对于飞机机舱中的温度控制来说，通常采用的系统是从飞机驱动装 置的涡轮中提取热的排出空气。将该热空气(称作驱动装置排出的空气) 冷却到飞机机舱中所需的温度。在飞机中，飞机机舱分成不同的温度区 域或气候带，将部分热空气冷却到一个或多个温度区域的最低温度。为 了在其它温度区域获得更高的温度，在将部分热空气在冷却到最低温度 之前进行分流，将其冷却稍低的度数而由此达到一个高于最低温度的温 度，并与已经冷却到最低温度的空气相混合，使得在这些温度区域达到 所需的温度。由此系统——也公知为“调整空气系统(Trim-Air System)”， 可在飞机机舱的不同温度区域提供可单独调节的温度。
图1以简化形式示出了这样的用于在飞机机舱4中控制温度的已知 系统2。下面概述的部件的系统特定术语分别在括号中指定。
飞机机舱4被分成两个温度区域6和8，例如，其分别为飞机机舱 4的左侧和右侧。各个温度区域6和8又被分成若干单个的温度带。图4 中示例性地示出了温度区域6的四个温度带10～16和温度区域8的四个 温度带18～24。
为了表示温度带10～24中的当前温度，使用温度传感器26～40(管 道传感器)。温度传感器26～40设置在用于将空气供应到温度区域6和8 中的空气出口管道42～56(管道)的端部区域(未示出)。此外，在飞机 机舱4自身中设置另外的温度传感器(未示出)，以提供关于温度区域 10～24的温度的额外的信息。
在各个空气出口管道42～56中均设置有阀58～72(调整空气阀)。 根据在相应温度区域10～24中的当前盛行温度而控制所述阀58～72。来 自温度传感器26～40的信号由控制设备74(调整空气系统控制器)进行 处理，以控制阀58～72，使得在温度区域6、8和在温度带10～24中分别 地达到并保持其各自所期望的温度。
系统2通过两个阀76和78(调整空气压力调节阀)来获得加热空 气。经由阀76供应的加热空气以来自飞机一侧的驱动装置的热空气为基 础，而经由阀78供应的加热空气以源自飞机另一侧的驱动装置的热空气 为基础。
阀76和78是气动控制阀，这些阀是预先调节的而使得相对于飞机 机舱4中的内部压力和温度区域6、8中盛行的内部压力在空气管道80 和82(调整空气供应管道)中保持大致恒定的压力。阀76和78的调节 预先机械地实现并且在飞行中不能进行改变。
另外，阀76和78的位置在正常操作中可通过气动控制而变化，如 果需要最大程度的热能来加热飞机机舱4，则阀76和78可被完全打开。 例如，飞机起飞前需要快速加热时即为此情况。
经由阀76和78供应的加热空气经空气管道80和82、经区域84 和86而被引导到阀58到72。区域84和86可与歧管区域相当，这就是 为什么区域84和86也被称作调整空气歧管的原因。在阀58-72的下游 和温度传感器26-40的上游，经由阀76和78供应的加热空气与温度对 应于温度带10-24中所需的最低温度的空气相混合。为此所需的部件未 在图1中示出。
空气管道80和82可由阀88(调整空气关闭阀)连接到一起，该 阀88在正常操作时是关闭的。若例如阀76或其空气供应发生故障，则 打开阀88以通过经由阀78而获得的加热空气来控制温度区域8以及温 度区域6的温度。
止回阀90和92(调整空气止回阀)设置在空气管道80和82中， 分别位于区域84和86的上游及阀76和78的下游。阀90和92用作阻 塞装置以防止空气从阀76和78倒流。例如，在阀76发生故障的情况下 则阀88被打开，阀90阻止经由阀78供应的热空气到达阀76，从而可 控制飞机机舱4中的温度。
就对用于图1中的两个温度区域6和8进行温度控制的系统2的设 计来说，这样的设计也称作两象限系统。若阀58～72的其中一个发生故 障或完全失效时，在相应温度带中及可能地在相应温度区域中实现温度 控制而使该处可相应地达到并保持在所需温度将不再可能。
例如，若阀58在大致完全打开的状态失效，则可能至少温度带10 变得过热。若阀58在大致关闭的状态失效，则在温度带10可能出现不 希望的急剧的温度降低。
图1中，用于温度区域6的调整空气系统2的部件代表第一象限， 而用于温度区域8的部件代表第二象限。
为避免这种情况，在阀58～72的其中一个失效时，相应象限的加热 空气供应伺服阀76、78完全关闭。若例如阀58(部分/完全)失效，则 阀76关闭。相应地，阀60～64并且由此温度带12～16不再被供以加热 空气。此后，对温度区域6的温度控制不再可行。
