ES2262989T3 - Circuito de instrumentacion y control con multiples fuentes diferentespara proporcionar avisos, indicaciones y controles y una valvula para sistema integrado de control de la presion de cabina, que lo incorpora. - Google Patents

Abstract

Una válvula de control de la presión de cabina de una aeronave, que comprende: un cuerpo (202) de válvula; una válvula (204) montada en el cuerpo (202) de válvula y que puede moverse entre una posición cerrada y una posición abierta; al menos dos circuitos (301, 303) controladores montados en el cuerpo de válvula, pudiendo ser hecho funcionar cada circuito controlador para percibir la presión de cabina y alimentar una señal de actuación de válvula; y un actuador (206) de válvula montado en el cuerpo (202) de válvula y que puede ser hecho funcionar, en respuesta a una o más de las señales de actuación de válvula, para posicionar la válvula en una posición predeterminada, en la que cada uno de los circuitos controladores incluye: un primer perceptor (102) de presión que puede ser hecho funcionar para percibir la presión de cabina de la aeronave y alimentar una primera señal de presión, representativa de la misma, un segundo perceptor (104) de presión, diferente del primer perceptor (102) de presión y que puede ser hecho funcionar para percibir la presión de cabina de la aeronave y alimentar una segunda señal de presión, representativa de la misma, caracterizada porque cada uno de lo circuitos controladores incluye: un circuito (106) acondicionador de señales digitales, acoplado para recibir la primera señal de presión y que puede ser hecho funcionar, en respuesta a ella, para alimentar una señal de presión digital, un circuito (108) acondicionador de señales analógicas, acoplado para recibir la segunda señal de presión y que puede ser hecho funcionar, en respuesta a ella, para alimentar una señal de presión analógica, y un procesador (112) acoplado para recibir la señal de presión analógica y la señal de presión digital y que puede ser hecho funcionar, en respuesta a ellas, para alimentar (i) una señal en un primer formato de transmisión de datos, representativa de la altitud de presión de cabina, e (ii) la señal de actuación de válvula.

Description

Circuito de instrumentación y control con múltiples fuentes diferentes para proporcionar avisos, indicaciones y controles y una válvula para sistema integrado de control de la presión de cabina, que lo incorpora.

Antecedentes del invento

El presente invento se refiere a válvulas para aeronaves y a equipo de instrumentación y control y, más particularmente, a una válvula mejorada, para sistema integrado de control de la presión de cabina, que incluye un circuito mejorado de instrumentación y control.

Para una velocidad del aire dada, una aeronave puede consumir, a mayor altura, menos combustible del que consume a menor altura. Dicho de otro modo, una aeronave puede volar de forma más eficiente a mayores alturas que a menores alturas. Además, algunas veces se pueden evitar las perturbaciones atmosféricas y las turbulencias volando por encima de tales perturbaciones o turbulencias. Así, debido a estas y otras ventajas potenciales, muchas aeronaves están diseñadas para volar a alturas relativamente importantes.

A medida que aumenta la altura a la que vuela una aeronave, disminuye la presión ambiente en el exterior de la misma y, a no ser que se controle de otro modo, podrían escapar de la cabina de la aeronave cantidades excesivas de aire, dando lugar a su descompresión hasta un valor de presión indeseablemente bajo. Si la presión en la cabina de la aeronave es demasiado baja, los pasajeros pueden sufrir hipoxia, que es una deficiencia de la concentración de oxígeno en el tejido humano. La respuesta a la hipoxia puede variar de una persona a otra, pero sus efectos incluyen, generalmente, somnolencia, fatiga mental, dolor de cabeza, náuseas, euforia y disminución de la capacidad mental.

Los estudios han demostrado que los síntomas de la hipoxia pueden empezar a notarse cuando la altitud de presión de cabina es superior al equivalente a 2400 m (8.000 pies). De este modo, muchas aeronaves están equipadas de un sistema de control de la presión de cabina para, entre otras cosas, mantener la altitud de presión de cabina dentro de un margen relativamente cómodo (por ejemplo, a unos 2400 m (8.000 pies) o inferior) y permitir que se realicen cambios graduales de la altitud de presión de cabina a fin de reducir al mínimo las incomodidades del pasaje.

Además de un sistema de control para mantener la altitud de presión de cabina, la normativa promulgada por diversas autoridades gubernamentales de certificación, exigen que la aeronave esté dotada de indicaciones y/o avisos específicos para alertar a los pilotos de la ocurrencia de una descompresión. En particular, esta normativa exige que a los pilotos se les ofrezca una indicación de la altitud de presión de cabina real y de la diferencia de presión entre la altitud de la presión de cabina y la altitud de presión real en el exterior de la aeronave. Esta normativa exige, asimismo, que a los pilotos se les ofrezca un aviso, visual o audible, además de las indicaciones, de cuando la diferencia de presión y la altitud de presión de cabina alcanzan límites predeterminados. Además, a fin de que una aeronave reciba su certificado de vuelo, para volar por encima de los 9.000 m (30.000 pies), ha de incluir unidades de suministro de oxígeno que se desplieguen automáticamente antes de que la altitud de presión de cabina supere los 4.500 m
(15.000 pies).

