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ALLGEMEINER
STAND DER TECHNIK
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Die
vorliegende Erfindung betrifft Flugzeugventile und Mess- und Steuerausstattung
und insbesondere ein verbessertes integriertes Flugzeugkabinen-Drucksteuersystemventil,
das einen verbesserten Mess- und Steuerschaltkreis umfasst.
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Bei
einer gegebenen Fluggeschwindigkeit verbraucht ein Luftfahrzeug
weniger Kraftstoff bei einer höheren
Höhe als
bei einer niedrigen Höhe.
Mit anderen Worten kann ein Flugzeug beim Flug in höheren Höhen effizienter
sein als in niedrigen Höhen. Ferner
können
Schlechtwetter und Turbulenz manchmal vermieden werden, indem über solchem
Wetter oder Turbulenz geflogen wird. Aufgrund dieses und anderer
potenzieller Vorteile sind viele Flugzeuge daher konzipiert, um
in relativ hohen Höhen
zu fliegen.
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Mit
dem Steigen der Höhe
eines Flugzeugs sinkt der Umgebungsdruck außerhalb des Flugzeugs und,
wenn nicht anders gesteuert wird, lecken übermäßige Mengen an Luft aus der
Flugzeugkabine, was das Dekomprimieren bis zu einem unerwünscht niedrigen
Druck verursacht. Ist der Druck in der Flugzeugkabine zu niedrig,
können
die Flugzeugpassagiere an Sauerstoffmangel leiden, nämlich an
einem Mangel an Sauerstoffkonzentration im menschlichen Gewebe.
Die Reaktion auf Sauerstoffmangel kann von einer Person zur anderen
unterschiedlich sein, aber ihre Auswirkungen umfassen im Allgemeinen Benommenheit,
geistige Ermüdung,
Kopfschmerzen, Übelkeit,
Euphorie und verminderte geistige Kapazität.
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Studien
haben gezeigt, dass die Symptome von Sauerstoffmangel merklich werden
können, wenn
die Kabinendruckhöhe über dem Äquivalent von
8000 Fuß liegt.
Viele Flugzeuge sind daher mit einem Kabinendrucksteuersystem ausgestattet,
um unter anderem die Kabinendruckhöhe innerhalb eines relativ
bequemen Bereichs aufrechtzuerhalten (zum Beispiel bei oder unter
etwa 8000 Fuß),
und um allmähliche Änderungen
in der Kabinendruckhöhe
zu erlauben, um das Unbehagen der Passagiere zu minimieren.
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Zusätzlich zu
einem Steuersystem zum Aufrechterhalten der Kabinendruckhöhe fordern
Vorschriften, die von verschiedenen Regierungszertifizierungsstellen
veröffentlich
werden, dass ein Flugzeug mit spezifischen Anzeigen und/oder Warnungen
ausgestattet wird, um die Piloten bei einem Dekompressionsereignis
zu warnen. Insbesondere fordern diese Vorschriften, dass die Piloten
eine Anzeige der tatsächlichen
Kabinendruckhöhe
und des Differenzdrucks zwischen Kabinendruckhöhe und tatsächlicher Druckhöhe außerhalb
des Flugzeuges erhalten. Diese Bestimmungen fordern auch, dass die Piloten
eine visuelle oder akustische Warnung zusätzlich zu den Anzeigen erhalten,
wenn der Differenzdruck und die Kabinendruckhöhe vorausbestimmte Limits erreichen.
Damit ein Flugzeug für
Flüge über 30000
Fuß zertifiziert
wird, muss es ferner Sauerstoff verteilende Einheiten aufweisen,
die sich automatisch aktivieren, bevor die Kabinendruckhöhe 15000
Fuß überschreitet.
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Um
den oben genannten Forderungen für Alarm,
Anzeigen und Sauerstoffverbreitung zu entsprechen, wurden verschiedene
Typen von Systemen und Ausstattung entwickelt. Einige Systeme haben
zum Beispiel eingebaute analog-pneumatische Anzeigen und Aneroidschalter,
akustische Alarme, Warnleuchten und/oder farbcodierte Meldungen.
Ein spezielles System, als Kabinendruckerfassungsmodul (CPAM) bekannt,
ist ein autonomer Bauteil, der einen einzigen Drucksensor verwendet,
um den Alarm, die Anzeige und die Sauerstoffverbreitungsfähigkeiten
bereitzustellen. Zusätzlich
sind bestimmte Kabinendrucksteuersysteme, konzipiert, um nicht nur Kabinendrucksteuervorgänge auszuführen, sondern auch den
Drucksensor innerhalb des Kabinendrucksteuersystems zu verwenden,
um die gleichen Alarme, Anzeigen und Sauerstoffverbreitungsfunktionen wie
das CPAM bereitzustellen.
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Flugzeug-
und Kabinendrucksteuersysteme, siehe WO-02 08056, die in einem Flugzeug
installiert sind, sind robust konzipiert und hergestellt und sind betriebssicher.
