專利名稱：飛機(jī)座艙壓力控制器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及飛機(jī)座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)，特別是涉及一種飛機(jī)座艙壓力控制器。
背景技術(shù)：
座艙壓力控制器屬于飛機(jī)座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)，用于飛機(jī)高空飛行中，調(diào)節(jié)適宜的 座艙壓力及座艙壓力變化率，保持座艙正、負(fù)壓在許可范圍內(nèi)，防止損壞飛機(jī)結(jié)構(gòu)，滿足成 員的生理需求。目前，國(guó)內(nèi)安裝在一些飛機(jī)上的座艙壓力調(diào)節(jié)器是包括膜盒控制器的純機(jī)械調(diào)節(jié) 器，其工作原理如圖1所示。其中，膜盒控制器5是純機(jī)械結(jié)構(gòu)，它和排氣活門3通過氣管 相連。膜盒控制器5根據(jù)座艙6壓力和大氣壓力的值，按照壓力控制制度控制排氣活門3 的動(dòng)作，從而調(diào)節(jié)座艙6壓力的變化。該產(chǎn)品的響應(yīng)速度、控制精度都較差，其成員的舒適 型和系統(tǒng)的可靠性較低。

實(shí)用新型內(nèi)容本實(shí)用新型的目的是為了克服上述背景技術(shù)的不足，提供一種飛機(jī)座艙壓力控制 器，使其具有響應(yīng)速度快、控制精度高、舒適性好、可靠性較高的特點(diǎn)。本實(shí)用新型提供的一種飛機(jī)座艙壓力控制器，它包括交流電源模塊、大氣壓力傳 感器、座艙壓力傳感器、主控制模塊、第一接口、第二接口和第三接口，所述交流電源模塊與 主控制模塊相連接，大氣壓力傳感器與座艙壓力傳感器分別與主控制模塊相連接，第一接 口、第二接口和第三接口分別與主控制模塊相連接。在上述技術(shù)方案中，它還包括地面自檢控制模塊，所述交流電源模塊與地面自檢 控制模塊相連接，大氣壓力傳感器與座艙壓力傳感器分別與地面自檢控制模塊相連接，第 一接口和第三接口分別與地面自檢控制模塊相連接。在上述技術(shù)方案中，它還包括直流電源模塊和手動(dòng)控制模塊，所述直流電源模塊 與手動(dòng)控制模塊相連接，第一接口和第三接口分別與手動(dòng)控制模塊相連接。本實(shí)用新型的飛機(jī)座艙壓力控制器，具有以下有益效果1、由于飛機(jī)座艙壓力控 制器處理的是電信號(hào)，反應(yīng)速度快、控制精度高；2、采用了余度設(shè)計(jì)，除自動(dòng)工作模式外，還 能夠采用人工的方式手動(dòng)調(diào)節(jié)座艙壓力變化；3、具有地面自檢功能，在地面狀態(tài)下能夠通 過自檢判斷產(chǎn)品和系統(tǒng)工作是否良好，若有問題可以及時(shí)發(fā)現(xiàn)。4、電路設(shè)計(jì)中采用了反饋 電路和裕度設(shè)計(jì)，增強(qiáng)了產(chǎn)品的可靠性；5、能接受應(yīng)急卸壓信號(hào)并驅(qū)動(dòng)排氣活門做出響應(yīng)； 6、產(chǎn)品互換性好。

圖1為現(xiàn)有技術(shù)膜盒控制飛機(jī)座艙壓力調(diào)節(jié)器的工作原理框圖；圖2為本實(shí)用新型飛機(jī)電子電動(dòng)式飛機(jī)座艙壓力調(diào)節(jié)器的工作原理圖；圖3為本實(shí)用新型飛機(jī)座艙壓力控制器結(jié)構(gòu)原理框圖。
具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖及實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步的詳細(xì)描述，但該實(shí)施例不應(yīng)理解 為對(duì)本實(shí)用新型的限制。參見圖2，本實(shí)用新型電子電動(dòng)式飛機(jī)座艙壓力調(diào)節(jié)器包括飛機(jī)座艙壓力控制器 1、座艙壓力控制選擇器2、排氣活門3和飛機(jī)主機(jī)4，其中，飛機(jī)座艙壓力控制器1分別與座 艙壓力控制選擇器2、排氣活門3和飛機(jī)主機(jī)4相連接，而座艙壓力控制選擇器2和排氣活 門3與飛機(jī)座艙壓力控制器1之間的信息傳遞是雙向的，飛機(jī)座艙壓力控制器1與飛機(jī)主 機(jī)4之間的信息傳遞是單向的。