此后，因为发生故障的阀58也被供以加热空气，因此不可实现通 过打开阀88从阀78向无故障阀60～64供应加热空气。然而，这正是需 要避免的。
为了避免在温度区域6中出现过度急剧的温度下降或升高，可升高 或降低在阀58～72下游混合的空气的最低温度(即最低温度带温度)。 在此情形下，必须在温度区域6和8之间达成一个折中，以避免一方面 温度区域8中的乘客受到太高的温度，另一方面温度区域6中的乘客受 到太低的温度。

本发明的目的是提供解决方案，所述解决方案改善了空间内的温度 控制，尤其解决了上述现有技术中的问题。
该目的通过本发明的独立权利要求中限定的设备及方法而实现。
根据本发明用于飞机机舱中的温度控制的设备包括：第一供应控制 装置，其用于根据为第一温度区域所指定的第一温度来控制从第一源供 应到飞机机舱的第一温度区域中的加热空气；和第一压力控制装置，其 用于在该第一供应控制装置发生故障时根据该指定的第一温度来控制第 一供应控制装置中的当前压力。
在根据本发明的设备正常运行时，该温度控制实现为：通过控制来 自第一源的加热空气供应而使得在第一温度区域中相应地实现并保持所 指定的第一温度。在该第一供应控制装置发生故障时，根据温度对来自 第一源的加热空气的供应控制改为借助第一压力控制装置的第一供应控 制装置中的压力控制。在此情形下，空气压力控制也为使得在第一温度 区域相应地实现并保持所指定的第一温度。
第一供应控制装置的故障理解为其中通过供应控制不能以希望的 方式实现第一温度区域中的温度控制的任意运行状态。不仅在供应控制 自身失效的情况下，而且在供应控制不能适当地实现或保持所指定的第 一温度的情况下，上述情况都有可能出现。供应控制不能适当地实现或 保持所指定的第一温度可能为以下情形，例如，在第一温度区域中当前 实际供应控制温度与所指定的第一温度偏离了最大允许值的情况。
第一供应控制装置优选地还设置为控制从第一源供应到飞机机舱 第二温度区域的加热空气，其中，该控制根据为第二温度区域所指定的 第二温度而实现。以此方式，至少在正常运行时，基于用于两个温度区 域的空气——即来自第一源的加热空气，可实现对飞机机舱的不同温度 区域的单独温度控制。由于第一和第二温度区域的供应控制温度调节可 大体彼此独立地实现，尽管将来自第一源的加热空气用于两个温度区域， 但第一和第二温度可以不同。
在第一供应控制装置有故障时，所希望实现的是：根据所指定的第 二温度，借助第一压力控制装置，通过根据所指定的第二温度控制第一 供应控制装置中的当前压力来实现温度控制。该飞机机舱中的压力控制 下的温度控制在第一供应控制装置包括用于从第一源将加热空气供应到 第一温度区域和第二温度区域中的不同部件的情形时是特别有利。若与 第二温度区域相关的第一供应控制装置有故障，相较于正常运行来说， 第二温度区域可根据所指定的第二温度、借助压力控制来进行温度控制。 如以下将要详细描述的，没有必要也用压力控制来替代对第一温度区域 的供应控制下的温度控制。
根据本发明的设备还可包括：第二供应控制装置，其用于根据为第 三温度区域所指定的第三温度来控制从第二源供应到飞机机舱的第三温 度区域中的加热空气；和第二压力控制装置，用以在第二供应控制装置 有故障时，根据所指定的第三温度来控制第二供应控制装置中的当前压 力。
相应地，对于正常运行时供应控制下的温度控制以及失效时压力控 制下的温度控制的上述描述在这里适用。
使用第二供应控制装置和第二压力控制装置使得可进行飞机机舱 的两象限系统设计，其中，飞机机舱至少在正常运行时通过两个供应控 制装置和/或两个压力控制装置来供应。
优选地，第二供应控制装置用于根据为第四温度区域所指定的第四 温度来控制从第二源供应到飞机机舱第四温度区域中的加热空气，其中， 当第二供应控制装置有故障时，第二压力控制装置用于根据所指定的第 四温度来控制第二供应控制装置中的当前压力。相应地，在此情形下上 面的描述也适用。
根据本发明用于对飞机机舱的四个温度区域进行温度控制的实施 方式允许设计四象限系统，用以至少在正常运行时根据所期望的温度分 别控制飞机机舱的四个不同区域。
在用于四个温度区域其中之一的其中一个供应控制装置有故障时， 受影响的温度区域可通过压力控制保持在相应温度。未受影响的温度区 域可如下面将详细描述地那样继续由加热空气的供应控制来进行温度控 制。
此外，根据本发明的设备还可包括另外的包括上述特征及功能的供 应控制装置和另外的与所述另外的供应控制装置相关且同时包括上述特 征及功能的压力控制装置，用以供应多于四个空间的温度区域。