Dennoch verlangen die Zertifizierungsstellen zusätzlich zum Bereitstellen der
Alarm-, Anzeige- und Sauerstoffverbreitungsfunktionen, die oben
genannt wurden, dass das Flugzeug auf bestimmte Ereignisse analysiert
wird, die unter gewissen höchst
unwahrscheinlichen Bedingungen auftreten können. Ein spezieller Typs eines
hypothetischen Ereignisses, auf das Flugzeuge analysiert werden können, ist
zum Beispiel als „graduelle
Dekompression ohne Anzeige" bekannt.
Beim Analysieren eines solchen Ereignisses wird ein Bauteilversagen
angenommen, das bewirkt, dass die Kabine des Flugzeugs allmählich dekomprimiert.
Zusätzlich
wird auch angenommen, dass das System, das die Alarm-, Anzeige-
und Sauerstoffverbreitungsfunktionen bereitstellt, versagt, was
zum hypothetischen Verlust der Anzeige und/oder Warnung hinsichtlich der
Dekompression führt
sowie zum Ausbleiben der Sauerstoffverbreitung.
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Früher wurde
das Ereignis der graduellen Dekomprimierens ohne Anzeige von den
Zertifizierungsstellen als „bedeutendes" Ereignis eingestuft. Das
bedeutete, dass die Wahrscheinlichkeit des Ereignisses geringer
war als ein Auftreten pro 10.000 Flugstunden (das heißt 10-6 Ereignis/Flugstunde). Kürzlich haben
die Zertifizierungsstellen die Einstufung dieses Ereignisses auf „Katastrophenereignis" geändert. Ein
Katastrophenereignis ist eines, bei dem die Wahrscheinlichkeit geringer
ist als ein Auftreten pro Milliarde Flugstunden (das heißt 10-9 Ereignis/Flugstunde).
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Eine
besondere Konzeptionsoption, die implementiert werden kann, um die
oben genannten Vorschriften zu erfüllen, ist der Gebrauch eines
CPAM kombiniert mit einem Kabinendrucksteuersystem. Um die Wahrscheinlichkeit
des Mehrfachausfalls zu verringern, können die zwei Systeme unterschiedliche Übertragungsverfahren
zum Ausgeben der Information für
Alarm, Anzeige und Sauerstoffverbreitung verwenden, (beispielsweise
kann ein System das ARINC 429-Protokoll verwenden und das andere
das RS422-Protokoll). Diese Implementierung kann zwar die Wahrscheinlichkeit
des Ereignisses der graduellen Dekompression ohne Anzeige auf kleiner
als 10-9 Ereignis/Flugstunde verringern,
es weist aber auch bestimmte Nachteile auf. Insbesondere kann diese Implementierung
in wesentlich erhöhten
Kosten und Flugzeugstillstandszeit verbunden mit Installation, Integration
und Wartung führen.
Sie kann auch zu gesteigertem Flugzeuggewicht und vermindertem Raum
führen.
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Es
besteht daher ein Bedarf für
ein Flugzeug-Drucksteuersystem, das die erforderlichen Alarm-Anzeige-
und Sauerstoffverbreitungsfunktionen bereitstellt, das so konzipiert
ist, dass es strengen Sicherheitsrichtlinien für ein Ereignis gradueller Dekompression
ohne Anzeige entspricht, und das die Installations-, Integrations- und Wartungskosten nicht
wesentlich steigert und/oder das Flugzeuggewicht nicht signifikant
steigert, und/oder das keinen zusätzlichen Raum innerhalb des
Flugzeugs verbraucht. Die vorliegende Erfindung behandelt eines oder
mehrere dieser Erfordernisse.
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KURZDARSTELLUNG
DER ERFINDUNG
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Die
vorliegende Erfindung stellt einen Mess- und Steuerschaltkreis bereit,
der mehrere unterschiedliche Sensoren und Signale für Warnungen, Anzeigen
und Steuerungen verwendet, und der mit einem eingebauten Kabinen-Drucksteuersystemventil
verwendet werden kann. Der Schaltkreis ist konzipiert, um die Wahrscheinlich keit
eines Ereignisses gradueller Dekompression ohne Anzeige zu verringern
und führt
zu keinen wesentlich erhöhten
Installations-, Integrations- und Wartungskosten, und/oder steigert
das Flugzeuggewicht nicht signifikant, und/oder verbraucht keinen
zusätzlichen
Raum innerhalb des Flugzeugs.
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Bei
einer Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung und nur beispielhaft umfasst ein Flugzeugkabinen-Drucksteuerventil
einen Ventilkörper,
ein Ventil, und mindestens zwei Steuerschaltkreise sowie einen Ventilstellantrieb.
