专利名称：具有用于提供报警、指示和控制的多个不同信号源的仪器和控制电路以及与之结合的集 ...的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞机阀门，仪器和控制装置以及，尤其是，涉及包括改进的仪器和控制电路的改良的集成舱室压力控制系统阀。
背景技术：
对于给定空速，飞机在较高的高度时消耗的燃料比较低高度时的少。换言之，与较低高度时相比，飞机在较高高度飞行时具有更高的效率。此外，通过在坏天气和湍流之上的飞行，有时可以避免坏天气和湍流。因此，由于这些和其他潜在的优点，许多飞机被设计在相对高的高度飞行。
随着飞机高度增加，飞机外面的周围环境压力减小，除非被控制，否则过量的空气将泄漏出飞机舱室，造成机舱减压至不合乎需求的低压。如果机舱内的压力太低，飞机乘客可能缺氧，即人体组织中氧浓度不足。缺氧的反应可能每个人都不同，但通常表现为昏昏欲睡，心智衰弱，头痛，恶心，欣快症和智能减弱。
研究表明，当舱室压力高度在相当于8000英尺高度的压力之上时，缺氧的症状可能变得明显。因此，许多飞机特别装备了舱室压力控制系统以保持舱室压力高度在一个相对合适的范围(例如处于和低于大约8000英尺)，并且允许舱室压力高度逐渐地变化以使乘客的不适降至最低。
除了维持舱室压力高度的控制系统之外，各级政府适航认证机构(certification authority)发布的规章要求飞机配备特定的指示和报警以警告飞行员减压事故。特别地，这些规章要求给飞行员提供实际的舱室压力高度以及舱室压力高度和飞机外面实际压力高度之间的差额压力的指示。这些规章还要求，当差额压力和舱室压力高度达到预定限度时，向飞行员提供除指示之外的视觉和听觉警报。此外，为了保证飞机在30,000英尺以上飞行，必须包括氧气撒布(dispensing)单元，它可以在舱室压力高度超过15,000英尺之前自动撒布。
为了满足上述报警、指示和氧气撒布的要求，各种类型的系统和装置已经被开发。例如，一些系统已经包括了模拟气胎计量器和无液气压计开关，声音报警器，报警灯，和/或颜色编码消息。一个特殊的系统，称作舱室压力获取模块(CPAM)，是使用单一压力传感器提供报警、指示和氧气撒布能力的单机器件。此外，一些舱室压力控制系统被设计成不仅能执行舱室压力控制操作，而且能使用舱室压力控制系统中的压力传感器提供与CPAM一样的报警，指示和氧气撒布功能。
飞机和安装在飞机上的舱室压力控制系统被鲁棒地设计和生产，并且对飞行是安全的。虽然如此，除了提供上述的报警，指示和氧气撒布功能之外，适航认证机构还要求为在某些非常不可能的条件下发生的特定事故对飞机进行分析。例如，飞机可能被分析的一个特殊的假定事故称作“无指示逐渐减压”。在分析这样的事故中，假定器件失灵造成了飞机舱室逐渐减压。此外，提供报警，指示和氧气撒布功能的系统也假定失灵，造成指示和/或减压报警的假定丢失，以及不能氧气撒布。
以前，无指示逐渐减压事故被适航认证机构归类为“严重”事故。这意味着事故发生的可能性为每10,000飞行小时少于一次(例如10-6次事故/飞行小时)。最近适航认证机构已将这类事故的归类改为“灾难性”事故。灾难性事故指事故发生的可能性为每十亿飞行小时少于一次(例如10-9次事故/飞行小时)。
可满足上述规章而实现的特殊设计选择是采用一个与舱室压力控制系统相结合的CPAM。为减小共态失灵的可能性，两种系统可以使用不同的传送方式输出报警、指示和氧气撒布信息(例如一个系统可以使用ARINC429协议，另一个可以使用RS422协议)。虽然这种技术实现可以将无指示逐渐减压事故的可能性减小到少于10-9次事故/飞行小时，但也出现某些缺陷。尤其是，这种实现可能造成显著增加与安装、整合以及维护相关的成本以及停机时间。它也可能造成增加飞机重量和减小空间。
