur Geschwindigkeits logikschaltung 66 erzeugt, der das Ausgangssignal des Geschwindigkeitsbegrenzers um einen Betrag proportional dem überschüssigen Druckunterschied zwischen Atmosphären- und Kabinendruck erhöht. Dies bewirkt, daß der Ausgang der Geschwindigkeitslogikschaltung 66 so modifiziert wird, daß der Sättigungspegel des Geschwindigkeitsverstärkers 90 unabhängig von der Beziehung der Soll-Höhe zur Ist-Höhe modifiziert wird.

Die Eingabe 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 dem Steuerfeld 10, der der Landefeldhöhe mit barometrischer Korrektur entspricht, und einen aus dem Kabinenhöhenfunktions generator 72 über die Leitung 86. Diese beiden Eingänge sind positiv. Der Diskriminator 68 vergleicht beide und bestimmt, welcher der größten Höhe oder dem niedrigsten Druck entspricht. Der niedrigste Druck ist das Signal, das zum Geschwindigkeitsverstärker 90 durchgelassen wird. Die Kabinendruckmeßvorrichtung 23 hat stets einen negativen Ausgang, so daß eine negative Spannung zum Geschwindigkeits verstärker 90 über die Leitung 24 c gelangt. Die Summierung des positiven Ausganges aus dem Diskriminator 68 und dem Ausgang aus der Kabinendruckmeßvorrichtung 23 bestimmt, ob das Flugzeug steigt oder sinkt. Sinkt das Flugzeug, ist die Ausgangsspannung des Diskriminators 68, die der Soll-Kabinendruck ist, stets niedriger als der Ist-Druck aus der Kabinen druckmeßvorrichtung 23. Für eine steigende Funktion wird deshalb die Eingabe in den Geschwindigkeitsverstärker 90 eine negative Spannung. Sinkt das Flugzeug, wird der Soll-Kabinendruck aus dem Diskriminator 68 größer als der tatsächliche Kabinendruck aus der Kabinendruckmeßvorrichtung 23; damit wird die Eingangsspannung in den Geschwindigkeitsverstärker 90 positiv.

Fig. 3 zeigt ein Blockschaltbild einer Δ P-Begrenzungslogik schaltung 80 nach Fig. 2. Der Summierknoten 136 nimmt einen Konstantspannungseingang proportional dem maximal zulässigen Unterschied zwischen dem umgebenden Atmosphärendruck und dem Kabinendruck über die Leitung 138 auf. Eine Spannung proportional dem Kabinendruck wird von der Kabinendruckmeßvorrichtung 23 über die Leitung 24 b aufgenommen, und eine Spannung proportional dem Atmosphärendruck wird der Atmosphärendruck meßvorrichtung 21 auf den Summierknoten 136 über die Leitung 22 c übertragen. Der Ausgang des Summierknotens 136 wird einem Maximum-Δ 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 gibt ein Signal an die automatische Übertragungsschaltung über die Leitung 42 c, das als Δ P-Sperr signal wirkt.

Im Betrieb werden der Atmosphärendruck und der Kabinendruck konstant durch Zuführung der Spannungssignale, die proportional dem Druck sind, an den Summierknoten 136 überwacht. Durch Subtrahieren der Kabinendruckspannung von der Atmosphären druckspannung wird eine Spannung proportional dem Druckunterschied erzielt. Diesem Druckunterschied wird eine Spannung proportional dem zulässigen Δ P hinzuaddiert, so daß nur dann, wenn der Druckunterschied diesen Wert übersteigt, die Begrenzungslogikschaltung 80 einen Zuwachsanteil zuführt. Der überschüssige Druckunterschied wird dann verstärkt und erzeugt eine schrittweise Erhöhung in der Kabinendruckänderungs geschwindigkeit. Diese wird der Geschwindigkeitslogik schaltung 66 aufgegeben, um die Geschwindigkeit in der vorbeschriebenen Weise zu erhöhen.

Während die Δ 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 32, 34 des anderen Steuergerätes über die Leitung 42 c.

Fig. 4 zeigt eine graphische Darstellung der Funktion, die nach der bevorzugten Ausführungsform des Kabinenhöhenfunktions generators 72 erzeugt wird. Die Kurve AB ist die Funktion, die während des Steigens und während des Reisefluges verwendet wird, während keine Eingabe aus der Atmosphärendruck- Meßvorrichtung 21 über die Leitung 22 eingeführt wird. Die Kurve AC ist die während des Sinkvorganges verwendete Funktion. Bei der bevorzugten Ausführungsform wird die Kurve AB auf der Basis erzeugt, daß die Kabinendruck geschwindigkeiten auf einem Minimum gehalten werden, wenn das Flugzeug mit maximaler Geschwindigkeit steigt, ohne daß der maximale Δ P-Wert, für den das Flugzeug ausgelegt ist, überschritten wird. Für die Kurve AB ist P _c, wie es durch die Funktion erzeugt wird, stets größer als P _a, solange P _a kleiner als oder gleich X ist. Ist p _a größer als X, wird P _c kleiner als P _a. 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 niedriger wird als der Umgebungsdruck. Dies wäre das Äquivalent einer Befehlsgabe, aufgrund der das Abflußventil öffnet, so daß der Innenkabinendruck unter den Außenkabinendruck fallen könnte, was ein unmöglicher Zustand ist. Dies würde ergeben, daß das Abflußventil ohne Kabinendruckgeschwindigkeits steuerung voll geöffnet ist. Um dies zu vermeiden, sind Widerstände beim Sinken eingeschaltet, die den Nenner der Kabinendruckfunktion beeinflussen, welche bei der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung dadurch erzeugt wird, daß der negative Spannungseingang weniger negativ gemacht wird. Die Funktion des Kabinenhöhenfunktionsgenerators 72 nach der bevorzugten Ausführungsform ist