Das Ventil ist in den Ventilkörper
gebaut und kann zu einer geschlossenen und zu einer offenen Stellung
bewegt werden. Die Steuerschaltkreise sind auf den Ventilkörper gebaut und
können
betrieben werden, um den Kabinendruck zu erfassen und ein Ventilbetätigungssignal
zu liefern. Der Ventilstellantrieb ist auf den Ventilkörper gebaut
und kann als Reaktion auf eines oder mehrere der Ventilbetätigungssignale
betrieben werden, um das Abluftventil zu einer beliebigen einer
Vielzahl von Positionen zu stellen. Jeder der Steuerschaltkreise umfasst
einen ersten Drucksensor, einen zweiten Drucksensor, einen digitalen
Signalaufbereitungsschaltkreis, einen analogen Signalaufbereitungsschaltkreis
und einen Prozessor. Der erste Drucksensor kann betrieben werden,
um den Flugzeugkabinendruck zu erfassen und ein erstes Drucksignal
zu liefern, das dafür
repräsentativ
ist. Der zweite Drucksensor ist von dem ersten Drucksensor unterschiedlich
und kann betrieben werden, um den Flugzeugkabinendruck zu erfassen
und ein zweites Drucksignal zu liefern, das dafür repräsentativ ist. Der digitale
Signalaufbereitungsschaltkreis ist gekoppelt, um das erste Drucksignal
zu empfangen und kann betrieben werden, um als Reaktion darauf ein
digitales Drucksignal zu liefern. Der analoge Signalaufbereitungsschaltkreis
ist gekoppelt, um das zweite Drucksignal zu empfangen und kann betrieben
werden, um als Reaktion darauf ein analoges Drucksignal zu liefern. Der
Prozessor ist gekoppelt, um das analoge Drucksignal und das digitale
Drucksignal zu empfangen und kann betrieben werden, um als Reaktion
darauf zumindest (i) ein Signal zu liefern, das für die Kabinendruckhöhe repräsentativ
ist, und (ii) das Ventilsbetätigungssignal.
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Weitere
Ausführungsformen
sind durch die abhängigen
Ansprüche
definiert.
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Weitere
unabhängige
Merkmale und Vorteile des bevorzugten Schaltkreises und Ventils
ergeben sich aus der folgenden detaillierten Beschreibung kombiniert
mit den begleitenden Zeichnungen, die beispielhaft die Konzepte
der Erfindung veranschaulichen.
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KURZBESCHREIBUNG
DER ZEICHNUNGEN
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1 ist
ein funktionales schematisches Blockschaltbild eines Mess- und Steuerschaltkreises gemäß einer
Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung,
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2 ist
eine perspektivische Ansicht eines integrierten Kabinendrucksteuersystemventils,
das einen oder mehrere der Schaltkreise, die in 1 dargestellt
sind, verwendet, und
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3 ist
ein funktionales Blockschaltbild des Kabinendrucksteuersystems der 2 und
seiner Schnittstelle mit anderer Ausstattung.
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DETAILLIERTE
BESCHREIBUNG VERSCHIEDENER AUSFÜHRUNGSFORMEN
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Ein
funktionales schematisches Blockschaltbild eines Mess- und Steuerschaltkreises
gemäß einer
besonders bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung ist in 1 dargestellt.
Wie dort dargestellt, umfasst der Mess- und Steuerschaltkreis 100 zwei
Drucksensoren, einen ersten (oder Haupt-)Drucksensor 102 und einen
zweiten (oder Neben-)Drucksensor 104. Der Schaltkreis 100 umfasst
ferner zwei Signalaufbereitungsschaltkreise, einen ersten Signalaufbereitungsschaltkreis 106 und einen
zweiten Signalaufbereitungsschaltkreis 108 und umfasst
ferner einen Analog-Digital-Wandler (A/D)-Schaltkreis 110,
einen Prozessor 112 und einen getrennten Signalverarbeitungsschaltkreis 114. Der
Hauptdrucksensor 102 und der Nebendrucksensor 104 erfüllen beide
den gleichen Zweck, nämlich das
Erfassen des Kabinendrucks und Bereitstellen eines für den Kabinendruck
repräsentativen
Signals. Bei der bevorzugten Ausführungsform sind der Hauptdrucksensor 102 und
der Nebendrucksensor 104 entweder physikalisch oder hinsichtlich
ihrer Funktionsweise unterschiedlich oder beides. Bei einer bevorzugten
Ausführungsform
ist der Hauptdrucksensor 102 zum Beispiel ein Drucksensor
des Kapazitanztyps und der Nebendrucksensor 104 ist ein
piezoresistiver Sensor. Die Sensoren 102, 104 sind
daher sowohl physikalisch als auch hinsichtlich ihrer Funktionsweise
unterschiedlich. Es ist jedoch klar, dass die Sensoren 102, 104 physikalisch
voneinander unterschiedlich sein könnten, während ihre Funktionsweise ähnlich ist.
Beide Sensoren 102, 104 könnten zum Beispiel Drucksensoren
des Kapazitanztyps (oder des piezoresistiven Typs) sein, die physikalisch
unterschiedlich aufgebaut sind. Ferner versteht man, dass diese
Sensortypen nur Beispiele einer bevorzugten Ausführungsform sind, und dass der
Hauptdrucksensor 102 und der Nebendrucksensor 104 andere
Typen von Sensoren sein könnten, darunter
auch, aber nicht eingeschränkt
auf sie, Dehnungsmesssensoren, Sensoren des optischen Typs, Sensoren
des thermischen Typs und solange die Sensoren physikalisch und/oder
hinsichtlich ihrer Funktionsweise unterschiedlich sind.