因此，需要一种舱室压力控制系统，其提供必需的报警、指示和氧气撒布功能，在某种意义上该系统被设计以满足对于无指示逐渐减压事故严格的安全准则，并且基本上不增加安装、集成和维护的成本，和/或不显著地增加飞机重量，和/或不占用飞机额外的空间。本发明解决一种或多个上述要求。
发明内容
本发明提供了一种使用多个不同的传感器和信号进行报警、指示以及控制的仪器和控制电路，其可以和集成舱室压力控制系统阀一起使用。该电路被设计以减小无指示逐渐减压事故的可能性，并且基本上不造成增加安装、集成和维护的成本，和/或不显著地增加飞机重量，和/或不占用飞机额外的空间。
在本发明的一个实施例中，作为示例，一个飞机舱室压力控制阀包括一个阀体，一个阀门，至少两个控制器电路和一个阀门制动器。该阀门安装在阀体中并且可移动为封闭位置和打开位置。控制器电路安装在阀体上，可感应舱室压力并提供阀门制动信号。阀门制动器安装在阀体上并可响应一个和多个阀门制动信号，将流出阀放置在多个位置的任意一个。每个控制器电路包括一个第一压力传感器，一个第二压力传感器，一个数字信号调节电路，一个模拟信号调节电路和一个处理器。第一压力传感器可感应飞机舱室压力并提供一个表示该压力的第一压力信号。第二压力传感器不同于第一压力传感器，它可感应飞机舱室压力并提供一个表示该压力的第二压力信号。连接数字信号调节电路以接收第一压力信号并响应之以提供数字压力信号。连接模拟信号调节电路接收第二压力信号并响应之以提供模拟压力信号。连接处理器以接收模拟压力信号和数字压力信号并响应之以至少提供(i)表示舱室压力高度的信号和(ii)阀门制动信号。
在另一个实施例中，用于提供一个或多个表示飞机舱室环境的信号的电路包括一个第一压力传感器，一个第二压力传感器，一个数字信号调节电路，一个模拟信号调节电路和一个处理器。第一压力传感器可感应飞机舱室压力并提供表示该压力的第一压力信号。第二压力传感器不同于第一压力传感器，它可感应飞机舱室压力并提供表示该压力的第二压力信号。连接数字信号调节电路以接收第一压力信号并响应之以提供数字压力信号。连接模拟信号调节电路以接收第二压力信号并响应之以提供模拟压力信号。连接处理器以接收模拟压力信号和数字压力信号并响应之以至少提供一个表示舱室压力高度的信号。
仍然在另一个实施例中，一个用于控制舱室压力控制系统流出阀的位置的控制器电路包括一个第一压力传感器，一个第二压力传感器，一个数字信号调节电路，一个模拟信号调节电路和一个处理器。第一压力传感器可感应飞机舱室压力并提供表示该压力的第一压力信号。第二压力传感器不同于第一压力传感器，它可感应飞机舱室压力并提供表示该压力的第二压力信号。连接数字信号调节电路以接收第一压力信号并响应之以提供数字压力信号。连接模拟信号调节电路以接收第二压力信号并响应之以提供模拟压力信号。连接处理器以接收模拟压力信号和数字压力信号并响应之以至少提供(i)表示舱室压力高度的信号和(ii)阀门制动信号。
在本发明的另一实施例中，确定飞机舱室的压力高度的方法包括以下步骤利用第一压力确定方法确定舱室压力，利用不同于第一压力确定方法的第二压力确定方法确定舱室压力，以及根据利用至少第一和第二压力确定方法之一所确定的舱室压力来确定舱室压力高度。
在一个另一个实施例中，在一个具有用来控制在飞机中的舱室压力的流出阀的舱室压力控制系统中，控制流出阀位置的方法包括以下步骤利用第一压力确定方法确定舱室压力，利用不同于第一压力确定方法的第二压力确定方法确定舱室压力，根据利用至少第一和第二压力确定方法之一所确定的舱室压力来确定舱室压力高度，以及基于所确定的舱室压力高度来控制流出阀的位置。