不考虑供应控制装置和压力控制装置的数目和/或温度区域的数 目，在错误影响温度区域的情况下，可借助根据本发明的设备防止必须 终止该区域的温度控制的情况。而是，即使是在有故障时受影响的温度 区域仍能继续受到控制，即通过压力控制进行控制。
在下面的另外的优选实施方式中，一般参照一个供应控制装置、一 个温度区域、一个压力控制装置等。根据所提供的供应控制装置、温度 区域、压力控制装置等的数目，下面的描述适用于第一供应控制装置和/ 或第二供应控制装置，第一温度区域和/或第二温度区域和/或第三温度 区域和/或第四温度区域，第一压力控制装置和/或第二压力控制装置等。
所述供应控制装置优选地包括：空气入口，其耦连于针对供应控制 装置而设的压力控制装置；空气出口，其耦连于由供应控制装置维护的 温度区域；和空气管道，用以在空气入口和空气出口之间供应相应的空 气。
当至少其中一个温度区域分成若干温度带时——对所述温度带可 单独进行温度控制，适合该温度区域的供应控制装置的空气出口包括若 干空气出口管道，用以向不同温度带提供加热空气。
优选地，对供应到温度区域的空气的控制通过包括在为该温度区域 而设的供应控制装置中的阀装置来实现。在此情形下，该阀装置可设置 在相应的空气出口处，用以向相应的温度区域供应与温度相关地受控的 加热空气。
当空气出口管道用于不同温度带的供应时，用于每个空气出口管道 的阀装置可结合一个阀。为了检测供应控制装置的故障，根据本发明的 设备可包括至少一个与供应控制装置相关联的运行状态检测装置。有关 该供应控制装置的运行状态的信息也可由与根据本发明的设备相分离的 设备或装置来提供，该分离的设备或装置可连接到根据本发明的设备和/ 或相应的供应控制装置。
优选地，该至少一个运行状态检测装置用于检测相应的阀装置和/ 或该处出现的相应的阀的当前运行状态。
根据本发明的设备可包括至少一个与压力控制装置相关联的压力 检测装置，用以检测相应的供应控制装置中的当前空气压力。使用压力 检测装置使得可以压力控制阀作为相关联的压力控制装置，该压力控制 阀例如在正常运行时可根据初始设置而进行不同的控制。压力检测装置 还允许当所分配的供应控制装置有故障时将与该供应控制装置中的当前 压力相关的信息提供给相应的压力控制装置，而不用使用单独的压力检 测系统。
在使用第一供应控制装置和第二供应控制装置的情况下，构思为使 用连接装置用以使得供应控制装置可以选择性地连接。
当根据本发明的设备设置成例如用于供应第一温度区域和第二温 度区域时，若其中一个压力控制装置在正常运行时发生故障，可借助该 连接装置建立第一供应控制装置和第二供应控制装置之间的连接，以借 助其它压力控制装置来供应这两个供应控制装置。将根据本发明用于多 于两个温度区域的设备，这使得在有故障时通过以该连接装置将第一供 应控制装置和第二供应控制装置相互连接而继续对未受故障影响的温度 区域进行加热和/或冷却温度控制，使得未受影响的温度区域由压力控制 装置维护。而后，受故障影响的温度区域可由其它压力控制装置压力控 制地保持在相应的温度。
根据本发明的设备优选地包括至少一个关联于一供应控制装置的 切断装置，以防止在从各个温度区域到相应的压力控制装置的方向上的 逆向的空气流动。该实施方式在下述情形下特别有利：设置连接装置用 以防止空气从用于供应未受影响的温度区域的压力控制装置流动到其它 压力控制装置以及防止由此情形产生的压力变化，该压力变化妨碍或阻 碍了受影响温度区域的压力控制下的温度控制。在正常运行时，该至少 一个切断装置可防止损坏相应的压力控制装置——例如在飞机机舱中压 力降低的情况下。
上述针对根据本发明的设备的解释相应地适用于根据本发明的用 于控制飞机机舱中温度的方法。
附图说明
下面参照附图讨论优选实施方式，附图包括：
图1概略地示出了用于飞机机舱中的温度控制的已知系统，
图2是用于飞机机舱中温度控制的针对一个温度区域而设置的根 据本发明的没备(单象限系统)，
图3是用于飞机机舱中温度控制的包括压力控制装置、针对两个温 度区域而设置的根据本发明的设备，
图4是用于飞机机舱中温度控制的包括两个压力控制装置、针对两 个温度区域而设置的根据本发明的设备(两象限系统)，以及
图5是用于飞机机舱中温度控制的针对四个温度区域而设置的根 据本发明的设备(四象限系统)。

图1示出了用于飞机机舱104中、具体是飞机机舱104的温度区域 106中的温度控制的系统102的实施方式。
