1.本技术涉及一种使得能够减少用于例如在加压测试期间将地面上的飞行器的机舱从飞行器外侧减压的时间的系统和方法。


背景技术：

2.通常在地面上对已经进行了结构维修的飞行器进行加压测试，而且该加压测试还用于检测飞行器结构中的潜在泄漏。这些加压测试是在飞行器的“辅助动力单元(apu)”操作的情况下进行的，以便在飞行器上产生能量来为飞行器的不同系统供电。
3.在对地面上的飞行器进行加压测试期间，只有通过经由例如位于飞行器的“前起落架(nlg)”上的紧急停机命令停止apu的操作才可以启用飞行器的机舱的紧急减压。apu的停止使得能够根据飞行器的自然泄漏速率对飞行器的机舱进行减压。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种对将地面上的飞行器的机舱从飞行器外侧的减压的紧急减压器件的改进。
5.为此，本发明涉及一种用于将地面上的飞行器的机舱从飞行器外侧减压的减压系统，该飞行器设有保护阀以防机舱中的压力过大，该保护阀连接到测压孔端口。
6.根据本发明，该减压系统包括：真空泵，该真空泵被配置成产生减小的压力；连接器件；以及排气阀，该排气阀可以经由挡板在打开位置与关闭位置之间致动并且经由该连接器件在流体的意义上连接到该真空泵和该测压孔端口。
7.有利地，根据本发明的系统使得能够地面上发起将飞行器(尤其是进行了加压测试的飞行器)从飞行器外侧快速减压。这是因为使用该真空泵并且在该排气阀的挡板处于该关闭位置的情况下，该减压系统能够模拟测压孔端口的介于飞行器内部与外部之间的区域中的压力差，该压力差导致触发飞行器的保护阀的打开，并且因此导致机舱的减压。
8.因此，这种系统通过能够将地面上的飞行器的机舱从飞行器外侧快速减压而能够提高地面上对飞行器进行的加压测试的安全性。
9.根据另一个特征，该挡板设有锁定器件，该锁定器件被配置成将该挡板保持在打开位置。该锁定器件可以包括引线。
10.根据另一个特征，该连接器件在一端包括带圆锥形螺纹的连接器，该连接器被配置成与该测压孔端口相适配。
11.根据另一个特征，该减压系统包括压力指示器。
12.根据另一个特征，该减压系统是可运输的。换句话说，该减压系统包括壳体，该真空泵、该排气阀和该连接器件布置在该壳体中以便进行运输。
13.本发明还涉及一种用于使用减压系统将地面上的飞行器的机舱从该飞行器外侧减压的方法，该减压系统包括：排气阀，该排气阀可以借助于挡板在打开位置与关闭位置之间致动并且经由连接器件在流体的意义上连接到真空泵，该飞行器设有保护阀以防该机舱
中的压力过大，该保护阀连接到测压孔端口。
14.根据本发明，该方法包括以下步骤：
15.‑
在该挡板处于打开位置时经由该连接器件将该排气阀流体连接到该飞行器的测压孔端口；
16.‑
将该排气阀的挡板从其打开位置移动到关闭位置；以及
17.‑
启用该真空泵以便在该连接器件和该排气阀的内部容积中产生减小的压力，以便在该飞行器的测压孔端口的区域中产生减小的压力。
18.根据另一个特征，该飞行器包括可操作的辅助动力单元。根据这个特征，该方法包括在移动该挡板的步骤之前的涉及该辅助动力单元的停机的步骤。
19.根据另一个特征，该挡板设有锁定器件，该锁定器件被配置成将该挡板保持在打开位置。根据这个特征，该方法包括在移动该挡板的步骤之前的涉及停用该锁定器件以便使得该挡板能够从其打开位置移动到关闭位置的步骤。
20.根据另一个特征，该锁定器件包括引线，该引线被配置成将该挡板保持在打开位置。根据这个特征，停用该锁定器件的步骤包括切断该引线。