Der Fall, in welchem P _a größer ist als Punkt X, oder die Höhe des Flugzeuges kleiner ist als die dem Punkt X entsprechende Höhe, stellt kein Problem beim Abheben dar, weil der Flugzeug umgebungsdruck P _a schneller abnimmt als der Kabinendruck und ein Betrieb auf der Kurve AB nie auftritt, sowie P _a stets kleiner als P _c ist.

Fig. 5 zeigt die Beziehung zwischen dem Kabinendruck (P _c) und dem Flugzeugumgebungsdruck (P _a) bekannter automatischer Kabinendrucksteuergeräte. Die ideale Beziehung nach Fig. 4 in Form der Kurve AB wurde durch geradlinige Annäherung DE, EF und FG ermittelt. Obgleich frühere Versuche aus vielen geradlinigen Segmenten bestehen, was 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 offen sichtlich keinen weitreichenden Einfluß auf die Kurve P _c/P _a. Wenn jedoch die Änderungsgeschwindigkeit des Kabinendruckes (die erste Ableitung von P _c) berechnet wird, treten die Biegungspunkte als Spitzen auf, die als gerade Linie für eine konstante Änderungsgeschwindigkeit des Kabinendruckes erscheinen sollen.

Die Fehlerlogikschaltung 150 nimmt Eingänge aus dem Steuergerät 16, dem Kabinendruck-Steuerfeld 10, dem Drosselschalter 56, dem Fahrwerkschalter 46 und dem Ventilschalter 124 auf. Aufgrund der Eingänge, die die Fehleranzeigelogikschaltung 150 aufnimmt, ist es möglich, Informationen darüber zu gewinnen, ob das Flugzeug fliegt, ob es steigt oder sinkt, ob die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit die ausgewählte Geschwindigkeit übersteigt, ob die Δ P-Begrenzungslogik schaltung 80 die Kabinendruckänderungsgeschwindigkeit steuert, ob ein Durchflußproblem im Flugzeug auftritt, und ob das Primärsteuergerät einwandfrei gespeist wird.

Claims

1. Kabinendruckregeleinrichtung für Flugzeuge, mit Meßeinrichtungen für Atmosphärendruck und für Kabinendruck, die diesen Drücken entsprechende Signale erzeugen, mit einem Kabinenhöhenfunktionsgenerator, der in Abhängigkeit vom Atmosphärendruck ein Sollwertsignal für den Kabinendruck erzeugt, mit einer Vergleichseinrichtung, die Istwert und Sollwert des Kabinendruckes miteinander vergleicht, und mit einer Einrichtung zur Regelung des Kabinendruckes in Abhängigkeit von diesem Vergleichswert, gekennzeichnet durch
eine logische Geschwindigkeitsschaltung (66), die Meßsignale aus dem Kabinenhöhenfunktionsgenerator (72), aus einer Sinkanzeigeschaltung (76) und aus der Kabinendruckmeßvorrichtung (23) aufnimmt,
eine logische Δ P-Begrenzungsschaltung (80), die Meßsignale aus der Kabinendruckmeßvorrichtung (23) und der Atmosphärendruckmeßvorrichtung (21) aufnimmt und die mit der Geschwindigkeitsschaltung (66) und einer Fehlerlogikschaltung (150) verbunden ist und
eine Geschwindigkeitsverstärker- und Kompensatorschaltung (90, 100), die einen Ausgang P _c nach der Gleichung erzeugt, wobei K₁, K₂ und K₃ von Null abweichende Konstanten sind und P _a der Atmosphärendruck ist.

2. Kabinendruckregeleinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein erstes Steuergerät (16) als den Kabinendruck steuernde Primärsteuervorrichtung und ein zweites Steuergerät (17) als den Betrieb des ersten Steuergeräts (16) überwachende Bereitschaftssteuer vorrichtung.

3. Kabinendruckregeleinrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung zum selektiven Umschalten des zweiten Steuergerätes (17) als Primärsteuervorrichtung für die Steuerung des Kabinendruckes und des ersten Steuergerätes (16) als Bereitschafts steuervorrichtung zur Überwachung des Betriebes des ersten Steuergeräts (16) während eines nachfolgenden Fluges.

4. Kabinendruckregeleinrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch eine Überwachungsvorrichtung, die bei einem Fehler im Betrieb des Primärsteuergerätes dieses als Bereit schaftssteuergerät und das andere Steuergerät als Primärsteuergerät schaltet.