急速减压检测系统和方法 |
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| 申请号 | CN200980114308.6 | 申请日 | 2009-03-09 | 公开(公告)号 | CN102026869A | 公开(公告)日 | 2011-04-20 |
| 申请人 | 亚当斯礼航空航天公司; | 发明人 | 米夏尔·莱曼; | ||||
| 摘要 | 提供一种监测飞机的至少一个隔舱内的压 力 变化的系统。所述系统包括：主压力 传感器 ，其用于提供与飞机的主隔舱内的压力相对应的 信号 ；主监测通道，其联结到主 压力传感器 ；以及输出 驱动器 ，其联结到主监测通道。主监测通道包括：带通 滤波器 ，其用于接收主压力信号并对主压力信号进行滤波；压力变化 电路 ，其用于确定经滤波的压力信号的变化并用于提供与压力的变化相对应的压力变化 输出信号 ；以及 阈值 逻辑电路 ，其用于判定压力变化输出信号是否满足预定阈值，并且如果压力变化输出信号满足预定阈值、则提供指示已发生减压事件的阈值输出信号。输出驱动器接收主阈值输出信号并输出通知信号。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种监测飞机的至少一个隔舱内的压力变化的系统，包括： |
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| 说明书全文 | 急速减压检测系统和方法技术领域背景技术[0002] 客机通常装有驾驶员座舱门。 飞机通常在机乘人员与乘客之间设有分隔隔墙。驾驶员座舱门为驾驶员、副驾驶员或空勤人员提供驾驶员座舱的安全性和私密性。 注意的是，术语“驾驶员座舱”指的是飞机的驾驶员、副驾驶员或空勤人员所处的部分。 驾驶员座舱也被称作“驾驶舱(flight deck)”。这区别于机舱，机舱指的是飞机的乘客通常所处的部分。 [0003] 在许多飞机中，要求驾驶员座舱中的环境空气压力与飞机的客舱中的环境空气压力大体相同。 如果在驾驶员座舱门或飞机内由隔墙分隔开的任何隔舱的相反两侧之间存在足够大的压力差，则可能发生危险情况。 压力差能够引起结构变形并导致飞机失事。 可以通过闩锁打开驾驶员座舱门。 发明内容[0004] 本发明的实施例有利地提供了一种监测飞机的至少一个隔舱内的压力变化以检测急速减压事件的系统和方法。 [0005] 在一个实施例中，一种监测飞机的至少一个隔舱内的压力变化的系统，包括：压力传感器，其用于提供与飞机的主隔舱内的压力相对应的信号；监测通道，其联结到主压力传感器；以及输出驱动器，其联结到监测通道。 监测通道包括：带通滤波器，其用于接收主压力信号并对主压力信号进行滤波；压力变化电路，其用于确定经滤波的压力信号的变化并用于提供与压力的变化相对应的压力变化输出信号；以及阈值逻辑电路，其用于判定压力变化输出信号是否满足预定阈值，并且如果压力变化输出信号满足预定阈值、则提供指示已发生减压事件的阈值输出信号。 输出驱动器接收阈值输出信号并输出通知信号。 [0006] 在另一实施例中，一种监测飞机的至少一个隔舱内的压力变化的方法，包括：接收与飞机的主隔舱内的压力相对应的压力信号；确定压力信号的变化，判定压力变化是否满足预定阈值；以及如果压力变化满足预定阈值，则提供指示已发生减压事件的通知信号。 [0007] 这样已经相当宽泛地概述了本发明的某些实施例，从而可以更好地理解这里对本发明的详细说明，并且可以更好地意识到对本领域的贡献。 当然，下面将说明本发明的另外的实施例，并且这些实施例形成所附权利要求的主题。 [0008] 在这点上，在详细地解释本发明的至少一个实施例之前，应当理解的是，本发明不限于应用到构造的细节和在下面的说明中所阐述的或者在图中所示出的部件的布局。 本发明能够实施除了所说明的实施例之外的实施例，并且能够以各种方式实现和实施。 而且，应当理解的是，这里使用的措辞和术语、以及摘要是为了说明的目的，不应当视为限制。 [0009] 因此，本领域的技术人员将意识到的是，本公开所基于的构思可以容易地用作设计用于实施本发明的多种目的的其他结构、方法和系统的基础。 因此，重要的是，将权利要求视为包括这些等同的构造，只要这些等同的构造不背离本发明的精神和范围即可。附图说明 [0010] 图1为根据本发明的一个实施例的飞机的图。 [0011] 图2为图1中的飞机的展开部分的图。 [0012] 图3A为根据本发明的一个实施例的监测飞机中的压力的系统的信号通道的方框图。 [0013] 图3B为图3A中的信号通道的一部分的电路图。 [0014] 图4为本发明的另一实施例的信号通道的方框图。 [0015] 图5A为根据本发明的一个实施例的监测飞机中的压力的方法的流程图。 [0016] 图5B为根据本发明的一个实施例的监测飞机中的压力的另一方法的流程图。 [0017] 图6A为根据本发明的一个实施例的频率响应的曲线图。 [0018] 图6B为根据本发明的一个实施例的频率响应的另一曲线图。 具体实施方式[0019] 现在将参考附图说明本发明，其中，在全文中相同的附图标记指代相同的部分。 [0020] 本发明的实施例提供了一种监测飞机的至少一个隔舱内的压力变化以检测急速减压事件的系统和方法。 尤其是，将通知信号提供给例如执行器、计算机等的另一器件或装置，以指示在飞机的至少一个隔舱内可能发生的危险性压降。 [0021] 图1为根据本发明的一个实施例的飞机的图。如图1内所描绘，传感器系统100通常安装在飞机10中的飞机驾驶员座舱40内以主要监测驾驶员座舱40内的压力。 另外，传感器系统100还可以监测例如客舱50或货舱的相邻隔舱内的压力。 如果在驾驶员座舱40(或者，在一些实施例中为客舱50)中检测到足够大的压降或压力变化ΔP，则传感器系统100向另一器件、系统、执行器等发送通知信号。 [0022] 对于监测驾驶员座舱40和客舱50两者的实施例，对由传感器系统100提供的通知信号的典型响应可以为例如启动门闩锁60以打开门30或孔隙，以使得驾驶员座舱40与客舱50之间的压力均衡。 传感器系统100有利地区别例如射击或小型爆炸的震动事件与实际的减压事件。 [0023] 根据本发明的急速减压传感器系统的一个实施例，图2为图1中的飞机10的展开部分的图。 传感器系统100包括系统控制器103，系统控制器103安装在驾驶员座舱40内并联结到例如压力传感器110的至少一个电子绝对压力灵敏器件。 [0024] 在一个实施例中，压力传感器，例如安装在驾驶员座舱40内的主压力传感器110，或者远程地安装在客舱50内的辅助压力传感器112，感测驾驶员座舱40或者客舱 50内的压力。 如果由压力传感器110或压力传感器112感测到的压降足够大，即满足预定压降目标，则系统控制器103向另一器件、系统、装置等提供通知信号。 通知可以包括经由视觉或听觉指示来告知操作员减压。 [0025] 在另一实施例中，压力传感器110、112分别测量驾驶员座舱40和相邻客舱50内的压力，即在隔墙20的任一侧的隔舱中的压力。在这一实施例中，压力传感器110安装在驾驶员座舱40中，而压力传感器112远程地安装在客舱50中。 压力传感器110可以大体安装在驾驶员座舱40内，例如在隔墙20上等；作为选择，压力传感器110可以位于系统控制器103内并向左转(port)至驾驶员座舱40。 如果由压力传感器110或者压力传感器112感测到的压降足够大，即满足预定压降目标，则系统控制器103向另一器件、系统、装置(例如，门闩锁60)等提供通知信号。另外，可以防止系统控制器103、压力传感器110和压力传感器112，以及附带电缆、连接器等被不正当地改动。 [0026] 图3A为根据本发明的一个实施例的监测飞机的至少一个隔舱中的压力的系统的信号通道的方框图。 系统100通常包括联结到系统控制器103的至少一个压力传感器110。系统控制器103至少包括主监测通道105和输出驱动器150。主监测通道105包括带通滤波器120、压力变化信号电路130和阈值逻辑电路140。 在其他的实施例中，系统控制器103可以包括多个监测通道105至105-N，N个通道中的每个联结到相应的压力传感器110-N。 [0027] 主压力传感器110提供与飞机的主隔舱内的压力P1相对应的压力信号，并且带通滤波器120接收压力传感器信号并对压力传感器信号进行滤波。 带通滤波器120可以有利地降低工作本底噪声(operational noise floor)并仅向关注区域提供灵敏度，下面将对此进行进一步解释。 [0028] 压力变化信号电路130接收经滤波的压力信号，确定压力变化ΔP1，并向阈值逻辑电路140提供与压力变化ΔP1相对应的压力变化输出信号。 阈值逻辑电路140判定压力变化输出信号是否满足预定阈值，如果压力变化输出满足预定阈值，则阈值逻辑电路140向输出驱动器150提供指示已发生减压事件的阈值输出信号。输出驱动器150向另一器件、系统、执行器等提供与减压事件相关的通知信号。 在一些实施例中，所述器件为适合于执行例如打开门闩锁60等补救经确认的减压情形的动作的电气或机电器件。 [0029] 在包括N个压力传感器110至110-N的实施例中，系统控制器103包括N个监测通道105至105-N，各个监测通道联结到相应的压力传感器110-N。N个监测通道中的每个联结到输出驱动器150，如果N个监测通道中的任一个的阈值逻辑指示已发生减压，或者作为选择，基于例如表决系统的更高级的范例，输出驱动器150提供通知信号。 另外，在各个主隔舱和辅助隔舱中可以使用多个监测通道以提供冗余度。 [0030] 图3B为图3A中的信号通道的一部分的电路图，其示出了用于主压力传感器110、带通滤波器120以及压力变化信号电路130的电路的非限制性实例。 在这一实施例中，主压力传感器110包括连接到串联RC滤波器的压力检测器311，串联RC滤波器包括电阻器312和电容器313，压力检测器311向放大器314提供输入。 放大器314包括其在节点A处的输出处的反馈环330。 电阻器312可以具有例如1kΩ的值。 电容器313可以具有例如0.5μF的值。 放大器314可以具有正电源输入和负电源输入两者。 [0031] 节点A的输出被输入到高通滤波器级305。 高通滤波器级305包括第二电容器315、第三电容器316和第二至第五电阻器317-320。 第二电阻器317与放大器321的输入在节点B处平行地设置。 放大器321包括从其在节点C处的输出起的第二反馈环335和第三反馈环340。 第二反馈环335可以设置为经由第三电阻器318、通过第三电容器 316，以及通过节点B。 第四电阻器319和第五电阻器320可以提供为第三反馈环340的分压器。放大器321可以具有正电源输入和负电源输入两者。第二电阻器317、第三电阻器318和第五电阻器320可以各具有例如47kΩ的值，但是这些电阻器的值不必相同。第二电容器315和第三电容器316可以各具有82nF的值，但是这些电容器的值不必相同。 第四电阻器319可以具有例如12kΩ的值。 [0032] 然后，节点C的输出可以传递到低通滤波器级306。 低通滤波器级306可以包括可选的第四电容器322，该第四电容器322可以提供高通滤波器级305与低通滤波器级306之间的AC耦合。低通滤波器级306还可以包括第六电容器310。 第六电阻器323和第七电阻器324可以为压力变化信号电路130提供附加增益。 可选的第四电容器322可以具有例如14.1uF的值。 第六电容器310可以具有例如1.5nF的值。 第六电阻器323可以具有例如1kΩ的值。 第七电阻器324可以具有例如1.5MΩ的值。 [0033] 压力变化信号电路130可以包括放大器325，放大器325可具有在其节点D的输出处的反馈环345，压力变化信号电路130还可以包括第六电容器310和第七电阻器324。 然后，节点D的输出被发送到阈值逻辑电路140。 第三放大器325可以具有正电源输入和负电源输入两者。 [0034] 应当意识到的是，尽管对电容器和电阻器给出了示例值，但是这些示例值仅仅是为了说明的目的，在本发明的范围内可以使用任何适当的值。 [0035] 图4为本发明的另一实施例的信号通道的方框图。 在一个优选的实施例中，本发明可以包括监测各相邻飞机隔舱中的压力的两个独立的压力感测通道。 通过两个不同的部分并行地处理压力信号。 系统400包括系统控制器103，系统控制器103联结到主压力传感器110和辅助压力传感器112。 系统控制器103包括图3A中的主监测通道105以及辅助监测通道405，该辅助监测通道405包括带通滤波器420、压力变化信号电路430以及阈值逻辑电路440。 系统400还包括输出驱动器450。 [0036] 可以与图3A中的监测通道110-2(N＝2)相对应的辅助监测通道405以与图3A中的信号通路(signal chain)的主监测通道105类似的方式进行工作。 带通滤波器420接收辅助压力传感器112的输出并对辅助压力传感器112的输出进行滤波，而辅助压力变化信号电路430接收与辅助隔舱内的压力P2相对应的经滤波的压力信号，确定压力变化ΔP2，并向阈值逻辑电路440提供与压力变化ΔP2相对应的压力变化输出信号。 阈值逻辑电路440接收来自压力变化信号电路430的压力变化输出信号，判定压力变化输出信号是否满足预定阈值，如果辅助压力变化输出满足辅助预定阈值，则向输出驱动器150提供指示已发生减压事件的辅助阈值输出信号。 [0037] 在一个实施例中，来自主监测电路105和辅助监测电路405的阈值输出信号被提供给组合器450，组合器450在逻辑上组合信号并向输出驱动器150提供经组合的信号。