參見圖3，本實(shí)用新型的飛機(jī)座艙壓力控制器包括交流電源模塊1-1、直流電源模 塊1-2、大氣壓力傳感器1-3、座艙壓力傳感器1-4、地面自檢控制模塊1-5、主控制模塊1-6、 手動(dòng)控制模塊1-7、第一接口 1-8、第二接口 1-9和第三接口 1-10。所述交流電源模塊1-1分別與主控制模塊1-6和地面自檢控制模塊1-5相連接， 所述直流電源模塊1-2與手動(dòng)控制模塊1-7相連接。大氣壓力傳感器1-3與座艙壓力傳感 器1-4分別與主控制模塊1-6相連接，大氣壓力傳感器1-3與座艙壓力傳感器1-4分別與 地面自檢控制模塊1-5相連接。大氣壓力傳感器1-3與座艙壓力傳感器1-4實(shí)時(shí)檢測(cè)大氣 和座艙內(nèi)的壓力，轉(zhuǎn)換為電信號(hào)傳送給主控制模塊1-6。交流電源模塊1-1為地面自檢控制 模塊1-5和主控制模塊1-6供電，直流電源模塊1-2為手動(dòng)控制模塊1-7供電。所述第一接口 1-8與座艙壓力控制選擇器2相連接，第二接口 1-9與飛機(jī)主機(jī)4相 連接，第三接口 1-10與排氣活門3相連接。第一接口 1-8、第二接口 1-9和第三接口 1-10 分別與主控制模塊1-6相連接，第一接口 1-8和第三接口 1-10分別與地面自檢控制模塊 1-5相連接，第一接口 1-8和第三接口 1-10分別與手動(dòng)控制模塊1-7相連接。其中，第一接 口 1-8和第三接口 1-10的信息傳遞是雙向的，第二接口 1-9的信息傳遞是單向的，信息由 第二接口 1-9傳向主控制模塊1-6。飛機(jī)座艙壓力控制器1通過三個(gè)接口與外部進(jìn)行信息交換，接口設(shè)計(jì)有防松結(jié) 構(gòu)，100%防斜插，優(yōu)良的EMI/RFI屏蔽效果，而且采用了防差錯(cuò)設(shè)計(jì)。飛機(jī)座艙壓力控制器1與座艙壓力控制選擇器2和排氣活門3配合，使系統(tǒng)具有 地面自檢的功能。在進(jìn)行自檢時(shí)，相關(guān)信號(hào)分別通過第一接口 1-8、第三接口 1-10、大氣壓 力傳感器1-3與座艙壓力傳感器1-4傳送至地面自檢控制模塊1-5。地面自檢控制模塊1-5 將信號(hào)處理后，一方面通過第一接口 1-8將信號(hào)傳遞至座艙壓力控制選擇器2，供其處理和 顯示，另一方面發(fā)出控制信號(hào)通過第三接口 1-10控制排氣活門3打開一定的角度，飛行員 可以根據(jù)座艙壓力控制選擇器2顯示的內(nèi)容和排氣活門3的開度判斷系統(tǒng)工作是否良好。飛機(jī)座艙壓力控制器1與座艙壓力控制選擇器2、排氣活門3配合，使系統(tǒng)具有兩 種工作模式自動(dòng)和手動(dòng)。在自動(dòng)工作模式下，相關(guān)信號(hào)通過第一接口 1-8、第三接口 1-10、大氣壓力傳感器 1-3與座艙壓力傳感器1-4檢測(cè)到的信號(hào)傳送至主控制模塊1-6。主控制模塊1-6將信號(hào) 處理后，一方面通過第一接口 1-8將信號(hào)傳遞至座艙壓力控制選擇器2，供其處理和顯示， 以便于飛行員隨時(shí)掌握座艙壓力變化情況；另一方面發(fā)出控制信號(hào)通過第三接口 1-10控 制排氣活門3的開閉，自動(dòng)調(diào)節(jié)座艙壓力。在主控制模塊1-6中，控制律產(chǎn)生電路保證按照規(guī)定的座艙壓力制度控制座艙壓力的變化，壓力變化率控制電路保證座艙壓力變化率在允 許范圍內(nèi)，保證座艙正、負(fù)壓在許可范圍內(nèi)，防止損壞飛機(jī)結(jié)構(gòu)，同時(shí)保證機(jī)乘人員的舒適 性和安全性。在手動(dòng)工作模式下，相關(guān)信號(hào)通過第一接口 1-8傳送給手動(dòng)控制模塊1-7，手動(dòng)控 制模塊1-7將信號(hào)處理后發(fā)出控制信號(hào)通過第三接口 1-10控制排氣活門3的開閉，調(diào)節(jié)座 艙壓力。另外飛機(jī)在飛行過程中，若飛行員發(fā)出應(yīng)急卸壓指令，應(yīng)急卸壓信號(hào)通過第二接 口 1-9傳送至主控制模塊1-6，主控制模塊1-6將信號(hào)處理后發(fā)出控制信號(hào)通過第三接口 1-10控制排氣活門3動(dòng)作，配合飛機(jī)上的安全活門緊急釋放座艙內(nèi)的壓力。飛機(jī)座艙壓力控制器1有很好的互換性，不同編號(hào)的飛機(jī)座艙壓力控制器1可以 隨時(shí)互相更換使用。