温度区域106分成单个相邻设置的温度带110～124。温度传感器 126～140用于检测温度带110～124中当前盛行的温度。该温度传感器 126～140设置在空气出口管道142～156的出口区域，加热空气经由该出 口管道供应到温度带110～124。
为了控制温度带110～124中的加热空气供应，在空气出口管道 142～156中分别设置有阀158～172。基于温度传感器126～140的信号/数 据，控制器174控制阀158～172，从而达到为温度区域106所指定的温 度。
飞机推进器的一个或多个涡轮所产生的加热空气经由压力控制阀 176供应。阀176是压力控制的并用作空气管道180中的空气压力的压 力控制装置，该空气管道180通过空气入口181与阀176相连并包括与 空气出口142～156相连接的区域184，用以将经由阀176供应的加热空 气经由阀158～172供应到温度带110～124。
在阀176的下游，压力传感器177设置在空气管道180中，用于检 测该空气管道中当前盛行压力。在压力传感器177下游设置有一个切断 装置190，该切断装置190以止回阀实现。止回阀190允许空气沿从阀 176到阀158～172的方向流动；止回阀190禁止空气在反方向上流动。
控制器174从压力传感器177接收与当前盛行空气压力有关的信 息，其也控制阀176。
正常运行时，阀176由控制器174根据空气管道180中出现的压力 而致动，使得在空气管道180中相对于飞机机舱104中的当前盛行压力 保持恒定压力。与开始处描述的现有技术系统不同，在正常运行时，压 力控制阀176容许变化；空气管道180中所期望的压力相对于飞机机舱 104中的内压处于受控方式下。
在正常运行时，温度区域106的温度通过借助温度传感器126～140 检测与温度带110～124中的当前盛行温度有关的信息并通过借助控制器 174将阀158～172关闭或打开(到一足够程度)而实现温度区域106中 所期望的温度。除了所示出的温度传感器126～140，可在例如与温度带 110～124(未示出)相关的温度区域106中使用另外的温度传感器，来 获得关于温度区域106和/或温度带110～124中的当前盛行温度的额外信 息。
当一个或多个阀158～172有故障时，可能至少受影响的温度带不再 可由阀控制的空气供应调节而实现和/或保持所期望温度。这意味着，在 每次阀错误的情况下，未发生下面描述的温度区域106的压力控制下的 温度控制。若阀158～172其中一个有故障、但是温度区域106的可接受 的供应控制下的温度控制仍然可能位于指定的范围内，则系统102可像 正常运行(即没有阀故障)一样运行，温度区域106中损失一定的舒适 性。在阀故障时——其使得在温度区域106中不能进行供应控制下的温 度控制，则系统102运行而使得温度区域106的温度的供应控制被替代 为压力控制。
例如，若阀158在完全或接近完全打开状态下失效并在该状态下保 持阻塞，由于过量供应的加热空气，相关联的温度带110将处于过高的 热能下。那么，不再可于温度区域110中进行供应控制下的温度控制。 当检测到阀158的故障时，温度区域106的供应控制下的温度控制停用， 并替代为压力控制下的温度控制。
为了防止因为打开(得太宽)的管道180而在温度带110中出现过 高的温度升高，控制阀176使得空气管道180中的当前盛行压力降低到 将经由阀158供应到温度带110的空气量降低而使得该处达到所期望的 温度的值。在此情形下，借助温度传感器126，检查该温度带110是否 达到所期望的温度。除非受到故障的影响，阀176控制为使得空气管道 180中进一步的压力下降以及由此经由阀158所供应的空气进一步减少。 一旦温度带110达到期望温度，借助阀176的相应控制器而使空气管道 180的压力得以保持和/或控制，从而温度带110的期望温度得以保持。
为了保持未受影响的温度带112～124中的相应温度，无故障阀 160～172控制为使得经由这些阀到达无故障带112～124的加热空气的总 量足以获得和/或保持相应温度带的温度。在这里假定发生故障的情况 下，空气管道108的压力降低。相应地，阀160～172进一步打开，以补 偿降低的供应压力并向温度带112～124供应相应的热能。