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Die
Kabinendrucksignale, die von dem Hauptdrucksensor 102 und
dem Nebendrucksensor 104 geliefert werden, werden entsprechend
für die weitere
Verarbeitung und Übertragung
von dem ersten Signalaufbereitungsschalt kreis 106 und dem zweiten
Signalaufbereitungsschaltkreis 108 aufbereitet. Ähnlich wie
die Unterschiedlichkeit des Hauptdrucksensors 102 und des
Nebendrucksensors 104 sind der erste Signalaufbereitungsschaltkreis 106 und
der zweite Signalaufbereitungsschaltkreis 108 ebenfalls
unterschiedlich. Spezifisch ist der erste Signalaufbereitungsschaltkreis 106 ein
digitaler Signalaufbereitungsschaltkreis, der das Drucksignal des Hauptdrucksensors 102 in
ein digitales Signal umwandelt, während der zweite Signalaufbereitungsschaltkreis 108 ein
analoger Aufbereitungsschaltkreis ist. Bei der dargestellten Ausführungsform
ist zum Beispiel der Hauptdrucksensor 102 ein Drucksensor
des Kapazitanztyps, der erste Signalaufbereitungsschaltkreis 108 ist
ein Frequenz-zu-digital (F-zu-D)-Umwandlungsschaltkreis. Ein F-zu-D-Umwandlungsschaltkreis
wird verwendet, da, wie allgemein bekannt, in einem Kapazitanzdrucksensor
die Kapazitanz seines Fühlers
mit dem Druck variiert. Daher variiert die Frequenz eines Wechselstromsignals
(AC), das von einem Kapazitanzdrucksensor geliefert wird, anteilsmäßig zu dem
erfassten Druck. Der zweite Signalaufbereitungsschaltkreis 108 ist
bei der dargestellten Ausführungsform
ein analoger Verstärkerschaltkreis
mit Steigungs-, Offset- und
Temperaturausgleichsschaltkreisen, der ein Gleichstromsignal (DC)
liefert, das zu dem erfassten Kabinendruck proportional ist. Man
versteht, dass der erste Signalaufbereitungsschaltkreis 106 und
der zweite Signalaufbereitungsschaltkreis 108, die in 1 dargestellt sind,
nur beispielhaft für
eine bevorzugte Ausführungsform
sind, und dass andere Typen digitaler und analoger Signalaufbereitungsschaltkreise
ebenfalls verwendet werden können,
um geeignete Signalaufbereitung für den Hauptdrucksensor 102 und
Nebendrucksensor 104 zu liefern. Ungeachtet der verwendeten
Signalaufbereitungsschaltkreise wird jedoch vorgezogen, dass der
erste Signalaufbereitungsschaltkreis 106 und der zweite
Signalaufbereitungsschaltkreis 108 unterschiedlich sind.
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Was
den Rest des Schaltkreises betrifft, sieht man, dass das aufbereitete
analoge Drucksignal, das von dem zweiten Signalaufbereitungsschaltkreis 108 geliefert
wird, zu dem A/D-Schaltkreis 110 geliefert wird und auch über einen
Pufferverstärker 109 und einen
Eingangs-Ausgangsanschluss 118 (E/A) direkt zu einem externen
Luftfahrtelektroniksystem geliefert werden kann. Zu bemerken ist,
dass das aufbereitete analoge Drucksignal auch zu dem diskreten
Signalaufbereitungsschaltkreis 114 geliefert wird, der
weiter unten besprochen wird. Der A/D-Schaltkreis 110 empfängt das
aufbereitete analoge Drucksignal von dem zweiten Signalaufbereitungsschaltkreis 108 und wandelt
wie üblich
das analoge Drucksignal in ein gleichwertiges digitales Signal um.
Der A/D-Schaltkreis 110 kann einer der zahlreichen A/D-Schaltkreise
sein, die gemäß dem Stand
der Technik zur Bereitstellung dieser Funktion bekannt sind. Zusätzlich wird
bemerkt, dass der A/D-Schaltkreis 110 ein
getrenntes Schaltkreiselement sein kann oder ein eingebauter Teil
des Prozessors 112 sein kann, der nun beschrieben wird.