21.根据另一个特征，该挡板在其打开位置与关闭位置之间的移动是受电动控制的，并且该排气阀包括开关或致动器，该开关或致动器电连接到该挡板并且被配置成使该挡板从其打开位置移动到关闭位置。根据这个特征，该方法包括涉及启用该开关或该致动器以便将该挡板从其打开位置移动到关闭位置的步骤。
附图说明
22.从以下对本发明的描述中将理解其他特征和优点，该描述纯粹是参考附图通过示例的方式给出，在附图中：
23.图1是地面上的飞行器的侧视图，该飞行器与减压系统连接，其示出了本发明的实施例，
24.图2是减压系统的示意图，其示出了本发明的实施例，减压系统的排气阀的挡板处于打开位置，
25.图3是减压系统的示意图，其示出了本发明的实施例，减压系统的排气阀的挡板处于关闭位置，
26.图4是减压系统在一种情况下的示意图，其示出了本发明的实施例，并且
27.图5是用于将地面上的飞行器的机舱从飞行器外侧减压的方法的流程图，其示出了本发明的实施例。
具体实施方式
28.图1示出了地面上的飞行器10，线s表示地面，飞行器10与飞行器的机舱的减压系统30连接。减压系统被布置在飞行器10外侧。飞行器10可以是短程、中程或远程飞行器。飞行器10包括机翼12，在该机翼下方固定有推进系统14，该推进系统包括涡轮机。飞行器10还包括位于飞行器10后部的辅助动力单元28。
29.在以下描述中，关于位置的术语是参考在涡轮机操作时飞行器10的移动方向给出的，该移动方向由箭头f描绘。
30.飞行器10包括至少一个起落架，在此示例中为前起落架16和后起落架18。
31.飞行器10还以常规方式设置有保护阀20(“过压泄压阀，orv”)以防机舱中的压力过大。保护阀20位于飞行器10后部处的机身22上，并且用于在机舱中压力过大的情况下保护飞行器。保护阀20以已知方式包括也位于机身22上的测压孔端口(在图2和3中被指定为24)。连接器件(在图2和图3中用虚线示出并且被指定为26)将保护阀20与测压孔端口24连接。当飞行器的内部与外部之间的压力差过大(在700毫巴至720毫巴之间)时，保护阀20以常规方式自动打开，这使得空气能够从机舱中排出，并且因此使得能够对机舱减压。
32.术语“飞行器机舱”意图被理解为指代飞行器内部，即，由飞行器的乘客所处的机舱、飞行甲板、航空电子设备舱和飞行器的驾驶舱组成的组件。
33.飞行器的机舱的减压系统30包括排气阀36，该排气阀可借助于挡板(在图2和图3中被指定为40)在打开位置与关闭位置之间致动，并且经由连接器件34a、34b而一方面连接到真空泵32并且另一方面连接到测压孔端口24。
34.减压系统30在图2和图3中更详细地示出。
35.排气阀36包括相互流体连通的第一通道38a、第二通道38b和第三通道38c。
36.挡板40被布置在第一通道38a中，并且可以在打开位置(图2所示)与关闭位置(图3所示)之间移动，在该打开位置，外部流体f
e
在通道38a、38b、38c和连接器件34a、34b中循环，在该关闭位置，外部流体f
e
在通道38a、38b、38c和连接器件34a、34b中的循环被阻止。如图2和图3所示，挡板40可以沿着第一通道38a平移移动或者可以在第一通道38a中旋转移动。挡板40在其打开位置与关闭位置之间的移动可以手动或电动控制。当控制是电动控制时，排气阀36包括开关或致动器，该开关或致动器电连接到挡板40并且被配置成将挡板从其打开位置移动到关闭位置，反之亦然。为了将挡板从其打开位置移动到关闭位置，反之亦然，必须启用开关或致动器，然后该开关或致动器电动启用该挡板的移动。在此示例中，排气阀36优选地设置有保护盖，该保护盖被布置在开关或致动器周围，以防止不正确的操纵，并且因此防止挡板40的不期望的关闭。
