用于在地面上检测飞机的静压力传感器的压力测量嘴阻塞的方法和装置

摘要

本发明涉及用于在地面上检测飞机的静压力传感器的压力测量嘴的障碍的方法及装置。装置(1)包括被设置用来测量探测器(4)内部压力的压力传感器(2)，压力传感器(2)具有用于加热探测器(4)的加热系统(9)；并且当加热系统(9)被激活时，传感器(2)完成至少一个参数的第一测量，所述参数与探测器(4)内部压力相关，并且在加热系统(9)激活之后的预定的持续时间内完成所述参数的第二测量。本发明的装置还包括至少一个中央处理器(11)，用于计算第一与第二测量值之间的差值，并把这个差值与预定值比较；并且本发明的装置包括报警装置(13)，用于如果差值大于所述预定值时发出指示检测到障碍的报警信号。

说明书

本发明涉及在地面上检测飞机的至少一个静压力传感器的压力测 量嘴阻塞的方法和装置。

通常，这样一种静压力传感器是风速装置的一部分，风速装置用于测 量空气数据，从而确定参数，诸如：飞机的高度，它的速度等的值，这 些参数值特别地被用于驾驶飞机。

已知晓这样一种静压力传感器通常至少包括：

-探测器，它设置有穿过飞机机身的压力测量嘴；

-模块，它由管子连接于所述探测器；和

-可激活的加热系统，它能加热所述探测器。

这样一种静压力传感器的任何故障，当然必须能够被快速及可靠地 检测，因为否则所取得的测量值将为前述参数(用于驾驶的)提供错误 值，当飞行时，这些错误值对飞机的安全可能具有非常大的危害后果。

已知晓，人为的错误，特别是在飞机维护作业方面的错误，可导致 这样一种静压力传感器的故障。

例如，负责清洗飞机的人员常常在探测器的压力测量嘴上粘贴胶带 片，以便在所述清洗期间防止水进入连接所述探测器的管子内。如果在 清洗后忘了去除胶带片，在飞机的下次飞行时压力传感器将失效，因为 它不能测量机身外部的压力。事实上将测量的是被约束在管子内的空气 压力，而管子已被胶带片密封(在其探测器的侧面端部)，这个测得的 压力明显地不同于飞行中的外部压力。

已知的各种解决方法(例如专利申请FR-2 847 669和FR-2 857 447)能够检测压力传感器的故障，所述传感器是飞机的风速装置的一 部分。然而，已知的解决方法仅在飞机飞行时能检测故障。在飞行中的 这样一种检测的情况下，在随后的飞行期间，可简单地不考虑由有故障 的压力传感器获得的测量值，以便不考虑非真实的测量值(这对于安全 显然是重要的)，但是修理有故障的压力传感器是不可能的。虽然飞机 的风速装置通常包括若干个压力传感器，使得一个所述压力传感器的故 障不会阻碍继续飞行，被考虑在来自压力传感器的数据中的故障，还是 对用来驾驶飞机的参数值的精度有负面作用，这些参数值是从这个风速 装置获取的测量值推导出来的。

本发明的目的是纠正这些缺点。它涉及到：在地面上快速地及可靠 地和不贵地检测航空器、特别是飞机的至少一个静压力传感器的探测器 压力测量嘴的任何堵塞的方法；所述静压力传感器被设置用来测量探测 器内部的压力，并且除了所述探测器之外，它包括被设置用来加热探测 器的至少一个可激活的加热系统。

为此目的，根据本发明，所述方法的特征在于：

a)在至少一个静压力传感器的加热系统激活时，应用所述静压力 传感器获取至少一个取决于所述探测器内部压力的参数的第一测量 值；

b)在加热系统的所述激活之后的第一预定持续时间，应用所述静 压力传感器获取所述参数的第二测量值；

c)计算出所述第一与第二测量值之间的差值；

d)把如此计算的差值与预定值比较；和

e)如果这个差值大于所述预定值，就发出指示检测到堵塞的报警 信号。

因此本发明考虑了以下事实：如果探测器的压力测量嘴被堵塞或有 障碍，例如被胶带片堵塞，一旦探测器的加热系统被激活，被约束在这 个探测器内的空气将立刻被探测器的加热系统加热，使得被静压力传感 器测量的探测器内部的静压力很快地增大。这个增大可通过直接监测静 压力，或通过监测其它参数、特别是取决于这个静压力的气压高度或气 压高度变化率，而被检测到。

因为一般探测器的加热系统是在地面上被激活，通常是从至少一个 飞机发动机被启动起，或当飞机开始滑行时，或在普通的加热系统被激 活之时；由于本发明，就有可能在飞机仍在地面上时去监测静压力探测 器的压力测量嘴的堵塞。因此，如果检测到这种堵塞，维护人员可在飞 机起飞前快速地打通被阻碍的探测器。因此有故障的静压力传感器快速 地恢复工作，并能尽快地按航班时间表飞行，而不像前述的通常解决办 法所发生的情况。