根据下面详细的描述以及说明发明原理的附图，通过举例的方式说明本发明的原理，使得优选电路和阀门的其他独立的特点和优点变得显而易见。
图1为依据本发明实施例的仪器和控制电路的功能原理结构图，图2为采用图1中描述的一个或多个电路的集成舱室压力控制系统阀的透视图；图3为图2的舱室压力控制系统以及到其他设备的接口的功能结构图；具体实施方式
依据本发明的特殊优选实施例的仪器和控制电路的功能原理结构图在图1中示出。如图所示，仪器和控制电路100包括两个压力传感器，一个第一(或主)压力传感器102和一个第二(或次)压力传感器104。电路100也包括两个信号调节电路，一个第一信号调节电路106和一个第二信号调节电路108，并且进一步包括一个模数转换器(A/D)电路110，一个处理器112和一个离散信号处理电路114。主压力传感器102和第二压力传感器104具有相同的用途，感应舱室压力并提供一个表示舱室压力的信号。然而，在优选实施例中，主102和次104压力传感器物理上或功能上是不同的，或者都不同。例如，在优选实施例中，主压力传感器102是电容式压力传感器，次压力传感器104是压阻式压力传感器。因此，传感器102，104物理上和功能上都不相同。然而，可以理解的是，传感器102，104可能物理上互不相同但是功能上是相似的。例如，传感器102，104都可能是物理构造不同的电容式压力传感器(或压阻式传感器)。另外可以理解的是，这些传感器类型仅仅是优选实施例的示例并且主102和次104压力传感器可能是其他类型的传感器，包括但不限于应变计传感器、光学传感器和热学传感器等，只要这些传感器物理上和/或功能上是不同的。
主102和次104压力传感器提供的舱室压力信号分别通过第一106和第二108信号调节电路被适当调节以便进一步进行处理和传送。与主102和次104压力传感器的不同类似，第一106和第二108信号调节电路也是不同的。特别地，第一信号调节电路106是可以将来自主压力传感器102的压力信号转换成数字信号的数字信号调节电路，然而第二信号调节电路108是一个模拟调节电路。例如，在所述的实施例中，主压力传感器102是电容式压力传感器，第一信号调节电路108是频率-数字(F-D)转换器电路。使用F-D转换器电路，因为公知的在电容式传感器中它的感应元件的电容随着压力的变化而变化。因此，电容式压力传感器提供的交流(AC)信号的频率将与感应到的压力成比例变化。在所述的实施例中，第二信号调节电路108是一个具有坡度，偏移量和温度补偿电路的模拟放大电路，它提供与感应到的舱室压力成比例的直流(DC)信号。可以理解，图1所示的第一106和第二108信号调节电路仅是优选实施例的示例，其他类型的数字和模拟信号调节电路也可被用来为主102和次104压力传感器提供适当信号调节。然而，无论使用何种类型的信号调节电路，第一106和第二108信号调节电路最好是不相同的。
现在转向电路的其余部分，可以看到第二信号调节电路108提供的被调节的模拟压力信号被提供给A/D电路110，也可能通过缓冲放大器109和输入/输出(I/O)连接器118而被直接提供给外部航空电子系统。值得注意的是，被调节的模拟压力信号也被提供给下面要讨论的离散信号处理电路114。A/D电路110接收来自第二信号调节电路108的被调节的模拟压力信号，并用传统的方式将模拟压力信号转换成等价的数字信号。该A/D电路110可能是已知技术中提供这种功能的诸多A/D电路的任意一种。另外值得注意的是，A/D电路110可能是一个独立的电路元件，或者可能是将要描述的处理器112的集成部分。