例如，若阀158在接近关闭的状态失效，则流经该阀的空气流量所 供应的热能不再足以保持温度带110的期望温度。在此情形下，温度区 域106的供应控制下的温度控制终止而替代为压力控制下的温度控制。 在此情形下，阀176运行为使得空气管道180中的压力升高，从而不论 阀158的状态为何都有足够的空气流过，用以按所期望的方式来控制带 110中的温度。为了防止由无故障阀160～172所供应的温度带112～124 的温度过高，这些阀关闭到足以补偿升高的供应压力而使得在这些带中 获得所需温度的程度。
若在这样的故障情形下基于温度传感器126检测的信息确定了空 气管道180中的压力增加未导致温度带110的期望的温度增加，则意味 着通过阀176停止进一步的压力增加。从而，避免了未以期望方式提供 用于温度带110的温度控制且可能导致损坏的空气管道180的压力。
若阀158在完全关闭状态失效，则温度区域106的供应控制下的温 度控制可由压力控制下的温度控制保持或消除。由于当存在这样的故障 时，可能没有进一步的空气经过温度区域106中的阀158供应，所以不 可能实现温度区域110的单独温度控制。为了实现和/或保持未受影响温 度带112～124中的各自所期望的温度，阀160～172可按正常运行模式控 制。由于关闭的阀158，空气管道180中压力增加。相应地，未受影响 的温度带112～124的过高温度通过控制阀160～172而使较少加热空气流 经这些阀来得以避免。可选地，其中当阀176受控制而用于补偿由于阀 158的失效而增加的压力时，还用压力控制来替代供应控制。
图3中示出的实施方式与图2中示出的实施方式的区别在于：与温 度区域10一起，飞机机舱104包括温度区域108，该温度区域108分成 温度带194～208。为了供应温度带194～208，设置有空气出口管道 212～226，其中分别设置有阀228～242。在空气出口管道212～226中分别 设置有传感器——这里未示出，这些传感器与传感器158～172相当。空 气出口管道212～226连接到空气管道182。空气管道182包括止回阀192 和空气入口183，空气经由该空气管道从阀176供应。为了检测空气管 道182中的压力，压力传感器177设置在阀176的下游。上面针对图2 的解释在这里相应地适用于根据图3的实施方式的所有特征和功能。这 些特别是在正常运行状态时适用，其中，温度区域106和108的温度控 制是供应控制的，并且当有故障时，其中对受故障影响的温度区域的温 度控制是压力控制的。
在图4示出的实施方式中，系统102用于带有两个温度区域106和 108的飞机机舱104的温度控制。该系统102可描述为两象限系统，因 为温度区域106和108可作为采用单独温度控制的区域运行。温度区域 106包括温度带110～116，这些温度带通过空气出口管道126～132、阀 142～148、空气管道180、止回阀109、空气出口181和用作压力控制装 置的阀176供应加热空气。温度区域108包括温度带118～124，这些温 度带经由空气出口管道134～140、阀150～156、空气管道182、止回阀 192、空气出口183和用作另外的压力控制装置的另外的阀178进行供应。 为了压力检测，在空气管道180和182中设置有压力传感器177和179， 具与压力控制装置172和/或178相关联。关于温度区域106和108的温 度的信息通过温度传感器126～132和/或134～140而获得。
空气管道180和182可由阀188连接。正常运行时，阀188关闭。 从而，系统102用于温度区域106的部件独立于系统102用于温度区域 108的部件而单独运行。而且，当阀158～164和/或166～172的其中一个 有故障时，阀188仍然关闭；从而，当阀有故障时，系统102可分别针 对温度区域106和温度区域108而单独地运行。上面针对图2的解释因 而也适用于在此处描述的用于温度区域106的系统102的部件和用于温 度区域108的系统102的部件的正常和故障情形。
当阀176或178有故障时，相应的温度区域106和/或108不再受 到供应。在此情形下，阀188打开，以使空气管道180和182彼此连接。 例如，若阀176失效而阀188打开，则两个温度区域106和温度区域108 都由阀178供应。止回阀190防止经由阀178供应的空气到达并损坏阀 176或使得阀176处压力损失。通过借助止回阀190关闭空气管道180 得到其与图2的实施方式相当的装置，即带有用于在整个飞机机舱104 中进行温度控制的压力产生装置178。相应地，也是在上述那些阀188 打开并且温度区域106和108经由阀176和178的其中之一供应的情形 下，在供应控制下的温度控制发生故障时，如上所述其将由压力控制下 的温度控制替代。