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Der
Prozessor 112 empfängt
die digitalen Drucksignale, die von dem ersten Signalaufbereitungsschaltkreis 106 und
dem A/D-Schaltkreis 110 geliefert werden. Der Prozessor 112 empfängt auch ein
digitales Signal, das für
die Flugzeughöhe 113 repräsentativ
ist, von einer externen Quelle. Der Prozessor 112 verarbeitet
unter Verwenden von Software, die entweder extern oder auf einem
Speicher auf der Platine gespeichert ist, diese digitalen Drucksignale,
um die Alarm-, Anzeige- und Steuersignale zu liefern, die erforderlich
sind, um die Flugzeugzertifizierungsforderungen zu erfüllen, sowie
zusätzliche Anzeigesignale,
die Zertifizierungsforderungen nicht spezifisch erfüllen müssen. Und
zwar liefert der Prozessor 112 Signale, die für mindestens
die Kabinendruckhöhe,
die Änderungsrate
der Kabinendruckhöhe,
den Kabinen-zu-Umgebungsdifferenzdruck repräsentativ sind und Warn- und
Steuersignale für hohe
Kabinenhöhe
und Sauerstoffverbreitung. Dazu verwendet der Prozessor 112 entsprechende
Umwandlungssoftware, um den Kabinendruck (Pc)
auf der Grundlage des Hauptsensordrucksignals (Pc Haupt),
den Kabinendruck auf der Grundlage des Nebendrucksignals (Pc Neben) und den Luftdruck auf der Grundlage
des Flugzeughöhensignals
(Pa) zu bestimmen. Der Prozessor 112 verwendet
entweder den bestimmten Hauptkabinendruck (Pc Haupt)
oder Nebenkabinendruck (Pc Neben) kombiniert
mit dem bestimmten Luftdruck (Pa), um die
Kabinendruckhöhe,
die Änderungsrate
der Kabinendruckhöhe
und den Kabinen-zu-Umgebungsdifferenzdruck zu bestimmen und um diskrete
logische Signale zu erzeugen, wie zum Beispiel ein Warnsignal für hohe Kabinenhöhe, ein
Höhenlimitsignal
und ein logisches Sauerstoffverbreitungssignal. Der Prozessor 112 kann
auch andere diskrete Alarme, Warnungen oder logische Signale je
nach Bedarf des jeweiligen Flugzeugs erzeugen. Typisch verwendet
der Prozessor 112 den bestimmten Hauptdruck (Pc Haupt),
um die Alarmanzeige und logische Signale zu bestimmen, wobei der
Nebendruck (Pc Neben) als Backup verwendet
wird. Der Prozessor 112 umfasst eingebaute Testsoftware
(BIT), die die Gültigkeit
des Haupt- und des Sekundärdrucksignals
dadurch bestimmt, dass unter anderem bestimmt wird, ob das Eingangssignal und
Versorgungsstromspannungen innerhalb festgelegter Toleranzen liegen,
ob die Ausgangssignale von den Sensoren innerhalb bestimmter Bereiche
liegen, und indem die Ausgangssignale der Drucksensoren miteinander
verglichen werden. Wenn die BIT-Software daher bestimmt, dass das
Hauptdrucksignal verloren wurde oder dass der Sensor nicht betriebsfähig ist,
verwendet der Prozessor 112 stattdessen den bestimmten
Nebenkabinendruck (Pc Neben).
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Sobald
die logischen Signale der Druck-, Alarmanzeigen und Verbreitung
bestimmt sind, überträgt der Prozessor 112 diese
Datensignale in mindestens zwei unterschiedlichen Datenübertragungsformaten.
Das erste Über tragungsformat
ist ein Datenbuskommunikationsformat. Bei einer bevorzugten Ausführungsform
ist das erste Übertragungsformat das
ARINC 429-Protokoll, obwohl verschiedene andere Datenbuskommunikationsprotokolle
ebenfalls verwendet werden können,
darunter aber nicht beschränkt
auf RS 422 und ARINC 629. Wie unten beschrieben, werden die Datensignale,
die unter Gebrauch des Datenbuskommunikationsformats übertragen
werden, über
einen Kommunikationsbus 120 und den E/A-Anschluss 118 zur
weiteren Verarbeitung zu dem Display-/Anzeige/Warnsystem des Flugzeugs
geliefert (zum Beispiel zu der Luftfahrtelektronik). Zu bemerken
ist, dass das erste Übertragungsformat
unter Gebrauch programmierbarer logischer Geräteschaltkreise (PLD) implementiert
werden könnte,
bei der bevorzugten Ausführungsform
wird jedoch Software verwendet, um Kosten-, Gewichts- und Größeneinsparungen
bereitzustellen. Das zweite Datenübertragungsformat ist ein diskretes
Signalformat. Die in dem diskreten Signalformat übertragenen Datensignale werden
zu dem diskreten Signalverarbeitungsschaltkreis 114 geliefert.
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Der
diskrete Signalverarbeitungsschaltkreis 114 empfängt das
aufbereitete analoge Drucksignal von dem zweiten Signalaufbereitungsschaltkreis 108 und
mindestens einen Teil der diskreten logischen Signale von dem Prozessor 112 und
liefert entsprechende diskrete logische Signale über den Ausgangsanschluss 118 zu
der Luftfahrtelektronik des Flugzeugs. Bei der dargestellten Ausführungsform umfasst
der diskrete Signalverarbeitungsschaltkreis 114 eine Vielzahl
von Komparatorschaltkreisen 122, eine Vielzahl logischer
ODER-Schaltkreise 124 und eine
Vielzahl von Umkehrer-Pufferverstärkerschaltkreisen 126.
Einer jeder dieser Schaltkreise wird für jedes der diskreten logischen
Signale bereitgestellt, die der Luftfahrtelektronik geliefert werden.
Wie dargestellt, hat jeder Komparatorschaltkreis 122 mindestens
zwei Eingangsklemmen, eine Eingangsklemme ist gekoppelt, um das
aufbereitete analoge Drucksignal zu empfangen, und die andere Eingangsklemme
ist mit einem variablen Spannungsteiler 123 gekoppelt,
der auf einen bestimmten Spannungssollwert eingestellt ist. Jeder
Komparatorschaltkreis 122 funktioniert gleich. Das heißt, wenn die
Größe des aufbereiteten
analogen Drucksignals geringer ist als der spezielle Spannungssollwert,
gibt der Komparatorschaltkreis 122 ein logisches Signal hoch
aus, anderenfalls gibt er ein logisches Signal tief aus. Der Ausgang
jedes Komparatorschaltkreises 122 ist mit einem der logischen
ODER-Schaltkreise 124 gekoppelt.