有利的是，还完成了静压力传感器的所述加热系统激活状况的监 测，并且在步骤a)中，由于所述监测，所述加热系统刚一激活就获取 了所述第一测量值。

在特定的实施例中，在步骤e)，在至少一个第二预定的持续时间 内，仅如果所述差值大于所述预定值时才发出报警信号。

如先前指出的，所述测得的参数可代表气压高度。在此情况下，较 好是使用两个静压力传感器，并且应用由这两个静压力传感器提供的空 气数据来获取气压高度的所述第一及第二测量值中的每个。

所述测得的参数也可代表气压高度变化率。

明显地，在简化的变型中，所述参数简单地代表探测器内部存在的 静压力，并且是通过静压力传感器测得的。

本发明还涉及在地面上检测飞机的至少一个静压力传感器的探测 器的压力测量嘴堵塞的装置，所述静压力传感器被设置用来测量所述探 测器内部的压力，并且除了所述探测器之外，它包括被设置用来加热探 测器的至少一个可激活的加热系统。

根据本发明，所述装置包括：

-至少一个所述静压力传感器，所述静压力传感器用来：

·在所述静压力传感器的加热系统激活时，获取取决于所述探测器 内部压力的至少一个参数的第一测量值；和

·在加热系统的所述激活之后的第一预定持续时间，获取所述参数 的第二测量值；

-至少一个中央处理器，用于计算所述第一及第二测量值之间的 差值，并把如此计算的差值与预定值比较；和

-报警装置，如果所述差值大于所述预定值，所述报警装置就发 出指示检测到堵塞的报警信号。

所述装置能够提供对飞机的至少一个静压力传感器的有效的及稳 定的监测。

在优先实施例中，根据本发明的装置还包括用于监测静压力传感器 的所述加热系统的激活状态的至少一个装置。

另外，所述中央处理器特别地可能是以下装置的一部分：

-“FWC”(飞行报警计算机)式的中央报警计算机；或

-“ADIRU”(空气数据惯性基准装置)式的惯性基准风速数据 装置。

此外，在特定实施例中，所述报警装置包括“ECAM”(电子中央 飞机监控)式的屏幕，用于显示报警信息。

附图的各图将清楚地显示是如何产生本发明的。在这些图中，相同 的标号标注类似的物件。

图1是根据本发明的装置的框图；以及

图2显示压力传感器的细节，压力传感器可由根据本发明的装置监 测。

根据本发明的、及图1中简略地表示的装置1用于监测飞机、特别 是运输机的至少一个静压力传感器2，其中为简化附图，在这个图1中 显示的仅是机身3的一部分。

特别是，所述装置1用于检测飞机的至少一个静压力传感器2的探 测器4的压力测量嘴4A的任何堵塞。

已知晓：这样一种静压力传感器2通常是用于测量空气数据的风速 装置10的一部分，能够确定诸如飞机的高度、速度等的参数值。这些 参数特别地被用于驾驶飞机。通常，静压力传感器2包括：

-探测器4，它横向地安装在飞机机身3上，并经压力测量嘴4A 通向外部；

-模块5，它通过管子6连接于探测器4。通常，提供气动连接的 管子6利用气动接头7连接于模块5，气动接头7能容易及快速地卸下 和再连接。此外，模/数转换器8可与所述模块5连接；和

-普通的加热系统9，它能够加热所述探测器4，并且它可被手动 地和/或自动地激活。

根据本发明，为检测静压力传感器2的故障，所述故障是由于压力 测量嘴4A被阻碍(或被堵塞)造成的，所述装置1包括：

-至少所述被监测的静压力传感器2。这个静压力传感器2被构造 用来：

·从所述加热系统9被激活起，获取下面详述的至少一个参数的第 一测量值，所述参数取决于所述探测器4的内部压力；和

·在加热系统9的所述激活后的第一预定持续时间，获取所述同一 参数的第二测量值；

-至少一个中央处理器11，它由接线12连接于所述模块5，用于 计算所述第一与第二测量值之间的差值，并把这个差值与下面详述的预 定值比较；和

-报警装置13，它由接线14连接于所述中央处理器11，如果中 央处理器11向报警装置指示上述差值大于所述预定值时，用于发出表 示检测到了阻塞的警报信号(可视的和/或音响的)。