37.排气阀36的第二通道38b经由连接器件34a在流体的意义上连接到真空泵32，并且排气阀36的第三通道38c经由连接器件34b在流体的意义上连接到测压孔端口24。为此，连接器件34b在其意图与测压孔端口24连接的端部46处包括被配置成与测压孔端口24相适配的连接器(在图4中被指定为48)，例如带圆锥形螺纹的连接器。
38.当挡板40处于关闭位置时，并且当第三通道38c在流体的意义上连接到测压孔端口24时，空气以闭合回路在通道38a、38b、38c和连接器件34a、34b的内部容积中循环。
39.连接器件34a、34b是被配置成承受减小的压力的管道。连接器件34a、34b可以是加强型柔性气动管道，尤其是通常用于空速指示器测试的柔性气动管道。
40.真空泵32被配置成在操作期间吸入存在于内部容积中的空气，该内部容积由连接器件34a、34b和排气阀36的通道38a、38b、38c限定。真空泵32被电动控制。真空泵32连接到真空储器44。
41.当挡板40处于关闭位置时，并且当真空泵32操作时，存在于连接器件34a、34b和排气阀36的通道38a、38b、38c的内部容积中的空气的至少一部分被突然吸入真空储器44，因此在这种内部容积中迅速产生减小的压力。
42.减压系统30还可以包括压力指示器42，诸如压力计，该压力指示器被配置成测量
并显示连接器件34a、34b和排气阀36中的压力。
43.如图4所示，减压系统30可以被运输。换句话说，减压系统30包括壳体50，真空泵32、真空储器44、压力指示器42、排气阀36和连接器件34a、34b布置在该壳体中以便进行运输。为了运输减压系统30，可以将连接器件34a、34b与真空泵32和排气阀36断开连接。
44.现在将描述如上所述的减压系统30在用于对地面上的飞行器的机舱进行减压的方法期间的操作。
45.根据优选实施例，在于地面对飞行器10进行加压测试之前，减压系统30经由连接器件34b连接到测压孔端口24。测压孔端口24被布置在飞行器的机身22上，因此处于相对于地面s一定高度处，操作员在将排气阀36的第三通道38c流体地连接到测压孔端口24时可以使用任何已知的提升装置以便辅助建立这种连接。在这种连接期间，挡板40处于打开位置以便保持保护阀20的第一功能，即，防止飞行器10的机舱中的压力过大。
46.在加压测试期间，辅助动力单元28操作以便在飞行器10上产生能量，以便向飞行器的各种系统(诸如电压、气压和液压、通风系统等)供电。
47.在紧急情况下，在加压测试期间，地面操作员在飞行器10外控制辅助动力单元28的停止。辅助动力单元28的紧急停机控件例如位于前起落架16上。辅助动力单元28是用于被配置成对飞行器10加压的装置的空气供应源，为了将飞行器10减压，必须停止空气供应，并且因此使辅助动力单元28停止操作。在辅助动力单元28已经停止之后，被配置成对飞行器10加压的装置不再被供电并且停止。在减压系统30的使用期间，辅助动力单元28的停机使得飞行器10的机舱能够更快速地减压。这是因为，如果辅助动力单元28在减压系统30的使用期间操作，则空气将继续到达飞行器的机舱中，因此将需要更多时间来将该机舱完全减压。
48.然后，挡板40从其打开位置移动到关闭位置，然后启用真空泵32以便在由连接器件34a、34b和排气阀36的通道38a、38b、38c限定的内部容积中产生减小的压力。启用真空泵32以便在测压孔端口24的区域中形成减小的压力。
49.在变体中，为了防止不正确的操纵，挡板40设有锁定器件，该锁定器件被配置成将该挡板保持在打开位置。当加压系统30连接到飞行器10的测压孔端口24时，锁定器件使得能够保持保护阀20的第一功能。这是因为排气阀36使得能够保持飞行器的保护阀20的第一功能，该第一功能是在加压的情况下保护飞行器的机舱以防压力过大。保护阀20经由测压孔端口24连续测量外部压力。排气阀36因此处于固定的打开位置。为了将挡板从其打开位置移动到关闭位置，该锁定器件被停用。