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Ähnlich wie
die Komparatorschaltkreise 122 umfasst jeder logische ODER-Schaltkreis 124 mindestens
zwei Eingangsklemmen. Wie oben erwähnt, ist eine der Eingangsklemmen
mit dem Ausgang eines der Komparatorschaltkreise 122 gekoppelt.
Die andere Eingangsklemme ist gekoppelt, um eines der diskreten
Signale zu empfangen, die von dem Prozessor 112 geliefert
werden. Wie allgemein bekannt, gibt ein logischer ODER-Schaltkreis
ein logisches hohes Signal aus, wenn einer oder mehrere seiner Eingänge hoch
sind, und gibt ein logisches Signal tief nur aus, wenn alle seiner
Eingänge
tief sind. In der dargestellten Ausführungsform gibt daher jeder
logische ODER-Schaltkreis 124 ein logisches Signal hoch
aus, wenn entweder sein entsprechender Komparatorschaltkreis 122 ein
Signal hoch ausgibt, oder wenn das diskrete Signal, das ihm vom
Prozessor 112 geliefert wird, ein hohes Signal ist. Der
Ausgang jedes logischen ODER-Schaltkreises 124 ist mit
dem Eingang eines der Umkehrerpufferverstärker 126 gekoppelt,
der den logischen ODER-Schaltkreisausgang umkehrt und dieses umgekehrte
diskrete logische Signal über
den E/A-Anschluss 120 zu der Luftfahrtelektronik liefert.
Zu bemerken ist, dass die diskreten Ausgänge des Prozessors 112 und
die diskreten analogen Ausgänge
(das heißt
die Ausgänge
des Komparatorschaltkreises 122) getrennt zu dem Luftfahrtelektroniksystem
geliefert werden könnten,
statt die Signale logisch zu Odern.
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Durch
das logische Odern der Signale wird jedoch ein einziger Ausgang
für jedes
diskrete Signal verwendet, was an Gesamtverkabelung in dem Flugzeug
spart. Ferner erkennt man, dass die Pufferverstärker 126 je nach der
umgesetzten Logik entweder Treiber der hohen Seite oder Treiber
der tiefen Seite sein könnten.
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Wie 1 ferner
darstellt, kann der Schaltkreis 100 auch verwendet werden,
um zwei getrennte diskrete Höhenlimitsignale
zu liefern, ein erstes diskretes Höhenlimitsignal 152,
das auf dem Druck beruht, der von dem Hauptdrucksensor 102 erfasst wird,
und ein zweites diskretes Höhenlimitsignal 154, das
auf dem Druck beruht, der von dem Nebendrucksensor 104 erfasst
wird. Diese diskreten Signale werden nicht logisch geodert, sondern
werden als getrennte diskrete Signalausgänge geliefert. Wie allgemein
bekannt, können
die diskreten Höhenlimitsignale 152, 154 zu
einem Kabinendrucksteuersystem geliefert werden, und, wenn das der
Fall ist, sowohl die automatische und manuelle Steuerung des Kabinendrucksteuerventils übersteuern.
Daher wird diese Funktion in einem logischen Zwei-von-Vier-Koinzidenzsystem
umgesetzt, so dass, wenn eine versagt, die Übersteuerungsfunktion weder
verursacht noch verhindert wird. Wie unten beschrieben, schließt das Kabinendrucksteuersystem
die Abluftventile des Flugzeugs, wenn diese Signale 152, 154 tatsächlich zu
einem Kabinendrucksteuersystem geliefert werden, wenn eines oder
mehrere der aufbereiteten Drucksignale anzeigen, dass der Kabinendruck
auf oder über
dem Höhenlimitsollwert
liegt.
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Der
Mess- und Steuerschaltkreis 100 verwendet zwei verschiedene
Drucksensoren, um den Kabinendruck zu erfassen, und zwei verschiedene Signalaufbereitungsschaltkreise.
Der Schaltkreis 100 formatiert und überträgt ferner Daten anhand einer Vielzahl
verschiedener Datenübertragungsformate. Daher
ist die Wahrscheinlichkeit eines Mehrfachausfalls, der den Schaltkreis 100 betriebsunfähig macht oder
das Übertragen
von Daten verhindert, extrem gering. Der Schaltkreis 100 kann
als autonomer Mess- und Steuerschaltkreis umgesetzt werden oder in
einem redundanten Doppelkanalsystem, was die Wahrscheinlichkeit
des Versagens oder Verlusts des Signals aufgrund eines Mehrfachausfalls
noch weiter verringern würde.
Der Schaltkreis 100 kann auch als Teil des Flugzeug-Kabinendrucksteuersystems
umgesetzt werden. Bei einer speziell bevorzugten Ausführungsform
wird der Schaltkreis 100 nämlich in ein integriertes Kabinendrucksteuersystem
eingebaut, das doppelte redundante elektronische Controller hat.