A fin de satisfacer las exigencias antes mencionadas en cuanto a alarma, indicación y despliegue del suministro de oxígeno, se han desarrollado varios tipos de sistemas y de equipo. Por ejemplo, algunos sistemas han incluido manómetros analógicos e interruptores aneroides, alarmas audibles, luces de aviso y/o mensajes codificados en colores. Un sistema particular, conocido como CPAM (módulo de adquisición de la presión de cabina), es un componente autónomo que utiliza un solo perceptor de presión para proporcionar la alarma, la indicación y las posibilidades de despliegue del suministro de oxígeno. Además, algunos sistemas de control de la presión de cabina están diseñados, no sólo para realizar operaciones de control de la presión de cabina, sino para utilizar el perceptor de presión dentro del sistema de control de presión de cabina a fin de proporcionar las mismas alarmas, indicaciones y funciones de despliegue del suministro de oxígeno que el CPAM.

La aeronave y los sistemas de control de presión de cabina, véase el documento WO-02 08056, en ella instalados, se han diseñado y fabricado de forma robusta y son seguros desde el punto de vista operativo. No obstante, además de proporcionar las funciones de alarma, de indicación y despliegue del suministro de oxígeno antes señaladas, las autoridades certificadoras exigen, también, que se analice el comportamiento de la aeronave ante ciertos sucesos que pueden ocurrir en determinadas condiciones, muy poco probables. Por ejemplo, un tipo particular de suceso hipotético ante el que debe analizarse el comportamiento de la aeronave, se conoce como "descompresión gradual sin indicación". Al analizar un suceso de esta clase, se postula el fallo de un componente que tiene como consecuencia que la cabina de la aeronave se descomprima gradualmente. Además, también se postula el fallo del sistema que proporciona las funciones de alarma, indicación y despliegue del suministro de oxígeno, lo que tiene como consecuencia una hipotética pérdida de la indicación y/o del aviso de la descompresión y que no se despliegue el suministro de oxígeno.

Previamente, el suceso de descompresión gradual sin indicación estaba clasificado por las autoridades certificadoras como suceso "importante". Esto quiere decir que la probabilidad de que ocurriese era menor que una vez por cada 10.000 horas de vuelo (por ejemplo, 10^{-6} sucesos/hora de vuelo). Las autoridades certificadoras han modificado recientemente la clasificación de este suceso señalándolo como "catastrófico". Un suceso catastrófico es aquél cuya probabilidad de ocurrencia es menor que una vez por cada millardo de horas de vuelo (por ejemplo, 10^{-9} sucesos/hora de vuelo).

Una opción de diseño particular que puede llevarse a la práctica para satisfacer la normativa antes mencionada, es utilizar un CPAM en combinación con un sistema de control de presión de cabina. Para reducir la probabilidad de un fallo de modo común, ambos sistemas pueden utilizar distintos métodos de transmisión a la hora de emitir la información para alarma, indicación y despliegue del suministro de oxígeno (por ejemplo, un sistema puede utilizar el protocolo ARINC 429 y el otro el protocolo RS422). Esta ejecución práctica, si bien puede reducir la probabilidad de que ocurra un suceso de descompresión gradual sin indicación a menos de 10^{-9} sucesos/hora de vuelo, también presenta ciertos inconvenientes. En particular, esta ejecución práctica puede suponer un incremento sustancial de los costes y un tiempo de parada de la aeronave, asociado con la instalación, integración y mantenimiento. También puede tener como consecuencia una reducción del espacio y un incremento de peso de la aeronave.

Por tanto, existe la necesidad de un sistema de control de la presión en una aeronave que proporcione las necesarias funciones de alarma, indicación y despliegue del suministro de oxígeno, que esté diseñado de forma que satisfagan las estrictas directrices de seguridad relacionadas con un suceso de descompresión gradual sin indicación, y que no incremente de forma sustancial los costes de instalación, integración y mantenimiento y/o, que tampoco aumente de modo significativo el peso de la aeronave y/o que no ocupe espacio adicional en el interior de ésta. El presente invento enfoca una o más de estas necesidades.

Sumario del invento

El presente invento proporciona un circuito de instrumentación y control que utiliza múltiples perceptores y señales diferentes para avisos, indicaciones y controles, y que puede ser utilizado con una válvula para el sistema integrado de control de la presión de cabina. El circuito está diseñado para reducir la probabilidad de que ocurra un suceso de descompresión gradual sin indicación y no tiene como consecuencia un incremento sustancial de los costes de instalación, integración y mantenimiento, y/o no aumenta de forma significativa el peso de la aeronave y/o no ocupa espacio adicional en el interior de ésta.

