本发明涉及一种舱室压力控制系统，特别是用于飞行器中的舱室 压力控制系统，包括至少一个用于测量舱室内部实际压力的压力传感 器、至少一个用于控制所述实际压力与所述舱室周围的大气压力之间 的压差的流出阀、至少一个用于根据实际压力和大气压力或者压差来 计算将要传送至所述至少一个流出阀的驱动信号的控制器。

另外，本发明涉及一种控制舱室内部，特别是飞行器舱室内部的 实际压力的方法，包括以下步骤：测量所述舱室内部的实际压力，测 量周围大气的压力，计算所述实际压力与所述大气压力之间的压差， 或者作为一种代替方案，也可测量所述实际压力与大气压力之间的压 差，以及将实际压力信号和大气压力信号与/或压差信号传送至至少一 个控制器以便计算至少一个流出阀的驱动信号，从而控制所述实际压 力与所述大气压力之间的压差。

在另一个方面中，本发明的目的在于一种流出阀，它用于控制舱 室中的实际压力与周围大气之间的压差，设置有接收来自控制器的驱 动信号的输入端和至少一个驱动器，所述流出阀适用于如上文所述的 舱室压力控制系统或方法。

实际舱室压力与大气压力之间的压差可以通过测量这两种压力并 将它们彼此相减而算出。另外，所述压差也可以利用适当的传感器直 接测量。当然，也可以利用来自其它飞行器系统的信息。如果舱室压 力高于大气压力，则压差为正值，否则压差为负值。

已知在发到本申请的申请人的EP 0 625 463 B1中提到了一种控 制器、一种舱室压力控制系统以及一种用于控制舱室内部实际压力的 方法。所述现有技术文件中公开了一种包括一个控制器、一个流出阀 和两个安全阀的舱室压力控制系统。控制器根据舱室和大气之间的压 差以及其它临界参数如最终航行飞行高度来计算输出信号。流出阀被 致动以便将舱室实际压力保持在预定的控制舱室压力附近。已知的系 统提供了闭环控制。

这种系统必须满足两个要求。首先，压差一定不能超过一定的阈 值，因为否则飞行器机身就会受到损坏或破坏。其次，操作人员通常 设定一个必须保持的一定的压力变化率。舱室压力的变化率过大将会 有害于机组人员和乘客，因此不能接受。

如果流出阀或控制器发生故障，舱室压力与大气压力之间的压差 就可能会超过预定的阈值。如果压差为正值，安全阀就会根据所述压 差而机械地打开。所述打开动作能够防止舱室由于压差的作用而发生 损坏或破坏。为了补偿负压差，已知的系统还另外提供了一个负泄压 阀以使空气进入舱室。

已知的舱室压力控制系统可靠性高。然而，它需要利用一个流出 阀和两个安全阀来防止超压，从而导致重量增加，而这点特别不合飞 行器中的要求。在现有技术的舱室压力控制系统中，根据航空规章需 要两个独立的超压泄压阀。

通常，现有技术的压力控制系统运行着两个控制通道并带有另外 一个手动的航线。如果发生故障，系统会逐步地降级至简单方式和手 动备用方式。所需的自治式安全功能由安全阀实现。

这种独特系统的对更高安全性的新要求，特别是FAR的修正规 则所规定的新要求将不再接受这种现有技术的舱室压力控制系统。冗 余水平必须提高。此外，飞行器操纵人员要求控制系统具有更高的可 调度性，而由于这可能会需要更换有故障的部件，就影响到系统的体 系结构。

因此，本发明的一个目的是提供一种舱室压力控制系统、一种控 制舱室压力的方法和一种流出阀，能够有效地进行压力控制从而防止 产生过高舱室压力，而重量减轻和冗余提高。本发明的另一个目的是， 即使舱室压力控制系统的一个或几个部件发生故障，也能保持高度精 密的舱室压力控制。

为了实现以上目的，本发明在第一实施方案中提出了一种上述类 型的舱室压力控制系统，其特征在于，所述至少一个流出阀与所述至 少一个控制器和所述至少一个压力传感器相连接，以便既能接收来自 所述至少一个控制器的驱动信号又能接收来自所述至少一个压力传感 器的实际压力信号。为有利起见，所述舱室压力控制系统包括彼此相 连的若干控制器、若干舱室压力传感器以及若干流出阀。这样，所有 的控制器、传感器和流出阀就可以通过一根公共的数据交换线路来交 换信号。

