本發(fā)明公開了一種集中式座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)，屬于座艙壓力調(diào)節(jié)技術(shù)領(lǐng)域。包括：大氣壓力傳感器能夠?qū)崟r采集參數(shù)并輸入到座艙壓力制度模塊生成座艙壓力制度指令值，座艙壓力變化率生成模塊接收座艙壓力制度制令值并結(jié)合座艙壓力變化率限制模塊參數(shù)生成變化率指令值，座艙壓差生成模塊接收變化率指令值后計算出座艙壓力指令理論值，并與座艙供氣流量裝置實時參數(shù)同時輸入座艙壓力控制器計算出座艙壓力指令，再與座艙壓力傳感器實時參數(shù)比較后得到座艙壓力指令校正值，座艙壓力指令校正值輸入到排氣活門驅(qū)動器，排氣活門電機，驅(qū)動排氣活門，最終實現(xiàn)對座艙壓力的閉環(huán)控制。本發(fā)明提高座艙壓力控制精度，確保乘員舒適和飛機結(jié)構(gòu)安全。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于座艙壓力調(diào)節(jié)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種集中式座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)。

背景技術(shù)

目前國內(nèi)外飛機座艙壓力控制領(lǐng)域應用的主要技術(shù)有氣動式座艙壓力控制技術(shù)、電子氣動式座艙壓力控制技術(shù)和數(shù)字式座艙壓力控制技術(shù)。

氣動式座艙壓力控制技術(shù)運用于較早前的飛機上，由于當時的計算機控制技術(shù)還沒有得到較大發(fā)展，氣動式座艙壓力控制技術(shù)成為座艙壓力控制的主要方法。氣動式座艙壓力控制技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)座艙壓力的控制，但是由于氣動式控制連接管路較長、安裝要求高、執(zhí)行機構(gòu)重量大等導致氣動式座艙壓力控制精度較差，座艙壓力控制過程中“鼓包”現(xiàn)象時有發(fā)生導致乘員壓耳，舒適型較差。

電子氣動式座艙壓力控制技術(shù)作為座艙壓力控制的過渡技術(shù)，只在較少的飛機上使用。電子氣動式座艙壓力控制技術(shù)在執(zhí)行機構(gòu)上沒有變化，在控制機構(gòu)上增加了電子控制，使得控制機構(gòu)輸出品質(zhì)得到很大提升。

數(shù)字式座艙壓力控制技術(shù)目前廣泛應用于飛機座艙壓力控制系統(tǒng)中，應用經(jīng)典控制理論實現(xiàn)座艙壓力的閉環(huán)控制，實現(xiàn)全機的信息交互共享。但是控制過程中忽略座艙供氣量變化對系統(tǒng)控制的干擾，導致系統(tǒng)控制品質(zhì)較差，控制精度需進一步提高。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的：為了解決上述問題，本發(fā)明提出了一種集中式座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)，結(jié)合座艙供氣量參數(shù)變化和飛機高度變化，實現(xiàn)座艙壓力的集中式控制，提高座艙壓力控制精度，確保乘員舒適和飛機結(jié)構(gòu)安全。

本發(fā)明的技術(shù)方案：一種集中式座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)，包括：座艙壓力制度模塊、座艙壓力變化率限制模塊、座艙壓力變化率生成模塊、座艙壓差生成模塊、座艙壓力控制器、排氣活門驅(qū)動器、排氣活門電機、排氣活門、座艙壓力傳感器、大氣壓力傳感器、座艙供氣流量裝置及座艙；

所述大氣壓力傳感器與所述座艙壓力制度模塊連接，所述座艙壓力制度模塊和所述座艙壓力變化率限制模塊分別連接到所述座艙壓力變化率生成模塊，所述座艙壓力變化率模塊依次與所述座艙壓差生成模塊和所述座艙壓力控制器輸入端連接；

所述座艙內(nèi)部設置有所述座艙壓力傳感器，且所述座艙設置有排氣活門及進氣管路，所述座艙供氣流量裝置設置在所述進氣管路中；

所述座艙供氣流量裝置及所述座艙壓力傳感器分別連接到所述座艙壓力控制器輸入端；

所述座艙壓力控制器的輸出端依次與所述排氣活門驅(qū)動器、排氣活門電機及排氣活門連接。

優(yōu)選地，所述座艙壓力制度模塊配置有接收大氣壓力傳感器的參數(shù)信號并生成座艙壓力制度指令值的結(jié)構(gòu)。

優(yōu)選地，所述座艙壓差生成模塊配置有接收座艙壓力變化率生成模塊的變化率指令值并生成座艙壓力指令理論值的結(jié)構(gòu)。

優(yōu)選地，所述座艙壓差生成模塊配置有壓差比較裝置，所述壓差比較裝置基于座艙壓力指令理論值結(jié)合座艙供氣流量裝置實時參數(shù)計算出座艙壓力指令，再與座艙壓力傳感器實時參數(shù)比較后得到計算座艙壓力指令校正值。