En una realización del presente invento, y a modo de ejemplo solamente, una válvula de control de la presión de cabina de una aeronave, incluye un cuerpo de válvula, una válvula, al menos dos circuitos controladores y un actuador de válvula. La válvula está montada en el cuerpo de válvula y puede moverse a una posición cerrada y a una posición abierta. Los circuitos controladores están montados en el cuerpo de válvula y pueden ser hechos funcionar para percibir la presión de cabina y suministrar una señal de actuación de la válvula. El actuador de la válvula está montado en el cuerpo de válvula y puede ser hecho funcionar, en respuesta a una o más de las señales de actuación de la válvula, para posicionar la válvula de flujo de salida en una cualquiera de una pluralidad de posiciones. Cada uno de los circuitos controladores incluye un primer perceptor de presión, un segundo perceptor de presión, un circuito acondicionador de señales digitales, un circuito acondicionador de señales analógicas, y un procesador. El primer perceptor de presión puede ser hecho funcionar para percibir la presión de cabina de la aeronave y alimentar una primera señal de presión representativa de la misma. El segundo perceptor de presión es diferente del primer perceptor de presión y puede ser hecho funcionar para percibir la presión de cabina de la aeronave y alimentar una segunda señal de presión representativa de la misma. El circuito de acondicionamiento de señales digitales está acoplado para recibir la primera señal de presión y puede ser hecho funcionar, en respuesta a ella, para alimentar una señal digital de presión. El circuito de acondicionamiento de señales analógicas está acoplado para recibir la segunda señal de presión y puede ser hecho funcionar, en respuesta a ella, para alimentar una señal de presión analógica. El procesador está acoplado para recibir la señal analógica de presión y la señal digital de presión y puede ser hecho funcionar, en respuesta a ellas, para alimentar al menos (i) una señal representativa de la altitud de presión de cabina, e (ii) la señal de actuación de la válvula.

Otras realizaciones se definen mediante las reivindicaciones dependientes.

Otras características y ventajas independientes del circuito y de la válvula preferidos resultarán evidentes a partir de la siguiente descripción detallada, tomada en conjunto con los dibujos anejos que ilustran, a modo de ejemplo, los principios del invento.

Breve descripción de los dibujos

La Fig. 1 es un diagrama de bloques esquemático, funcional, de un circuito de instrumentación y control de acuerdo con una realización del presente invento;

la Fig. 2 es una vista en perspectiva de una válvula para sistema integrado de control de presión de cabina que utiliza uno o más de los circuitos representados en la Fig. 1; y

la Fig. 3 es un diagrama de bloques funcional del sistema de control de presión de cabina de la Fig. 2 y de su interconexión con otro equipo.

Descripción detallada de varias realizaciones

En la Fig. 1 se representa un diagrama de bloques esquemático, funcional, de un circuito de instrumentación y control de acuerdo con una realización particular preferida del presente invento. Como se ilustra en ella, el circuito 100 de instrumentación y control incluye dos perceptores de presión, un primer perceptor de presión 102 (o principal) y un segundo perceptor de presión (o secundario) 104. El circuito 100 incluye, también, dos circuitos de acondicionamiento de señales, un primer circuito 106 de acondicionamiento de señales y un segundo circuito 108 de acondicionamiento de señales y, además, incluye, un circuito 110 convertidor de analógico en digital (A/D), un procesador 112, y un circuito 114 de tratamiento de señales discretas. El perceptor de presión principal 102 y el segundo perceptor de presión 104 sirven, ambos, para el mismo propósito, percibir la presión de cabina y alimentar una señal representativa de la misma. Sin embargo, en la realización preferida, los perceptores de presión principal 102 y secundario 104 son física y/o funcionalmente diferentes. Por ejemplo, en una realización preferida, el perceptor de presión principal 102 es un perceptor de presión del tipo de capacitancia y el perceptor de presión secundario 104 es un perceptor de tipo piezorresistivo. Así, los perceptores 102, 104 son, física y funcionalmente diferentes. Sin embargo, se apreciará que los perceptores 102, 104 podrían ser físicamente diferentes, al tiempo que funcionalmente similares. Por ejemplo, ambos perceptores 102, 104, podrían ser perceptores de presión del tipo de capacitancia (o perceptores de tipo piezorresistivo) de construcción físicamente diferente. Además, se apreciará que estos tipos de perceptores son únicamente ilustrativos de una realización preferida y que los perceptores de presión principal 102 y secundario 104 podrían ser perceptores de otro tipo, incluyendo extensímetros, perceptores de tipo óptico y perceptores de tipo térmico, aunque sin limitarse a ellos, en tanto sean física y/o funcionalmente diferentes.