处理器112接收第一信号调节电路106和A/D电路110提供的数字压力信号。处理器112也从外部源接收表示飞机高度113的数字信号。处理器112(利用存储在外部或板上的存储器中的软件)处理这些数字压力信号以提供满足飞机适航要求所必须的报警、指示和控制信号，以及不是满足适航要求所明确需要的附加指示信号。也就是说，处理器112至少提供一个表示舱室压力高度，舱室压力高度变化率，舱室和周围环境的差额压力，以及高舱室高度报警的信号和氧气撒布控制信号。为达此目的，处理器112利用适当的变换软件来确定基于主感应器压力信号(PcPrimary)的舱室压力(Pc)，基于次压力信号(PcSecondary)的舱室压力，和基于飞机高度信号(Pa)的大气压力。处理器112利用所确定的主舱室压力(PcPrimary)或次舱室压力(PcSecondary)，结合确定的大气压力(Pa)，去确定舱室压力高度，舱室压力变化率，和舱室和周围环境的差额压力，并产生离散逻辑信号，比如高舱室高度报警信号，高度限制信号和氧气撒布逻辑信号。处理器112也可以产生特殊飞机所需要的其他离散的报警，警告，或逻辑信号。典型地，处理器112利用确定的主压力(PcPrimary)去确定报警，指示和逻辑信号，并使用所确定的次压力(PcSecondary)作为备份。处理器112包括确定主和次压力信号的有效性的内置测试(BIT)软件，压力信号的有效性是通过确定输入信号和电源提供电压是否在指定误差范围内，来自传感器的输出信号在预定的范围之内，并且将来自压力传感器的输出信号相互比较来确定的。因此，如果BIT软件确定主信号缺失或传感器是不能工作，那么处理器112将使用确定的次舱室压力(PcSecondary)来代替。
一旦压力指示，报警和撒布逻辑信号被确定，处理器112用至少两种不同的数据传输格式传输这些数据信号。第一传输格式是数据总线通信格式。在优选的实施例中，第一传输格式是ARINC429协议，尽管各种其他的数据总线通信协议也可以被采用，包括但不局限于RS422和ARINC629。下面将进一步讨论，通过通信总线120和I/O连接器118，采用数据总线通信格式被传送的数据信号被提供给飞机的显示/指示/报警系统(例如，航空电子系统)以进一步处理。值得注意的是，第一传输格式能采用可编程逻辑设备(PLD)电路来实现；然而，在优选的实施例中，使用软件去提供成本、重量和尺寸节约。第二数据传输格式是一个离散信号格式。用离散信号格式传送的数据信号被提供给离散信号处理电路114。
离散信号处理电路114接收来自第二信号调节电路108的已调节的模拟压力信号和来自处理器112的离散逻辑信号的至少一部分，并通过输出连接器118提供合适的离散逻辑信号给飞机的航空电子系统。在所述的实施例中，离散信号处理电路114包括多个比较电路122，多个逻辑或电路124，和多个反相缓冲放大电路126。为提供给航空电子系统的每个离散逻辑信号提供这些电路中的每一个。如所描述的，每个比较器电路122有至少两个输入端子，一个输入端子被连接以接收已调节的模拟压力信号，另一输入端子被连接到一个被设置为预定电压定点值的可变分压器123。每个比较器电路122相同地操作。即是，当已调节的模拟压力信号的幅度小于特定的电压设定值时，比较器电路122将输出逻辑高信号，否则输出逻辑低信号。每个比较器电路122的输出端被连接到逻辑或电路124之一。