在第二实施方案中，以上目的通过如上所述的舱室压力控制系统 来实现，其特征在于，所述至少一个压力传感器、所述至少一个流出 阀和所述至少一个控制器通过一根公共数据交换线路彼此相连，以便 彼此交换信号。

在一个优选实施方案中，舱室压力控制系统包括至少一个附加 的传感器用于测量大气压力。所述传感器可以构成为舱室压力控制 系统的一体部分并与公共数据交换线路相连。作为替代方案，用于 测量大气压力的传感器可以与至少一个控制器相连。在那种情况下， 传感器可为不同航空电子系统，例如用于测定飞行参数的系统的一 部分。

数据交换线路可以采用双工总线系统，并且优选地特征在于具有 三重冗余。它可以与控制板相连以便由操作人员完成信息输出和指令 输入。

这种新型舱室压力控制系统的所有主要功能单元优选地为三重。 它们可以通过三重冗余全双工总线系统彼此相连。所述系统优选地具 有时间同步性。在与总线相连的各个部件中的每个之间实现数据同步 和对称。

与现有技术的系统相反，不再有受到控制的通道来为所有流出阀 的所述通道传送相关驱动。相反地，本发明提供的压力控制将由通过 仲裁逻辑选择的这些部件来实现。这些起控制作用的部件在实时控制 功能单元的每个主时间帧中可能会发生变化。

如果一个功能单元发生故障，将不会发生如同现有技术的系统中 失去一个通道那样的系统降级。只有所述功能单元存在故障或者被怀 疑会不精确。它可由具有相同功能的另一个部件来代替。如果故障可 以修复，有故障的部件将会根据内置测试逻辑的结果而恢复操作。

本发明还提供了一种手动操作方式，它作为运行于已有控制系统 资源上的功能单元而实现。不需要为手动方式功能单元分配额外的系 统资源。部件和总线也无需改变。

总线的引入使得舱室压力控制系统具有较高的灵活性。有故障的 部件可以从总线上断开从而可以方便地替换。可以加入另外的部件而 无需对系统体系结构进行复杂的变化。

根据本发明的方法的特征在于以下事实：所述实际压力信号另外 还与用于控制所述实际压力和所述大气压力之间的压差的所述至少一 个流出阀保持通讯，以便使所述压差保持在一个预定上部水平和一个 预定下部水平之间。另外，大气压力信号也可与所述至少一个流出阀 保持通讯。为有利起见，也是提供有通过一根公共数据交换线路来交 换信息的若干控制器、压力传感器和流出阀。每个控制器可以计算其 自身的驱动信号。然后所有控制器的驱动信号相互比较以便判定任何 不准确计算。另外，流出阀接收压力信息并且可以检查由控制器所接 收的驱动信号的准确性。

在一个优选实施方案中，每个流出阀的驱动单元的位置都受到 监控并与其它流出阀和/或控制器保持通讯。一个驱动单元的故障情 况可通过流出阀之间的数据交换来确定而不必涉及控制器。任何不 准确的位置都很容易确定。驱动单元位置不准确的流出阀的电源可 被断开。优选地，各个流出阀通过公共数据交换线路来交换关于其 驱动单元的位置方面的信息。作为替代方案，可以提供一个单独的 数据交换通道。

全部流出阀的驱动单元的位置通过目前起控制作用的控制器来控 制。所述控制器可以与其他控制器、传感器和流出阀保持通讯。系统 可以自动改变起控制作用的控制器。

如果起控制作用的控制器发出不正确的驱动信号，所述不准确的 情况将会被识别。驱动信号的控制和计算被转移至另一个控制器。将 不会发生系统降级现象。

根据本发明的流出阀的特征在于以下事实：它还包括一个用于接 收实际压力信号的输入端和至少一个用于致动其驱动单元的逻辑单 元。

与现有技术的流出阀相反，本发明提供的流出阀带有其自身的逻 辑单元。优选地，所述逻辑单元的复杂程度低于控制器逻辑单元。它 在所有的控制器发生故障的情况下提供了一个安全后备装置，并且不 断地监控从起控制作用的控制器接收到的驱动信号。为此目的，流出 阀带有一个用于接收实际压力信号的输入端。

为了进一步提高冗余度，流出阀优选地包括另外的大气压力信号 和/或压差信号的输入端。它还可以带有一个用于与公共数据交换线路 连接的输入-输出端，或者作为替代方案带有一个用于与公共数据交换 线路连接的输入-输出端。全部相关信息都可以与每个流出阀保持通 讯。逻辑单元接收全部所需信息以便致动其相关的驱动单元。所述致 动信号和驱动单元的位置受到连续不断的监控并不断与控制器的驱动 信号进行比较。