在特定的实施例中，在至少一个第二预定持续时间内，所述报警装 置13仅在如果所述差值大于所述预定值时发出报警信号，第二预定持 续时间也在下面详述。

因此，本发明的装置1考虑了以下事实：如果探测器4的压力测量 嘴4A例如被粘胶带片堵塞或阻碍，从加热系统9被激活走，被约束在 这个探测器4(和管子6)内部的空气将立即被探测器4的加热系统9 加热，使得由静压力传感器2测量的探测器4(和管子6)内部静压力 将非常快速及显著地上升。这个上升可被装置1检测到，或者通过直接 监测所测量的静压力或通过监测取决于这个静压力并且当静压力非正 常地变化时产生非正常的变化的其它参数(特别是气压高度)而被检测 到。

因为探测器4的加热系统9通常是在地面上被激活，通常从飞机的 至少一个发动机(未图示)被启动起，或当飞机开始滑行、或当机组人 员接通探测器加热按钮(“探测器/窗口热按钮”)时，装置1能够在飞 机仍在地面上时测量这个探测器4的压力测量嘴4A的堵塞。因此，如 果在地面上检测到这样一种堵塞，维护人员可快速地打通有阻塞的探测 器4，而这是在飞机起升之前。有故障的静压力传感器2因此快速地得 到修理并恢复正常工作，并且可尽早地按航班日程飞行。

在特定的实施例中，本发明的装置1还包括装置16，装置16用于 监测被监测的静压力传感器2的所述加热系统9的激活状态。这个装置 16从一检测到所述加热系统9的激活起就通知装置l，使得装置1然后 可进行上述需要的测量。为此，所述装置16能特别地监测飞机第一发 动机的启动和/或普通加热系统的激活和/或飞机滑行的开始。

明显地，本发明的装置1可同时监测若干个静压力传感器2。

已知晓：通常，飞机的风速装置10连接于至少两个静压力传感器 2，其压力测量嘴4A安装在飞机机身3的纵向轴线17的两侧，如图1 所示。

还将指出：民用运输飞机通常具有3个这种形式的风速装置10，其 中：

-第一风速装置供给显示在驾驶舱中用于提示驾驶员的数据；

-第二风速装置供给显示在驾驶舱中用于提示副驾驶员的数据；和

-第三风速装置在紧急时被使用，从而在需要时，解决所述第一 及第二风速装置10的故障。

装置1可监测一个风速装置10的所有静压力传感器2或飞机的所 有风速装置10的所有静压力传感器2。为此，每次，它包括了它所监测 的静压力传感器2。

将要指出：用于把模块5连接于中央处理器11的接线12是电连接 线，较好是做成连接至“ARINC 429”标准件的通信总线形式的。还可 设想是不同的模块5直接集成在中央处理器11中。

图2显示在飞机机身3上的探测器4的示例性组件。为此，这个组 件在所述管子6与机身3之间通常包括下列元件，依次为：

-螺纹连接件18；

-垫圈19；

-加热系统9，它较好是电气形式的；

-垫圈20；

-静压力探测器4；和

-垫圈21。

元件9、4及21较好是用一些共同螺栓固定于机身3，如用点划线 所图释的。

此外，所述中央处理器11特别可能是以下装置的一部分：

-“FWC”(飞行报警计算机)式的中央报警计算机；或

-“ADIRU”(空气数据惯性基准装置)式的惯性基准及风速数 据装置。

此外，在特定实施例中，所述报警装置13包括屏幕15，特别是用 于显示报警信息的“ECAM”(电子中央飞机监测)式的屏幕。

在第一实施例中，由装置1测量的参数代表飞机的气压高度。装置 1的用途则是：在所述(或每个)被监测的静压力传感器2的所述(或 每个)加热系统9激活时，去检测任何明显及突然的气压高度变化。在 此情况下，较好的是装置1监测和含有两个静压力传感器2，和应用由 这两个静压力传感器2的每一个提供的空气数据来获取气压高度的第一 及第二测量值中的每个。然后以常用方式，每次由这两个静压力传感器 2获取的静压力测量值的平均静压力计算出气压高度，两个静压力传感 器2较好是位于飞机的右及左侧。

此外，在这个第一实施例中，作为例子，有可能使用下列预定值：

-60秒，作为第一预定持续时间；

-20ft(近似6m)，作为预定气压高度值，将其与第一与第二测 量值之间的气压高度差值相比；和

-5秒，作为预定第二持续时间

还有，在第二实施例中，由装置1测得的参数代表气压高度变化率。

此外，在简化的第三实施例中，装置1使用静压力作为被监测的参 数，所述静压力由所述(或每个)被监测的静压力传感器2直接测得， 即是存在于每个被监测的静压力传感器2的探测器4及管子6内部的静 压力。

在这个第三实施例中，作为例子，有可能使用下列预定值：

-75秒，作为第一预定持续时间；

-1mbar，作为预定静压力值，将其与第一与第二静压力测量值之 间预定静压差值相比；和

-10秒，作为第二预定持续时间。

因此根据本发明的装置1能够提供对飞机的至少一个静压力传感器 2的有效及稳定的监测。