图5中示出系统102的实施方式用于供应四个温度区域106、108、 107和109。图5的系统102可描述为四象限系统，因为温度区域106～109 可作为以单独温度控制的区域而操作。
温度区域106包括温度带110～116，这些温度带经由空气出口管道 126～132、阀142～148、空气管道180、止回阀109、空气出口181和用 作压力控制装置的阀176供应加热空气。温度区域108包括温度带 118～124，这些温度带由空气出口管道134～140、阀150～156、空气管道 182、止回阀192、空气出口183和用作压力控制装置的阀178供应加热 空气。
温度区域107包括温度带194～200，这些温度带经由空气出口管道 212～218、阀228～234、空气管道244、止回阀246、空气出口245以及 也经由阀176供应加热空气。温度区域109包括温度带202～208，这些 温度带经由空气出口管道220～226、阀236～242、空气管道248、止回阀 250、空气出口249以及也经由阀178供应加热空气。
为了检测压力，压力传感器177和179设置在空气管道180、244 和182、248中，该压力传感器177和179是压力控制装置176和/或178。 关于温度区域106和108的温度信息借助温度传感器126～132和/或 134～140而获得；由此没有示出针对温度区域107和109而设的温度传 感器。
空气管道108和182经由阀188而互相连接。正常运行时，阀188 关闭。空气管道244和248也经由阀252连接，阀252在正常运行时也 为关闭的。在正常运行时，对温度区域106～109借助系统102的相应部 件进行供应控制下的温度控制。在阀176或178有故障时，相应的温度 区域106、107和/或108、109不再受到供应。在此情形下，阀188和 252打开，以使空气管道180与182以及空气管道244与248互相连接。 例如，若阀176失效并且阀188和252打开，则所有温度区域106～109 的供应均经由阀178实现。止回阀190和246防止经由阀178供应的空 气到达阀176。通过借助止回阀190和/或246关闭空气管道180和244 得到了与图3的实施方式相当的装置，即一个具有用于在整个飞机机舱 104中进行温度控制的压力产生装置178。若在所述操作中出现供应控制 下的温度控制故障，则由设置有一个用于温度区域106～109的供应的阀 的压力控制下的温度控制所替代。
若温度区域106～109的供应控制下的温度控制在正常运行时出现 故障(阀188和252关闭)，对受故障影响的温度区域，以压力控制下的 温度控制替代供应控制下的温度控制。
例如，若阀158有故障，则温度区域106的温度控制——如上参照 图1所详细描述的——以压力控制实现。若阀188～252仍然关闭—如 上参照图3所述的，温度区域107也借助压力控制供应加热空气。
为了继续温度区域107的供应控制下的供应而不直接受到阀158的 故障影响，阀252打开。这使得温度区域107可经由阀178供应加热空 气。在此过程的情形下，需要考虑的是，空气管道182、244和248中的 当前盛行压力要高于空气管道180中的压力，以保持阀246关闭。关闭 的阀246将系统102的那些用于压力控制下的温度控制的区域与那些用 于供应控制下的温度控制的区域分隔开。
当这里假设的阀158故障时，若需要压力降低，相对于温度区域 107、108、109来说，系统102可以大致不变化的供应控制方式来运行， 这是因为当正常运行中关闭阀188和252时阀178在空气管道182、244、 和248中提供大致恒定的压力的缘故。
若阀158有故障时在空气管道180中需要压力增加，则空气管道 182、244和248内的压力要降低，直到其低于空气管道180中的压力。 为此目的，阀178相应地受到控制，其中阀150～156、228～234和236～242 的供应控制调整为降低压力。
若在压力控制下的温度控制的情况下确定了相应的空气管道中的 压力增加不会导致受影响温度区域的所期望的温度增加，则意味着通过 为此目的所采用的阀停止进一步的压力增加。由此，避免在相应的空气 管道中存在未以所期望的方式向受影响的温度区域提供温度控制且可能 导致损坏的压力。