与比较器电路122类似，每个逻辑或电路124包括至少两个输入端子。正如上面提到的，其中一个输入端子被连接到一个比较器电路122的输出端。另一个输入端子被连接以接收由处理器112提供的离散信号之一。众所周知，当它的一个或多个输入为高电平时，逻辑或电路输出逻辑高电平信号，并且仅当输入都为低电平时，输出逻辑低电平信号。因此，在所述的实施例中，当逻辑或电路相应的比较器电路122输出一个高电平信号或者由处理器112提供给它的离散信号为一个高电平信号时，逻辑或电路124输出一个逻辑高电平信号。每个逻辑或电路124的输出端被连接到反相缓冲放大器126之一的输入端，反相缓冲放大器反相逻辑或电路的输出并通过I/O连接器120提供反相的离散逻辑信号给航空电子系统。需注意，处理器112的离散输出和模拟离散输出(例如比较器电路122输出)可能各自地提供给航空电子系统，而不是在逻辑上对信号进行或运算。然而，通过逻辑或运算信号，为每个离散信号使用一个单独的输出，这将节省飞机上的全部配线。此外，可以理解，缓冲放大器126可能是高压侧驱动器或低压侧驱动器，这取决于所执行的逻辑。
如图1所示，电路100也可被用于提供两个独立的高度限制离散信号，第一高度限制离散信号152基于被主压力传感器102感应到的压力，第二高度限制离散信号154基于被次级压力传感器感104应到的压力。这些离散信号不进行逻辑或运算，而是被作为独立的离散信号输出而被提供。众所周知，高度限制离散信号152，154可被提供给舱室压力控制系统，并且如果是这样，可以超控舱室压力控制阀的自动和手动控制。因此，这个功能在四口双出重合逻辑设计中实现，因此如果一个失灵，它将既不引起也不阻止超控功能。正如下面要进一步描述的那样，如果这些信号152，154确实被提供给舱室压力控制系统，当一个或多个已调节压力信号指示舱室压力处于或高于高度限制设定点时，舱室压力控制系统关闭飞机的流出阀。
仪器和控制电路100采用两个不同的压力传感器去感应舱室压力和两个不同的信号调节电路。电路100还采用多种不同数据传输格式格式化并传送数据。结果，致使电路100不起作用或阻止数据传输的可能性是非常小的。电路100可以作为一个单机设备和控制电路被实现，或在冗余的双通道系统中实现，这可以进一步减少因为传输的共态失灵而引起的故障或者信号丢失的可能性。电路100还可被实现为飞机的舱室压力控制系统的一部分。实际上，在一个特殊的优选实施例中，电路100在一个具有双冗余电子控制器的集成舱室压力控制系统中被实现。当电路100在这种结构中实现时，处理器112不仅提供指示、报警和氧气撒布逻辑信号，而且提供用来控制一个或多个舱室压力控制系统阀的位置的制动控制信号。现在将提供执行的说明书，参见图2。
依照本发明的一个实施例，集成舱室压力控制系统阀200的普通结构，包括一个阀体202，一个阀盘204，一个制动器联合装置206，和一个电子控制单元208。阀体202更适宜配置为一个通用的输送管，具有一个流入口210和一个流出口212。阀盘204被转动地安装在流入口210和流出口212之间的阀体202内，并且更适宜是一个蝶形盘，尽管可以理解，其他类型的阀盘也可以使用。阀盘204被连接到用于将阀盘204定位在打开和关闭位置的制动器联合装置206。电子控制单元208被包含在壳体214内，并包括至少两个冗余通道。这些冗余通道的每一个包括上述的仪器和控制电路100，和一个下面将要描述的电机控制电路。电子控制单元壳体214包括多个开口216，最好电子控制单元208中的每个冗余通道都有一个开口。这些开口216允许在每个电路100中的主102和次104压力传感器去感应飞机舱室压力。