這樣當(dāng)其出現(xiàn)故障時(shí)可以換上備用件，而不必更換整個(gè)系統(tǒng)的部件，同 時(shí)使整個(gè)系統(tǒng)的維修時(shí)間大大減少。為確保控制精度和可靠性，飛機(jī)座艙壓力控制器1在設(shè)計(jì)上主要采用了以下幾點(diǎn)。[0025]1、高精度的壓力傳感器；2、用軟件和硬件相結(jié)合的方式控制電信號(hào)的輸出。軟件可以實(shí)時(shí)快速的處理信號(hào) 并輸出數(shù)字信號(hào)，通過數(shù)模轉(zhuǎn)換電路輸出可調(diào)精度高的電信號(hào)；3、在電路設(shè)計(jì)中采用了反饋電路，使輸出實(shí)際值與目標(biāo)值相符，提高控制精度；4、在電路設(shè)計(jì)中采用了裕度設(shè)計(jì)，例如座艙余壓的限制，除了運(yùn)用軟件程序使座 艙余壓按照限定的座艙壓力制度進(jìn)行，還專門設(shè)計(jì)了座艙余壓限制硬件電路。綜上所述，飛機(jī)座艙壓力控制器1是電子電動(dòng)式飛機(jī)座艙壓力調(diào)節(jié)器的核心，通 過接口與座艙壓力控制選擇器2、排氣活門3和飛機(jī)主機(jī)4進(jìn)行信息交換，按照規(guī)定的座艙 壓力制度控制座艙壓力的變化，限制座艙壓力變化率在規(guī)定的范圍內(nèi)。顯然，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對(duì)本實(shí)用新型進(jìn)行各種改動(dòng)和變型而不脫離本實(shí)用 新型的精神和范圍。這樣，倘若本實(shí)用新型的這些修改和變型屬于本實(shí)用新型權(quán)利要求及 其等同技術(shù)的范圍之內(nèi)，則本實(shí)用新型也意圖包含這些改動(dòng)和變型在內(nèi)。本說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。
權(quán)利要求1.一種飛機(jī)座艙壓力控制器(1)，其特征在于它包括交流電源模塊(1-1)、大氣壓力 傳感器(1-3)、座艙壓力傳感器(1-4)、主控制模塊(1-6)、第一接口(1-8)、第二接口(1-9) 和第三接口(1-10)，所述交流電源模塊(1-1)與主控制模塊(1-6)相連接，大氣壓力傳感器 (1-3)與座艙壓力傳感器(1-4)分別與主控制模塊(1-6)相連接，第一接口(1-8)、第二接 口 (1-9)和第三接口 (1-10)分別與主控制模塊(1-6)相連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)座艙壓力控制器(1)，其特征在于它還包括地面自檢控 制模塊(1-5)，所述交流電源模塊(1-1)與地面自檢控制模塊(1- 相連接，大氣壓力傳感 器(1-3)與座艙壓力傳感器(1-4)分別與地面自檢控制模塊(1-5)相連接，第一接口(1-8) 和第三接口(1-10)分別與地面自檢控制模塊(1- 相連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機(jī)座艙壓力控制器(1)，其特征在于它還包括直流電 源模塊(1-2)和手動(dòng)控制模塊(1-7)，所述直流電源模塊(1-2)與手動(dòng)控制模塊(1-7)相連 接，第一接口 (1-8)和第三接口 (1-10)分別與手動(dòng)控制模塊(1-7)相連接。
專利摘要本實(shí)用新型公開了一種飛機(jī)座艙壓力控制器(1)，它包括交流電源模塊(1-1)、大氣壓力傳感器(1-3)、座艙壓力傳感器(1-4)、主控制模塊(1-6)、第一接口(1-8)、第二接口(1-9)和第三接口(1-10)，所述交流電源模塊(1-1)與主控制模塊(1-6)相連接，大氣壓力傳感器(1-3)與座艙壓力傳感器(1-4)分別與主控制模塊(1-6)相連接，第一接口(1-8)、第二接口(1-9)和第三接口(1-10)分別與主控制模塊(1-6)相連接。本實(shí)用新型具有響應(yīng)速度快、控制精度高、舒適性好、可靠性較高的特點(diǎn)，可以廣泛應(yīng)用于飛機(jī)座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)。
文檔編號(hào)B64D13/04GK201923322SQ20102069384
公開日2011年8月10日 申請(qǐng)日期2010年12月31日 優(yōu)先權(quán)日2010年12月31日
發(fā)明者單勝軍, 彭長(zhǎng)保, 謝土明, 雷建軍 申請(qǐng)人:湖北航達(dá)科技有限公司