Wenn der Schaltkreis 100 in dieser Konfiguration umgesetzt
wird, liefert der Prozessor 112 nicht nur logische Signale
für Anzeige,
Alarm und Sauerstoffverbreitung, sondern auch Betätigungssteuersignale, die
verwendet werden, um die Stellung eines oder mehrerer Kabinen-Drucksteuersystemventile
zu steuern. Eine Beschreibung dieser Umsetzung folgt unten. Dabei
wird auf 2 Bezug genommen.
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Der
allgemeine Aufbau eines integrierten Kabinen-Drucksteuersystemventils 200 gemäß einer Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung umfasst einen Ventilkörper 202, eine Ventilklappe 204, eine
Stellantriebseinheit 206 und eine elektronische Steuereinheit 208.
Der Ventilkörper 202 ist
vorzugsweise als allgemein röhrenförmige Leitung
konfiguriert, mit einer Einlassströmungsöffnung 210 und einer
Auslassströmungsöffnung 212.
Die Ventilklappe 204 ist drehend innerhalb des Ventilkörpers 202 zwischen
der Einlassströmungsöffnung 210 und
der Auslassströmungsöffnung 212 installiert
und ist vorzugsweise eine Wechselklappe, obwohl klar ist, dass andere
Typen von Ventilklappen verwendet werden können. Die Ventilklappe 204 ist
mit der Stellantriebseinheit 206 gekoppelt, die verwendet
wird, um die Ventilklappe 204 zwischen ihrer offenen und
geschlossenen Stellung zu positionieren. Die elektronische Steuereinheit 208 befindet
sich in einem Gehäuse 214 und
umfasst mindestens zwei redundante Kanäle. Jeder dieser redundanten
Kanäle
umfasst den oben beschriebenen Mess- und Steuerschaltkreis 100 und
einen Motorsteuerschaltkreis, der unten beschrieben wird. Das Gehäuse 214 der
elektronischen Steuereinheit umfasst eine Vielzahl von Öffnungen 216,
vorzugsweise eine für
jeden der redundanten Kanäle
in der elektronischen Steuereinheit 208. Diese Öffnungen 216 erlauben
es dem Hauptdrucksensor 102 und dem Nebendrucksensor 104 in jedem
Schaltkreis 100, den Flugzeugkabinendruck zu erfassen.
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Nach
der Beschreibung der strukturmäßigen Konfiguration
einer bevorzugten Ausführungsform des
integrierten Kabinendrucksteuersystemventils 200, wird
nun eine detailliertere Beschreibung des Ventils 200 und
seiner Schnittstellenverbindung mit dem Flugzeug und verschiedenen
externen Mess- und Steuerausstattungen beschrieben. Dabei sollte auf
das funktionale Blockschaltbild Bezug genommen werden, das in 3 dargestellt
ist. Wie gezeigt, ist das integrierte Kabinendrucksteuersystemventil 200 an
der Flugzeugtrennwand 302 installiert, so dass die Einlassströmungsöffnung 210 mit
der Flugzeugkabine 304 exponiert ist, und die Auslassströmungsöffnung 212 mit
der Atmosphäre
außerhalb
des Flugzeugs 306 exponiert ist. Daher kann während des
Flugs der Druck in der Flugzeugkabine 304 gesteuert werden,
indem die Position der Ventilklappe 204 gesteuert wird.
Die Ventilklappe 204 wird wie oben erwähnt von der Stellantriebseinheit 206 positioniert.
Bei der dargestellten Ausführungsform umfasst
die Stellantriebseinheit 206 eine Vielzahl von Motoren 306 (einen
für jeden
Kanal in der elektronischen Steuereinheit 208), die jeweils
mechanisch mit einem Getriebe 308 gekoppelt sind, das wiederum mechanisch
mit der Ventilklappe 204 gekoppelt ist. Das Getriebe 308 umfasst
eine summierende Verbindung, so dass bei Bedarf beide Motoren 306 gleichzeitig
das Getriebe 308 antreiben können. Es ist klar, dass die
Stellantriebsein heit 206 auch entweder mit einem einzigen
Motor 306 oder mit mehr als zwei Motoren 306 implementiert
werden könnte.
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Wie
oben erwähnt,
ist die elektronische Steuereinheit 208 vorzugsweise ein
redundanter Doppelkanalcontroller, der einen ersten Kanal 301 und
einen zweiten Kanal 303 umfasst. Der Fachmann versteht, dass
die elektronische Steuereinheit auch mit mehr als zwei redundanten
Kanälen
konfiguriert werden könnte.
Während
des Betriebs ist einer der Kanäle 301 (303)
aktiv, während
der andere Kanal 303 (301) inaktiv ist. Der Kanalzustand
wird kommuniziert zwischen und überwacht
von jedem Kanal 301, 303 über Kommunikationslinks 309 zwischen
Kanälen.
Wenn der aktive Kanal 301 (303) daher einen Fehler
in sich selbst erfasst oder anders betriebsunfähig wird, erfasst der zuvor
inaktive Kanal 303 (301) dies und wird zum aktiven
Kanal, und der zuvor aktive Kanal 301 (303) wird
inaktiv.