已经描述了集成舱室压力控制系统阀200的优选实施例的结构构造，现在将描述阀200的更详细的说明和它如何与飞机以及各种外部仪器和控制装备接口。为了如此，参见图3中的原理框图。如图所示，集成舱室压力控制系统阀200被安装在飞机舱壁302上，以致流入口210暴露于飞机舱室304并且流出口212暴露于飞机外部大气306。因此飞行期间，飞机舱室304内的压力可以通过控制阀盘204的位置来控制。如上所述，阀盘204被制动器联合装置206定位。在所描述的实施例中，制动器联合装置206包括多个电机306，每一个电机都被机械连接到传动机构308(电子控制器208中的每个通道都有一个)，传动机构依次被机械连接到阀盘204。传动机构308包括一个求和点，以便在必要时两个电机306都能同时驱动传动机构308。可以理解，制动器联合装置206也能够利用单个电机306或者两个以上电机306被实现。
如前所述，电子控制单元208最好是冗余双通道控制器，包括一个第一通道301和一个第二通道303。技术人员将意识到电子控制单元也能够由两个以上冗余通道构成。运行期间，冗余通道301(303)中的一个是活动的，而另一个通道303(301)是不活动的。通道可用状态经由通道间通信链路309在每个通道301，303之间传送并被监控。因此，如果活动通道301(303)发现本身有故障或者变成不活动的，则以前不活动的通道303(301)将感应到这种情况并变成活动通道，以前活动的通道301(303)将变成不活动的。
每个控制器通道301，303包括前述的仪器和控制电路100，以及一个电机控制电路310。正如上面所提到的，在这种配置中，每个通道中的仪器和控制电路100将制动控制信号311，以及前述的高度限制离散逻辑信号152，154提供给其它通道的电机控制电路310以及自身的电机控制电路310。在每个通道中的仪器和控制电路100还将用各种数据传输格式来提供前述的报警、指示和氧气撒布信号给飞机的航空电子系统305。电机控制电路310接收来自仪器和控制电路100或手动控制面板312的制动控制信号，并响应这些信号，控制制动器联合装置206，从而控制阀盘204的位置和舱室压力。值得注意的是，电机控制电路310可以使用许多已知的电机控制方案的任意一种来实现。此外，技术人员将意识到该系统可以采用独立的手动控制面板312实现，或者可以包括完全避开控制通道301，303中的每一个并直接向电机306提供制动信号的一个或多个附加手动控制面板。还需注意到，阀门200可以作为一个气压控制阀或一个液压控制阀来实现。
航空电子系统305接收从电子控制器208中的仪器和控制电路100提供的各种指示、报警和氧气撒布逻辑信号。航空电子设备305适当地处理这些信号并在飞行甲板显示面板330上显示舱室压力高度，舱室压力高度变化率，舱室和周围环境的差额压力，以及高度报警，并提供适当的氧气撒布信号给飞机的氧气供应系统332。航空电子系统305的每个通道用来处理从仪器和控制电路100提供的信号的具体方法会各种各样，并且具体电路结构和处理软件也各种各样。所采用的具体方法对于本发明的理解不是必要的，因此不作进一步描述。
仪器和控制电路100使用多种不同的传感器和用于报警，指示，以及控制的信号，并且减小了无指示逐渐减压事故的可能性。电路100可以在与控制阀200集成在一起的舱室压力控制系统中实现。如此一来，集成的舱室压力控制系统减小了无指示逐渐减压事故的可能性，并且基本上没有增加安装，集成和维护成本，也没有显著增加飞机重量或占用飞机的额外空间。
虽然已经参考优选实施例描述了本发明，但本领域的技术人员会明白，在不脱离本发明范围的情况下，可以作各种变化以及等价物可以替代其中的元件。此外，按照本发明的教导，在不脱离其中的本质范围的情况下，可以作许多修改以适合特殊的情况或材料。因此，本发明意图不被限制在作为实现本发明的最好模式而公开的特定实施例，本发明将包括落在附加权利要求书的范围内的所有实施例。
权利要求