Las señales de presión de cabina alimentadas por los perceptores de presión principal 102 y secundario 104 están acondicionadas apropiadamente para ulterior tratamiento y transmisión mediante el primero 106 y el segundo 108 circuitos de acondicionamiento de señales, respectivamente. En forma parecida a la diferencia existente entre los perceptores de presión principal 102 y secundario 104, el primer 106 y el segundo 108 circuitos de acondicionamiento de señales son, también, diferentes. Específicamente, el primer circuito 106 de acondicionamiento de señales es un circuito de acondicionamiento de señales digitales que convierte la señal de presión procedente del perceptor de presión principal 102 en una señal digital, mientras que el segundo circuito 108 de acondicionamiento de señales es un circuito de acondicionamiento analógico. Por ejemplo, en la realización representada, en la que el perceptor de presión principal 102 es un perceptor de presión por capacitancia, el primer circuito 108 de acondicionamiento de señales es un circuito convertidor de frecuencia a digital (F a D). Se utiliza un circuito convertidor F a D porque, como es generalmente conocido, en un perceptor de presión por capacitancia, la capacitancia de su elemento perceptor varía con la presión. Así, la frecuencia de una señal de corriente alterna (AC) alimentada por un perceptor de presión por capacitancia, variará en proporción a la presión percibida. El segundo circuito 108 de acondicionamiento de señales es, en la realización representada, un circuito amplificador analógico con circuitería de compensación de pendiente, de desplazamiento y de temperatura, que alimenta una señal de corriente continua (DC) que es proporcional a la presión de cabina percibida. Se apreciará que el primer circuito 106 y el segundo circuito 108 de acondicionamiento de señales representados en la Fig. 1, son únicamente ilustrativos de una realización preferida y que también podrían utilizarse otros tipos de circuitos de acondicionamiento de señales, digitales y analógicos, para proporcionar el apropiado acondicionamiento de las señales para los perceptores de presión principal 102 y secundario 104. Sin embargo, con independencia de qué tipos de circuitos de acondicionamiento de señales se utilicen, se prefiere que el primer circuito 106 y el segundo circuito 108 de acondicionamiento de señales, sean diferentes.

Volviendo ahora al resto del circuito, puede verse que la señal de presión analógica acondicionada alimentada por el segundo circuito 108 de acondicionamiento de señales, es suministrada al circuito A/D 110 y, también, puede ser suministrada, mediante un amplificador intermedio 109 y un conectador de entrada/salida (E/S) 118, directamente a un sistema de aviónica externo. Ha de observarse que la señal de presión analógica acondicionada es alimentada, también, al circuito 114 de tratamiento de señales discretas, que se describe con mayor detalle en lo que sigue. El circuito A/D 110 recibe la señal de presión analógica acondicionada procedente del segundo circuito 108 de acondicionamiento de señales y, en la forma usual, convierte la señal de presión analógica en una señal digital equivalente. El circuito A/D 110 puede ser uno de los numerosos circuitos A/D conocidos en la técnica para proporcionar esta funcionalidad. Además, ha de observarse que el circuito A/D 110 puede ser un elemento de circuito separado o puede ser parte integrante del procesador 112, que se describirá a continuación.

El procesador 112 recibe las señales de presión digitales alimentadas por el primer circuito 106 de acondicionamiento de señales y el circuito A/D 110. El procesador 112 recibe, también, una señal digital representativa de la altura 113 a la que vuela la aeronave, procedente de una fuente externa. El procesador 112 trata entonces, empleando lógica almacenada exteriormente o en memoria embarcada, estas señales de presión digitales para proporcionar las señales de alarma, de indicación y de control necesarias para satisfacer las exigencias de certificación de la aeronave, así como señales indicativas adicionales no específicamente necesarias para satisfacer dichas exigencias de certificación. A saber, el procesador 112 alimenta señales representativas de, al menos, la altitud de presión de cabina, el régimen de cambio de la altitud de presión de cabina, la diferencia de presión entre cabina y ambiente y señales de aviso de un valor alto de la altitud de cabina y de control de despliegue del suministro de oxígeno. Para ello, el procesador 112 utiliza lógica de conversión apropiada para determinar la presión de cabina (P_{c}) basándose en la señal de presión del perceptor principal (P_{c} principal), la presión de cabina basándose en la señal de presión secundaria (P_{c} secundaria), y la presión atmosférica basándose en la señal de altitud de la aeronave (P_{a}). El procesador 112 utiliza entonces la presión de cabina principal (P_{c} principal) o la presión de cabina secundaria (P_{c} secundaria) determinadas, en combinación con la presión atmosférica determinada (P_{a}), para determinar la altitud de presión de cabina, el régimen de cambio de la altitud de presión de cabina y la diferencia de presión entre cabina y ambiente, y generar señales de lógica discretas tales como una señal de aviso de elevado valor de la altitud en cabina, una señal de límite de altitud y una señal de lógica de despliegue de suministro de oxígeno. El procesador 112 también puede generar otras señales discretas de alarma, aviso o lógica, según las necesidades de la aeronave particular. De manera típica, el procesador 112 hace uso de la presión principal determinada (P_{c} principal) para determinar las señales de alarma, indicación y lógica, empleándose la presión secundaria predeterminada (P_{c} secundaria) como respaldo. El procesador 112 incluye lógica de comprobación incorporada (BIT) que determina la validez de las señales de presión principal y secundaria determinando, entre otras cosas, si los voltajes de la señal de entrada y de la fuente de alimentación se encuentran dentro de tolerancias especificadas, que las señales de salida de los perceptores están dentro de márgenes predeterminados y comparando entre sí las señales de salida de los perceptores de presión. Así, si la lógica de BIT determina que se pierde la señal de presión principal o que el perceptor está fuera de servicio, entonces el procesador 112 utilizará, en su lugar, la presión de cabina secundaria determinada
(P_{c} secundaria).