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Jeder
Controllerkanal 301, 303 umfasst den zuvor beschriebenen
Mess- und Steuerschaltkreis 100 und einen Motorsteuerschaltkreis 310.
Wie ebenfalls oben erwähnt,
liefert bei dieser Konfiguration der Mess- und Steuerschaltkreis 100 in
jedem Kanal Betätigungssteuersignale 311 sowie
die oben beschriebenen diskreten logischen Höhenlimitsignale 152, 154 zu
dem Motorsteuerschaltkreis 310 des anderen Kanals sowie
zu seinem eigenen Motorsteuerschaltkreis 310. Der Mess-
und Steuerschaltkreis 100 in jedem Kanal liefert zusätzlich die
oben beschriebenen Alarm-, Anzeige- und Sauerstoffverbreitungssignale
in den verschiedenen Datenübertragungsformaten
zu dem Luftfahrtelektroniksystem 305 des Flugzeugs. Der
Motorsteuerschaltkreis 310 empfängt Betätigungssteuersignale entweder
von dem Mess- und Steuerschaltkreis 100 oder von einem
manuellen Bedienfeld 312 und steuert in Antwort auf diese
Signale die Stellantriebseinheit 206, um so die Position
der Ventilklappe 204 und daher den Kabinendruck zu steuern.
Zu bemerken ist, dass der Motorsteuerschaltkreis 310 implementiert
werden kann, indem eines der vielen bekannten Motorsteuersysteme
verwendet wird. Ferner weiß der Fachmann,
dass das System unter Gebrauch getrennter manueller Bedienfelder 312 implementiert werden
könnte
oder ein oder mehrere zusätzliche manuelle
Bedienfelder umfassen könnte,
die jeden der Steuerkanäle 301, 303 komplett
umgehen und Betätigungssignale
direkt zu den Motoren 306 liefern. Ferner ist zu bemerken,
dass das Ventil 200 als ein pneumatisch gesteuertes oder
hydraulisch gesteuertes Ventil umgesetzt werden könnte.
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Das
Luftfahrtelektroniksystem 305 empfängt die verschiedenen logischen
Anzeige-, Alarm- und Sauerstoffverbreitungssignale, die von den
Mess- und Steuerschaltkreisen 100 in der elektronischen Steuereinheit 208 geliefert
werden. Die Luftfahrtelektronikausstattung 305 verarbeitet
diese Signale entsprechend und zeigt die Kabinendruckhöhe, die Änderungsrate
der Kabinendruckhöhe,
den Kabinen-zu-Umgebung-Differenzdruck und Warnungen für hohe Höhe auf einer
Flugdeck-Displaytafel 330 und
liefert entsprechende Sauerstoffverbreitungssignale zu dem Sauerstoffliefersystem 332 des
Flugzeugs. Das spezielle Verfahren, mit dem jeder Kanal des Luftfahrtelektroniksystems 305 die
Signale verarbeitet, die von dem Mess- und Steuerschaltkreis 100 geliefert
werden, kann variieren, und die speziellen Schaltkreiskonfigurationen
und die Softwareverarbeitung können
ebenfalls variieren. Das jeweils verwendete Verfahren ist zum Verstehen
der vorliegenden Erfindung nicht erforderlich und wird daher nicht
weiter beschrieben.
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Der
Mess- und Steuerschaltkreis 100 verwendet vielfache, unterschiedliche
Sensoren und Signale für
Warnungen, Anzeigen und Steuerungen und verringert die Wahrscheinlichkeit
eines Ereignisses gradueller Dekompression ohne Anzeige. Der Schaltkreis 100 kann
in einem Kabinendrucksteuersystem umgesetzt werden, das mit einem
Steuerventil 200 versehen ist. Dabei verringert das integrierte Kabinendrucksteuersystem
die Wahrscheinlichkeit eines Ereignisses gradueller Dekompression
ohne Anzeige und ergibt keine wesentlich erhöhten Installations-, Integrations-
und Wartungskosten, auch kein signifikantes Steigen des Flugzeuggewichts
und nimmt keinen zusätzlichen
Raum in dem Flugzeug ein.
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Auch
wenn die Erfindung unter Bezugnahme auf eine bevorzugte Ausführungsform
beschrieben wurde, weiß der
Fachmann, dass verschiedene Änderungen
vorgenommen werden können
und Gleichwertiges für
ihre Elemente ersetzt werden kann, ohne den Geltungsbereich der
Erfindung, wie er in den Ansprüchen
definiert ist, zu verlassen. Zusätzlich
können
zahlreiche Änderungen
erfolgen, um an eine bestimmte Situation anzupassen oder maßgeblich
für die
Lehren der Erfindung, ohne den wesentlichen Geltungsbereich, wie
er in den Ansprüchen
definiert ist, zu verlassen. Die Erfindung soll daher nicht auf die
spezielle Ausführungsform
beschränkt
werden, die als beste Form zum Durchführen dieser Erfindung offenbart
wird, sondern soll alle Ausführungsformen umfassen,
die in den Geltungsbereich der anliegenden Ansprüche fallen.