50.锁定器件包括引线，该引线被布置成将挡板40保持在打开位置。为了将挡板从其打开位置移动到关闭位置，切断引线，这将挡板的锁定器件释放到打开位置。因此，在紧急情况下，为了启用减压系统30，必须断开引线并将挡板40从其打开位置移动到关闭位置。
51.根据这种变体，当排气阀36被电动控制时，保护盖是可选的。
52.在变体中，被电动控制的排气阀36设有双重保护以防不正确的操作，即，具有保护盖和锁定器件。
53.根据另一个实施例，仅在加压测试期间，尤其是在辅助动力单元28停止之后的紧急情况下，减压系统30才连接到飞行器10的测压孔端口24。在此示例中，当减压系统30连接到飞行器10的测压孔端口24时，挡板40将能够处于关闭位置。在任何情况下，当启用真空泵
32时，挡板40都将处于关闭位置以便在测压孔端口24与真空泵32之间具有空气闭合回路。
54.因此，使用真空泵32的减压系统30使得能够模拟飞行器10的内部与外部之间的压力差。这种压力差由测压孔端口24感测，然后该测压孔端口将命令保护阀20立即打开以防压力过大。启用真空泵32以便使得保护阀20能够在飞行器10的机舱的减压的整个持续时间都打开，以便使保护阀20保持打开直到飞行器10的机舱完全减压为止。使保护阀20保持打开直到飞行器10的机舱完全减压为止，这是因为保护阀20经由该保护阀的第一功能基于飞行器的内部与外部之间的压力差来控制飞行器的机舱中的压力。如果飞行器的内部与外部之间的压力差低于预定阈值，则保护阀20关闭。因此，必须模拟飞行器的内部与外部之间的压力差使得足以将保护阀20保持在打开位置直到飞行器10的机舱完全减压为止。
55.与使用手动泵相比，电动控制的真空泵32使得操作员不必永久地泵抽直到飞行器10的机舱完全减压为止，而且还使得飞行器10的机舱能够更快地减压。
56.减压系统30的使用使得飞行器的机舱能够快速减压。在减压之后，在飞行器外进行或监控压力测试的地面操作员可以打开飞行器的舱门并进入飞行器。
57.当飞行器的机舱中的压力增大时，打开保护阀20所需的真空泵32的动力减小。例如，对于在600毫巴至700毫巴之间的机舱压力，真空泵32的压力在60毫巴至75毫巴之间就足够了。
58.由于保护阀20必须保持在其打开位置直到飞行器的机舱完全减压为止，因此真空泵32被配置成施加相对于大气压的负压。例如，真空泵32可以被配置成施加在660毫巴至775毫巴之间的负压(对于在600毫巴至700毫巴之间的机舱压力)。
59.因此，根据本发明的减压系统使得能够加速将地面上的飞机的机舱从飞行器外侧减压，并且因此使得能够提高加压测试的安全性。
60.图5示出了用于使用如上所述的减压系统30将地面上的飞行器10的机舱从飞行器外侧减压的方法的不同步骤。因此，该方法包括在挡板40处于打开位置时使用连接器件34a、34b将排气阀36流体连接到飞行器10的测压孔端口24的步骤。该方法然后包括涉及辅助动力单元的停机的步骤。当然，可以在将排气阀36连接到飞行器10的测压孔端口24之前停止辅助动力单元。在挡板40设有锁定器件时，该方法然后包括涉及锁定器件的停用的步骤。例如，当锁定器件包括引线时，锁定器件的停用涉及切断引线。然后，当挡板40被电动控制时，该方法包括启用排气阀36的开关或致动器使得挡板40能够从其打开位置移动到关闭位置的步骤。该方法然后包括以下步骤：启用真空泵32以便在连接器件34a、34b和排气阀36的内部容积中产生减小的压力，以便在飞行器的测压孔端口24的区域中产生减小的压力。在飞行器的内部与外部之间模拟的这种压力差将使得能够打开保护阀20。