Una vez que se determinan las señales de indicaciones de presión, de alarma y de lógica de despliegue, el procesador 112 transmite entonces estas señales de datos en, al menos, dos formatos de transmisión de datos diferentes. El primer formato de transmisión de datos es un formato de comunicaciones por línea de interconexión para transmisión de datos. En una realización preferida, el primer formato de transmisión es el protocolo ARINC 429, si bien pueden utilizarse diversos otros protocolos de comunicaciones por línea de interconexión para transmisión de datos incluyendo RS 422 y ARINC 629, pero sin limitarse a ellos. Como se describirá con mayor detalle en lo que sigue, las señales de datos transmitidas empleando el formato de comunicaciones por línea de interconexión para transmisión de datos, se suministran, a través de la línea de interconexión para comunicaciones 120 y el conectador 118 de E/S, al sistema de presentación/indicación/aviso de la aeronave (por ejemplo, el sistema de aviónica), para ulterior tratamiento. Ha de observarse que el primer formato de transmisión podría incorporarse en la práctica empleando circuitería de dispositivos lógicos programables (PLD); sin embargo, en la realización preferida, se utiliza la lógica para conseguir economías de tamaño, peso y dinero. El segundo formato de transmisión de datos es un formato de señales discretas. Las señales de datos transmitidas en el formato de señales discretas son alimentadas al circuito 114 de tratamiento de señales discretas.

El circuito 114 de tratamiento de señales discretas recibe la señal de presión analógica acondicionada procedente del segundo circuito 108 de acondicionamiento de señales y, al menos, una parte de las señales de lógica discretas procedentes del procesador 112, y alimenta señales de lógica discretas, apropiadas, mediante el conectador de salida 118, al sistema de aviónica de la aeronave. En la realización ilustrada, el circuito 114 de tratamiento de señales discretas incluye una pluralidad de circuitos comparadores 122, una pluralidad de circuitos lógicos O 124, y una pluralidad de circuitos amplificadores intermedios, inversores, 126. Para cada una de las señales lógicas discretas alimentadas al sistema de aviónica está previsto uno de cada uno de estos circuitos. Como se ilustra, cada circuito comparador 122 tiene, al menos, dos terminales de entrada, uno de los cuales está acoplado para recibir la señal de presión analógica acondicionada y el otro de los cuales está acoplado a un divisor de voltaje variable 123 que se ajusta a un punto fijo de voltaje predeterminado. Cada circuito comprador 122 funciona de manera idéntica. Es decir, cuando la magnitud de la señal de presión analógica acondicionada sea menor que el punto fijo de voltaje particular, el circuito comparador 122 emitirá como salida una señal lógica de valor alto, y una señal lógica de valor bajo en otro caso. La salida de cada circuito comparador 122 está acoplada a uno de los circuitos lógicos O 124.

Al igual que los circuitos comparadores 122, cada circuito lógico O 124 incluye, al menos, dos terminales de entrada. Como se ha hecho notar en lo que antecede, uno de los terminales de entrada está acoplado a la salida de uno de los circuitos comparadores 122. El otro terminal de entrada está acoplado para recibir una de las señales discretas alimentadas por el procesador 112. Como es generalmente sabido, un circuito lógico O emite como salida una señal lógica de valor alto cuando una o más de sus entradas tienen valor alto, y emite como salida una señal lógica de valor bajo solamente cuando todas sus entradas tienen valor bajo. Así, en la realización ilustrada, cada circuito lógico O 124 emitirá una señal lógica de valor alto cuando su correspondiente circuito comparador 122 emita como salida una señal de valor alto o cuando la señal discreta a él alimentada por el procesador 112 sea una señal de valor alto. La salida de cada circuito lógico O 124 está acoplada a la entrada de uno de los amplificadores intermedios inversores 126, que invierte la salida del circuito lógico O y alimenta la señal lógica discreta invertida, a través del conectador 120 de E/S, al sistema de aviónica. Ha de observarse que las salidas discretas del procesador 112 y las salidas discretas analógicas (es decir, las salidas del circuito comparador 122), podrían ser alimentadas al sistema de aviónica por separado, en vez de combinar mediante lógica O las señales entre sí. Sin embargo, combinando mediante lógica O las señales, se utiliza una sola salida para cada señal discreta, lo que permite conseguir ahorros en el cableado global de la aeronave. Además, se apreciará que los amplificadores intermedios 126 podría ser controladores de lado alto o controladores de lado bajo, dependiendo de la lógica que se esté ejecu-
tando.