为有利起见，流出阀可以包括两个驱动单元。可以提供有用于致 动全部驱动单元的单个逻辑单元。作为替代方案，每个驱动单元可以 带有其自身的逻辑单元。在后一种情况中，每个流出阀的逻辑单元彼 此保持通讯。可以通过公共数据交换线路或通过位于流出阀内部的逻 辑单元之间的直接数据交换通道来实现通讯。

现在通过附图中所示的实例实施方案对本发明进行详细说明，其 中：

图1示出了一种现有技术的舱室压力控制系统；

图2概略示出了根据本发明的一种舱室压力控制系统；

图3概略示出了根据本发明的舱室压力控制系统的数据交换方 式；

图4示出了流出阀的第一实施方案的概略图示；

图5示出了流出阀的第二实施方案的概略图示；

图6概略示出了根据本发明的第一实施方案的通讯和信号处理方 式；以及

图7概略示出了根据本发明的第二实施方案的通讯和信号处理方 式。

图1示出了一种现有技术的舱室压力控制系统，包括传感器A、 控制器B、流出阀C和显示器D。如果传感器A、控制器B和/或流 出阀C发生故障，则压差通过一个完全气动的单独的安全阀E而保持 于预定的上部水平和下部水平之间。舱室如F概略所示。

压差通过测量舱室F内部的实际压力和所述舱室F周围的大气压 力而得到控制。数值在控制器B中进行处理并送往流出阀C。在传感 器A和流出阀C之间不存在直接连接。传感器A的信号和控制器B 的计算结果可以显示在显示器D上。另外，显示器D提供了一种可 以直接影响流出阀C的手动操作方式。

如果控制器B发生故障，现有技术的系统就不再能保持复杂精密 的舱室压力机构并降至简单方式。安全阀E又重又笨，增加了系统重 量和成本。尽管在现有技术的系统中可以提供若干个控制器B，信息 通常还是沿所确定的通道进行交换。在系统的部件之间不存在自由通 讯。

图2和3概略示出了根据本发明的舱室压力控制系统10和各系 统部件之间的数据交换方式。所述系统10包括流出阀14、15、16、17 所用的三个控制器11、12、13和用于测量实际舱室压力的三个传感 器18、19、20。所述各部件通过一根用于进行数据交换的全双工三重 冗余总线22相连。总线22与控制装置21相连，以便由操作人员进 行信息显示和指令输入。另外，它还带有用于与其它航空电子系统保 持通讯的连接器23、24。舱室如50概略示出。

每个流出阀14、15、16、17包括能够通过通道27彼此保持通讯 的两个驱动单元25、26。每个驱动单元24、25都与总线22相连。

在图2和3所示的实施方案中，舱室压力控制系统10另外还包 括用于测量大气压力的三个传感器28、29、30，它们直接与总线22 相连。另外，或者作为替代方案，大气压力可以由传感器28’测量， 传感器28’的输出信号通过连接器31送往控制器11、12、13。传感器 28’可为用于测定飞行参数如总体压力、大气压力和冲角的系统的一部 分。

总线22使得所有所示的各部件彼此完全保持通讯。控制器11、12、 13，流出阀14、15、16、17及其驱动单元25、26和传感器18、19、 20以及传感器28、29、30能够容易地交换信息。仲裁逻辑决定着哪 个控制器11、12、13起控制作用。另外，它还决定着传感器18、19、 20和28、29、30中的哪个分别用于计算。每个控制器11、12、13可 以与每个驱动单元25、26保持通讯。驱动单元25、26之间的信息交 换通过总线22或通道27来实现。另外，流出阀14、15、16、17相 互保持通讯并监控着其对应的驱动单元25、26的位置。驱动单元的 任何不准确的位置都将关系到所有的流出阀14、15、16、17和控制 器11、12、13以及控制装置21。送往位置不准确的驱动单元25、26 的电源将会被断开。

新部件可以简便地加入到总线22中。舱室压力控制系统10的有 故障的部件可以方便地断开和替换。如果一个控制器11、12、13或 一个传感器18、19、20、28、29、30发生故障或者被怀疑会存在故 障，为保持预定压差所需的计算就会被转移至剩余的控制器11、12、 13中的任何控制器来进行。因此，就具有高水平的冗余。