换句话说，如果任一监测的隔舱经历了减压事件，则输出驱动器150将提供通知信号。 [0038] 在一个优选的实施例中，各个监测通道具有相应的对称校验器460、465，对称校验器460、465判定事件是否为震动性威胁，例如，射击或小型爆炸，或者事件是否为有效减压。作为输入，对称校验器460、465可以具有相应的旁路带通滤波器490、495，旁路带通滤波器490、495输出与其相应的主带通滤波器120或辅助带通滤波器420相同的信号。 例如射击的震动性威胁将具有正信号平均值或中性信号平均值，而有效减压将具有真负信号平均值。 另外，可以为例如高增益压力放大器的各个压力变化信号电路130、430监测压力事件的量级。 [0039] 各个阈值逻辑电路140、440判定任一通道是否独立地指示与足够量级的压降(例如，近似0.05psi(每平方英寸的磅数))同时发生的负偏压事件，以确保向输出驱动器150发出正在发生减压事件的信号。 然后，输出驱动器150直接向另一电子系统(未示出)发出信号，驱动机电器件(例如，图2中的门闩锁60)等，以指示已发生减压事件。 [0040] 各个故障检测电路470、475通过读取输入值和输出值以及将输入值和输出值中的任一个与已知值进行比较或者将输入值和输出值彼此进行比较，来监测压力传感器110、112和各个电子处理部分120、130、420、430、460、465、490、495的完好状况。 然后，各个故障报告电路480、485将故障或潜在故障报告给飞机警告和/或维护系统。 [0041] 图5A为根据本发明的一个实施例的监测飞机的隔舱中的压力的方法的流程图。方法500包括每个监测通道105的过程505。 应当意识到的是，如果使用另外的监测通道，则将存在与各个监测通道相关的类似过程。 用于主监测通道105的过程505包括接收与飞机的主隔舱(例如，驾驶员座舱40)内的压力P1相对应的压力信号。 接下来，确定压力变化ΔP1(步骤520)。 [0042] 在一个优选的实施例中，在步骤525处，对在预定频带之外的信号进行滤波。在步骤530处，对压力变化ΔP1是否满足预定阈值进行判定。 在所示的步骤530处，进行大于或等于的比较，但是本发明不意在如此限制。如果判定为否，则过程505结束(步骤535)。 如果判定为是，则提供指示已发生减压事件的通知信号(步骤540)。 [0043] 图5B为根据本发明的一个实施例的监测飞机中的压力的另一方法501的流程图。方法501包括方法500的步骤，而且还包括类似于过程505的过程510，但是为辅助监测通道405而实施。 过程510包括接收与飞机内的辅助隔舱内的压力P2相对应的压力信号。 接下来，确定压力变化ΔP2(步骤550)。 [0044] 在一个优选的实施例中，在步骤555处，带通滤波器对信号进行滤波，并且在步骤560处，对压力变化ΔP2是否满足预定阈值进行判定。 在所示的步骤560中，进行大于或等于的比较，但是本发明不意在如此限制。 如果判定为否，则过程510结束(步骤565)。 如果判定为是，则提供指示已发生减压事件的通知信号(步骤540)。 [0045] 应当注意的是，主隔舱和辅助隔舱的预定阈值可以相同或不同。 还应当注意的是，过程505、510中的任一个或两个可能导致发出减压的信号(步骤540)。 过程505、510可以同时运行，即可以并行地处理来自各个监测通道105、405的压力信号。 此外，各个监测通道105-N(图3A)可以使用与过程505或510相似的过程。 [0046] 图6A为根据本发明的一个实施例的频率响应的曲线图。x轴为输入到压力传感器110、112的压力的频率的对数标度。 电压响应线610表示阈值逻辑电路140、440的电压输出。图6B为根据本发明的一个实施例的频率响应的另一曲线图。幅值响应线620表示在围绕中心频率f0的目标范围内，即在信号在其下方衰减的零增益虚线上方的响应的放大。这些是可能为有效减压的信号，带通滤波器120、420、490、495不对这些信号进行滤波。 正频率响应可以在例如4psi/s至200psi/s的波段内。 [0047] 本发明的实施例包括用于执行上述任一动作和/或步骤的装置。 [0048] 应当注意的是，尽管阈值逻辑电路140、440可以基于它们各自的变化率通过一定范围的压力信号，但是不对系统100、200中的压力的变化率ΔP/Δt进行单独测量。然而，基于压力的绝对变化来判定是否需要动作，这需要较少的处理和响应时间。 |
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