Como se representa, además, en la Fig. 1, el circuito 100 puede utilizarse, asimismo, para proporcionar dos señales discretas de límite de altitud separadas, una primera señal 152 discreta de límite de altitud que se basa en la presión percibida por el perceptor de presión principal 102 y una segunda señal 154 discreta de limite de altitud, que se basa en la presión percibida por el perceptor de presión secundario 104. Estas señales discretas no se combinan mediante lógica O, sino que se proporcionan como salidas de señal discretas, separadas. Como es generalmente sabido, las señales discretas 152, 154 de límite de altitud pueden ser alimentadas a un sistema de control de presión de cabina y, en su caso, pueden ejercer un mando predominante sobre el control automático y el control manual de la válvula de control de la presión de cabina. Así, esta función está incorporada en la práctica en un esquema lógico de coincidencia de "dos de cuatro", de forma que, si una falla, ello no dará origen a la función de mando predominante ni, tampoco, la impedirá. Como se describirá con mayor detalle en lo que sigue, si estas señales 152, 154 son alimentadas a un sistema de control de la presión de cabina, cuando una o más de las señales de presión acondicionadas indican que la presión de cabina es igual o superior al punto fijado como límite de altitud, el sistema de control de la presión de cabina, cierra las válvulas de descarga de la aeronave.

El circuito 100 de instrumentación y control, utiliza dos perceptores de presión diferentes para percibir la presión de cabina y dos circuitos acondicionadores de señales diferentes. El circuito 100, también, formatea y transite datos utilizando una pluralidad de formatos de transmisión de datos diferentes. El resultado es que la probabilidad de un fallo de modo común que ponga fuera de funcionamiento al circuito 100 o que impida la transmisión de datos, es extremadamente reducida. El circuito 100 puede incorporarse como un circuito autónomo de instrumentación y control, o en un sistema redundante, de doble canal, lo que reduciría aún más la probabilidad de fallo o de pérdida de señal debido a un fallo de modo común. El circuito 100 también puede incorporarse como parte del sistema de control de la presión de cabina de la aeronave. Desde luego, en una realización preferida, particular, el circuito 100 se incorpora en un sistema integrado de control de presión de la cabina con controladores electrónicos dobles, redundantes. Cuando el circuito 100 se incorpora en esta configuración, el procesador 112 no solamente proporciona señales lógicas de indicación, alarma y despliegue del suministro de oxígeno sino que, también, proporciona señales de control de actuación que se emplean para controlar la posición de una o más válvulas del sistema de control de la presión de cabina. Se ofrecerá ahora una descripción de esta ejecución práctica. Para hacerlo, se hará referencia a la Fig. 2 en lo que sigue.

La estructura general de una válvula 200 de un sistema integrado de control de la presión de cabina, de acuerdo con una realización del presente invento, incluye un cuerpo 202 de válvula, un disco 204 de válvula, un conjunto actuador 206 y una unidad 208 electrónica de control. El cuerpo 202 de válvula está configurado, de preferencia, como un conducto generalmente tubular que tiene una abertura 210 de flujo de entrada y una abertura 212 de flujo de salida. El disco 204 de válvula está montado a rotación dentro del cuerpo 202 de válvula, entre la abertura de entrada 210 y la abertura de salida 212 y, de preferencia, es una placa de mariposa, aunque se apreciará que pueden utilizarse otros tipos de discos de válvula. El disco 204 de válvula está acoplado al conjunto actuador 206, que se utiliza para posicionar el disco 204 de válvula entre sus posiciones abierta y cerrada. La unidad 208 electrónica de control está contenida en un alojamiento 214 e incluye al menos dos canales redundantes. Cada uno de estos canales redundantes incluye el circuito 100 de instrumentación y control antes descrito, y un circuito de control de motores, que se describirá con mayor detalle en lo que sigue. El alojamiento 214 de la unidad electrónica de control incluye una pluralidad de aberturas 216, preferiblemente una para cada uno de los canales redundantes de la unidad 208 electrónica de control. Estas aberturas 216 permiten que los perceptores principal 102 y secundario 104 de cada circuito 100, perciban la presión de cabina de la aeronave.

Habiéndose descrito la configuración estructural de una realización preferida de la válvula 200 para sistema integrado de control de la presión de cabina, se realizará ahora una descripción más detallada de la válvula 200 y de la forma en que interactúa con la aeronave y con diferentes equipos externos de instrumentación y control. Para ello, se hará referencia ahora al diagrama funcional de bloques ilustrado en la Fig. 3. Como se muestra, la válvula 200 para sistema integrado de control de la presión de cabina está montada en el mamparo 302 de la aeronave, de tal forma que la abertura 210 de flujo de entrada esté expuesta en la cabina 304 de la aeronave y la abertura 212 de flujo de salida esté expuesta a la atmósfera, en el exterior de la aeronave 306. Así, durante el vuelo, la presión en la cabina 304 de la aeronave puede controlarse regulando la posición del disco 204 de válvula. El disco 204 de válvula, como se ha hecho notar en lo que antecede, es posicionado por el conjunto actuador 206. En la realización ilustrada, el conjunto actuador 206 incluye una pluralidad de motores 306 (uno para cada canal de la unidad 208 electrónica de control) acoplados mecánicamente, cada uno de ellos, a un tren de engranajes 308 que, a su vez, está mecánicamente acoplado al disco 204 de válvula. El tren de engranajes 308 incluye una unión sumadora de manera que, si es necesario, ambos motores 306 pueden accionar simultáneamente al tren de engranajes 308. Se apreciará que el conjunto actuador 206 podría incorporarse también en la práctica empleando un único motor 306 o más de dos motores 306.