图4和5示出了流出阀14的两个不同实施方案。其它流出阀15、 16、17具有相同的结构。在这两个实施方案中，流出阀14带有用于 接收与实际舱室压力相关的实际压力信号32的输入端41。另外，还 带有与周围的大气压力相关的大气压力信号的输入端42。指定输入端 43接收来自正起控制作用的控制器11、12、13的驱动信号34。作为 进一步的安全措施，可以提供另外一个输入端44来接收压差信号40， 显示舱室F与周围大气之间的压差。流出阀14还包括一个输入-输出 端45，用于与总线22交换信号，如箭头39所示。输入端43、44和 输入-输出端45实际上可以设计成单个部件，例如一个连接器。

所有的输入端41、42、43、44和输入-输出端45都布置在逻辑单 元35、36、37中或者连接于逻辑单元35、36、37。在根据图4的实 施方案中，流出阀14带有用于致动两个驱动单元25、26的单个逻辑 单元，如箭头38概略所示。这两个驱动单元25、26适用于驱动图中 概略示出的用于调节舱室F内部或舱室F外部的气流的致动器46。

根据图5的实施方案示出了带有两个逻辑单元36、37的流出阀 14。每个逻辑单元36、37与用于致动致动器46的一个驱动单元25、 26相关联。为了提供全部的冗余，每个逻辑单元36、37带有输入端 41、42、43和输入-输出端45。作为进一步的安全措施，可以提供另 外一个输入端44来接收压差信号40。

图6和7概略示出了通讯和信号处理方式的不同实施方案。在图 5的实施方案中，来自传感器18的实际压力信号32和来自传感器28 的大气压力信号33与总线22保持通讯并通过总线22与控制器11保 持通讯。控制器11根据实际压力信号32、大气信号33和其他参数如 距地面高度、估计飞行时间等等来计算驱动信号34。所述驱动信号34 也与总线22保持通讯。

所有的信号32、33、34都被传送至流出阀14、15、16、17的逻 辑单元35。所述逻辑单元将驱动信号34与实际压力信号32和大气压 力信号33进行比较。如果比较结果表明驱动信号34没有错误，逻辑 单元35就会致动相关的驱动单元25、26。然而，如果所述比较结果 表明驱动信号34可能不准确，所述信息就会被重新送回至总线22， 如47处概略示出，并送往其它控制器12、13。这样，来自控制器11 的信号34就被忽略掉，而由剩余的控制器12、13中的一个进行控制。

另外，或者作为替代方案，其它控制器12、13可以永久性地接 收实际压力信号32和大气压力信号33或者压差信号40。这样，全部 三个控制器11、12、13并行工作。仲裁逻辑(图中未示出)决定哪 个控制器11、12、13起控制作用。只有所述控制器的驱动信号34得 到逻辑单元35的评估。当然，来自剩余的传感器19、20、29、30的 信号32、33也被送往总线22和控制器11、12、13以便进行评估。 如果一个传感器有故障，则认为其输出信号32、33错误而不再考虑。

图7示出包括两个逻辑单元36、37的流出阀的通讯和信号处理 方式。信号32、33、34通过总线22与两个逻辑单元36、37保持通 讯。所述两个逻辑单元36、37或者通过总线22通讯，如箭头39概 略所示，或者作为替代方案，通过通道27通讯。每个逻辑单元36、37 监控着其相关驱动单元25、26的位置。所述位置被送回至总线22和 其他逻辑单元35、36、37以及控制器11、12、13，如39处所示。如 果发现一个驱动单元位置不准确，则送往所述驱动单元24的电源被 断开。驱动单元25、26可以设计成这样，即只要它们不再接收到输 入信号就会停止作用。利用所述设计方案，断开相关逻辑单元36、37 的电源就已足够。剩余驱动单元25、26的位置得到调整以便对所述 错误位置进行补偿。

根据另一个实施方案，流出阀14、15、16、17相互通讯并判定 错误的驱动单元位置，而无需用到控制器11、12、13。通讯通过总线 22进行。通过比较所有驱动单元25、26的实际位置，可以容易地确 定错误的位置。

本发明提供了一种利用舱室压力控制系统10的所有各部件相互 之间的通讯而有效进行压力控制的舱室压力控制系统10。以前所需的 安全阀E可以完全除去，因而可以减轻重量。利用各部件间的信息交 换和通讯，根据本发明的舱室压力控制系统的冗余可以显著提高。即 使一个或几个部件发生故障，它仍然可以保持高度精密复杂的舱室压 力控制。如果所有的控制器11、12、13发生故障，则提供了一种基 于流出阀14、15、16、17的逻辑单元35、36、37的安全功能。类似 地，一个传感器18、19、20、28、29、30的故障也便于得到补偿。 实际舱室压力与周围大气压力之间的压差可以可靠地保持于预定的上 部水平和下部水平之间。