1.一种飞机舱室压力控制阀，包括一个阀体(202)；一个安装在阀体(202)上并且可在关闭位置和打开位置移动的阀门(204)；至少两个安装在阀体上的控制器电路(301，303)，每个控制器电路可感应舱室压力并提供阀门制动信号；以及一个安装在阀体(202)上的阀门制动器(206)，并能响应一个或多个阀门制动信号，将阀门定位到预定的位置，其中每个控制器电路包括一个可感应飞机舱室压力并提供表示该压力的第一压力信号的第一压力传感器(102)，一个不同于第一压力传感器(102)，可感应舱室压力并提供表示该压力的第二压力信号的第二压力传感器(104)，一个可接收第一压力信号并响应之以提供数字压力信号的数字信号调节电路(106)，一个可接收第二压力信号并响应之以提供模拟压力信号的模拟信号调节电路(108)，以及一个处理器(112)被连接以接收模拟压力信号和数字压力信号并响应之以提供(i)第一数据传输格式的表示舱室压力高度的信号和(ii)阀门制动信号。
2.权利要求1中的阀门，其中处理器(112)可进一步提供第一数据传输格式的、表示舱室压力高度变化率的信号。
3.权利要求1中的阀门，其中处理器(112)进一步被连接以提供一个表示飞机外部的周围环境压力(113)的信号；和处理器(112)进一步被连接以提供第一数据传输格式的、表示飞机舱室压力和周围环境压力的差额压力的信号。
4.权利要求1中的阀门，其中，当表示舱室压力高度的信号处于或高于至少一个预定设置点时，处理器(112)可进一步提供至少一个第一数据传输格式的报警/控制信号。
5.权利要求4中的阀门，其中，当表示舱室压力高度的信号处于或高于至少一个预定设置点时，处理器(112)可进一步提供至少一个第二数据传输格式的报警/控制信号。
6.权利要求6中的阀门，其中，由处理器(112)提供的报警/控制信号包括至少一个高的高度报警信号和一个氧气撒布控制信号。
7.权利要求6中的阀门，其中，由处理器(112)提供的报警/控制信号进一步包括一个高度限制控制信号。
8.权利要求5中的阀门，进一步包括一个离散信号处理电路(114)，被连接以接收(i)第二数据传输格式的报警/控制信号和(ii)模拟压力信号，并且当模拟压力信号和已处理的报警/控制信号之一处于或低于至少一个预定设置点时，可提供至少一个离散逻辑信号。
9.权利要求8中的阀门，其中，离散信号处理电路(114)包括至少一个比较器电路(122)，它具有一个连接到表示报警/控制设置点的参考电压量的第一输入端子，和一个被连接以接收模拟压力信号的第二输入端子，当模拟压力信号处于或低于参考电压量时，每个比较器电路(122)可提供一个模拟报警/控制信号；以及至少一个逻辑或电路(124)，它具有一个被连接以接收模拟报警/控制信号之一的第一输入端子，和一个被连接以接收第二数据传输格式的报警/控制信号之一的第二输入端子，一收到模拟报警/控制信号和已处理的报警/控制信号之一，便可提供一个离散逻辑信号。
10.权利要求1中的阀门，进一步包括一个模数转换电路(110)，它被连接在第二信号调节电路和处理器之间，并可将模拟压力信号转换成第二数字压力信号。
全文摘要
一种集成舱室压力控制系统阀，它使用双冗余通道电子控制单元来控制阀门(204)并且向飞机的航空电子系统提供报警、指示和控制信号。电子控制单元中的每个通道包括使用用于报警、指示以及控制的多个不同传感器(102，104)和信号的一个仪器和控制电路(204)。这种构造减小了造成无指示逐渐减压事故的共态失灵的可能性。
文档编号B64D13/02GK1646366SQ03808483
公开日2005年7月27日 申请日期2003年2月21日 优先权日2002年2月21日
发明者D·W·霍尔纳, A·D·邦, J·P·拉邦 申请人:霍尼韦尔国际公司