Como se ha hecho notar anteriormente, la unidad 208 electrónica de control es, de preferencia, un controlador de doble canal, redundante, que incluye un primer canal 301 y un segundo canal 303. Los expertos apreciarán que la unidad electrónica de control también podría configurarse con más de dos canales redundantes. En funcionamiento, uno de los canales 301 (303) es activo mientras que el otro canal 303 (301) es inactivo. Las condiciones de los canales se comunican entre los canales 301, 303 mediante enlaces 309 de comunicación entre canales, y son vigiladas por ellos. De esta manera, si el canal activo 301 (303) detecta un fallo en él o queda fuera de funcionamiento por otro motivo, el canal previamente inactivo 303 (301) detectará esto y se convertirá en el canal activo, queda como inactivo el canal 301 (303) previamente activo.

Cada canal controlador 301, 303 incluye el circuito 100 de instrumentación y control previamente descrito y un circuito 310 de control de motores. Como, también, se ha mencionado anteriormente, en esta configuración el circuito 100 de instrumentación y control de cada canal alimenta señales 311 de control de actuación, así como las señales lógicas discretas de límite de altitud, 152, 154, previamente descritas, al otro circuito 310 de control de motores del canal, así como a su propio circuito 310 de control de motores. El circuito 100 de instrumentación y control de cada canal alimenta, además, las señales previamente descritas de alarma, indicación y despliegue de suministro de oxígeno, al sistema 305 de aviónica de la aeronave, en los diversos formatos de transmisión de datos. El circuito 310 de control de motores recibe señales de control de actuación procedentes del circuito 100 de instrumentación y control o de un panel 312 de control manual y, en respuesta a estas señales, controla el conjunto actuador 206 para, así, controlar la posición del disco 204 de válvula y, por tanto, la presión de cabina. Ha de observarse que el circuito 310 de control de motores puede incorporarse en la práctica empleando cualquiera de los numerosos esquemas de control de motores conocidos. Además, los expertos apreciarán que el sistema podría incorporarse en la práctica empleando paneles 312 de control manual separados o puede incluir uno o más paneles de control manual adicionales que soslayen completamente cada uno de los canales de control 301, 303 y alimenten señales de actuación directamente a los motores 306. Ha de observarse, además, que la válvula 200 podría incorporarse en la práctica como una válvula controlada neumáticamente o una válvula controlada hidráulicamente.

El sistema 305 de aviónica recibe las diversas señales de indicación, alarma y despliegue del suministro de oxígeno procedentes de los circuitos 100 de instrumentación y control de la unidad 208 electrónica de control. El equipo 305 de aviónica trata en forma apropiada estas señales y presenta avisos de altitud de presión de cabina, régimen de cambio de la altitud de presión de cabina, diferencia de presión entre cabina y ambiente, y de elevado valor de altitud, en un panel 330 de presentación en la cubierta de vuelo, y alimenta señales apropiadas para el despliegue del suministro de oxígeno al sistema 332 de suministro de oxígeno de la aeronave. El método particular mediante el que cada canal del sistema 305 de aviónica trata las señales alimentadas desde el circuito 100 de instrumentación y control, puede variar y, también, pueden variar las configuraciones particulares de circuito y la lógica de tratamiento. Para comprender el presente invento, no es necesario conocer el método particular empleado y, por tanto, no se describirá con detalle.

El circuito 100 de instrumentación y control utiliza múltiples perceptores y señales diferentes para avisos, indicaciones y controles, y reduce la probabilidad de un suceso de descompresión gradual sin indicación. El circuito 100 puede incorporarse en un sistema de control de la presión de cabina que esté integrado con la válvula 200 de control. De esa forma, el sistema integrado de control de la presión de cabina reduce la probabilidad de un suceso de descompresión gradual sin indicación y su incorporación no tiene como consecuencia costes sustancialmente mayores de instalación, integración y mantenimiento ni, tampoco, aumenta significativamente el peso de la aeronave, ni ocupa espacio adicional en su interior.

Si bien el invento se ha descrito con referencia a una realización preferida, los expertos en la técnica comprenderán que pueden realizarse diversos cambios y que elementos del mismo pueden ser sustituidos por sus equivalentes, sin por ello salirse del alcance del invento, como queda definido por las reivindicaciones. Además, pueden introducirse muchas modificaciones para adaptar las enseñanzas del invento a un material o una situación particular, sin apartarse del ámbito esencial del mismo, según queda definido por las reivindicaciones. Por tanto, se pretende que el invento no se limite a la realización particular del mismo descrita como el mejor modo contemplado para llevar a la práctica este invento, sino que éste incluirá todas las realizaciones que caigan dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas.

Claims (10)

1. Una válvula de control de la presión de cabina de una aeronave, que comprende:

un cuerpo (202) de válvula;

una válvula (204) montada en el cuerpo (202) de válvula y que puede moverse entre una posición cerrada y una posición abierta;

al menos dos circuitos (301, 303) controladores montados en el cuerpo de válvula, pudiendo ser hecho funcionar cada circuito controlador para percibir la presión de cabina y alimentar una señal de actuación de válvula; y

un actuador (206) de válvula montado en el cuerpo (202) de válvula y que puede ser hecho funcionar, en respuesta a una o más de las señales de actuación de válvula, para posicionar la válvula en una posición predeterminada,

en la que cada uno de los circuitos controladores incluye:

un primer perceptor (102) de presión que puede ser hecho funcionar para percibir la presión de cabina de la aeronave y alimentar una primera señal de presión, representativa de la misma,

un segundo perceptor (104) de presión, diferente del primer perceptor (102) de presión y que puede ser hecho funcionar para percibir la presión de cabina de la aeronave y alimentar una segunda señal de presión, representativa de la misma,

caracterizada porque cada uno de lo circuitos controladores incluye:

un circuito (106) acondicionador de señales digitales, acoplado para recibir la primera señal de presión y que puede ser hecho funcionar, en respuesta a ella, para alimentar una señal de presión digital,

un circuito (108) acondicionador de señales analógicas, acoplado para recibir la segunda señal de presión y que puede ser hecho funcionar, en respuesta a ella, para alimentar una señal de presión analógica, y

un procesador (112) acoplado para recibir la señal de presión analógica y la señal de presión digital y que puede ser hecho funcionar, en respuesta a ellas, para alimentar (i) una señal en un primer formato de transmisión de datos, representativa de la altitud de presión de cabina, e (ii) la señal de actuación de válvula.

2. La válvula de la reivindicación 1, en la que el procesador (112) puede ser hecho funcionar, además, para alimentar una señal en el primer formato de transmisión de datos, representativa de un régimen de cambio de la altitud de presión de cabina.

3. La válvula de la reivindicación 1, en la que:

el procesador (112) está acoplado, además, para recibir una señal representativa de la presión ambiente (113) en el exterior de la aeronave, y

el procesador (112) puede ser hecho funcionar, además, para alimentar una señal, en el primer formato de transmisión de datos, representativa de una diferencia de presión entre la presión de cabina de la aeronave y la presión ambiente.

4. La válvula de la reivindicación 1, en la que el procesador (112) puede ser hecho funcionar, además, para alimentar al menos una señal de aviso/control en el primer formato de transmisión de datos cuando la señal representativa de la altitud de presión de cabina es igual o mayor que, al menos, un punto de ajuste predeterminado.

5. La válvula de la reivindicación 4, en la que el procesador (112) puede ser hecho funcionar, además, para alimentar al menos una señal de aviso/control en un segundo formato de transmisión de datos cuando la señal representativa de la altitud de presión de cabina es igual o mayor que, al menos, un punto fijo predeterminado.

6. La válvula de la reivindicación 5, en la que las señales de aviso/control alimentadas por el procesador (112) incluyen, al menos, una señal de aviso de elevado valor de altitud y una señal de control de despliegue del suministro de oxígeno.

7. La válvula de la reivindicación 6, en la que las señales de aviso/control alimentadas por el procesador (112) incluyen, además, una señal de control de límite de altitud.

8. La válvula de la reivindicación 5, que comprende además:

un circuito (114) de tratamiento de señales discretas acoplado para recibir (i) las señales de aviso/control en el segundo formato de transmisión de datos, e (ii) la señal de presión analógica, y que puede ser hecho funcionar para alimentar al menos una señal de lógica discreta cuando una de entre la señal de presión analógica y las señales de aviso/control tratadas, tiene un valor igual o menor que un punto fijo predeterminado.

9. La válvula de la reivindicación 8, en la que el circuito (114) de tratamiento de señales discretas, comprende:

al menos un circuito comparador (122) que tiene un primer terminal de entrada acoplado a una magnitud de voltaje de referencia representativa de un punto fijo de aviso/control y un segundo terminal de entrada acoplado para recibir la señal de presión analógica, pudiendo ser hecho funcionar cada circuito comparador (122) para alimentar una señal analógica de aviso/control cuando la señal de presión analógica tiene un valor igual o menor que la magnitud del voltaje de referencia, y

al menos un circuito lógico O (124) que tiene un primer terminal de entrada acoplado para recibir una de las señales analógicas de aviso/control y un segundo terminal de entrada acoplado para recibir una de las señales de aviso/control en el segundo formato de transmisión de datos, y que puede ser hecho funcionar para alimentar una señal de lógica discreta al recibirse una de las señales de aviso/control analógicas y de las señales de aviso/control tratadas.

10. La válvula de la reivindicación 1, que comprende además:

un circuito (110) convertidor de analógico en digital acoplado entre el circuito acondicionador de señales analógicas y el procesador, y que puede ser hecho funcionar para convertir la señal de presión analógica en una segunda señal de presión digital.