RU2354947C1 - Способ и устройство для обнаружения на земле засорения штуцера измерения давления датчика статического давления летательного аппарата - Google Patents
Способ и устройство для обнаружения на земле засорения штуцера измерения давления датчика статического давления летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2354947C1 RU2354947C1 RU2007134225/28A RU2007134225A RU2354947C1 RU 2354947 C1 RU2354947 C1 RU 2354947C1 RU 2007134225/28 A RU2007134225/28 A RU 2007134225/28A RU 2007134225 A RU2007134225 A RU 2007134225A RU 2354947 C1 RU2354947 C1 RU 2354947C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- probe
- pressure sensor
- aircraft
- heating system
- pressure
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
- G01L27/00—Testing or calibrating of apparatus for measuring fluid pressure
- G01L27/007—Malfunction diagnosis, i.e. diagnosing a sensor defect
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
- G01P13/0006—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement of fluids or of granulous or powder-like substances
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
- G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B9/00—Safety arrangements
- G05B9/02—Safety arrangements electric
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Biomedical Technology (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
Настоящее изобретение относится к способу и устройству для обнаружения засорения штуцера измерения давления датчика статического давления летательного аппарата на земле. Устройство содержит датчик давления летательного аппарата, предназначенный для измерения давления внутри зонда, который имеет систему обогрева для нагревания зонда и который после активизации системы обогрева проводит первое измерение, по меньшей мере, одного параметра, зависящего от давления внутри зонда; и через заданное время заданной длительности после активизации системы обогрева проводит второе измерение упомянутого параметра. Устройство также содержит, по меньшей мере, один центральный процессор для вычисления разности между первым и вторым измерениями и для сравнения этой разности с заданным значением и содержит средство аварийной сигнализации для подачи предупредительного сигнала, показывающего обнаружение засорения, если разность больше, чем заданное значение. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Область техники
Настоящее изобретение относится к способу и устройству для обнаружения засорения штуцера измерения давления, по меньшей мере, одного датчика статического давления летательного аппарата на земле.
Уровень техники
Обычно датчик статического давления является частью анемометра, который предназначен для измерения аэродинамических данных и, таким образом, для определения значений параметров, таких как высота летательного аппарата, его скорость и т.п., которые обычно используются для пилотирования летательного аппарата.
Известно, что датчик статического давления обычно содержит, по меньшей мере,
- зонд, снабженный штуцером измерения давления, проходящим через фюзеляж летательного аппарата;
- модуль, который связан трубой с упомянутым зондом; и
- активизируемую систему обогрева для нагревания зонда.
Конечно, любой сбой датчика статического давления должен обнаруживаться быстро и надежно, поскольку в противном случае выполняемые измерения будут обеспечивать ошибочные значения для указанных параметров (используемых в пилотировании), что может иметь разрушительные последствия для безопасности летательного аппарата в полете.
Известно, что к сбою датчика статического давления могут привести ошибки человека, в частности, в операциях технического обслуживания летательного аппарата.
Например, люди, ответственные за мойку летательного аппарата, часто приклеивают кусок липкой ленты на штуцер измерения давления зонда, чтобы во время мойки предотвратить попадание воды в трубу, связанную с зондом. Если после мытья забудут удалить кусок липкой ленты, то в следующем полете летательного аппарата датчик давления даст сбой, поскольку он не сможет измерять давление снаружи фюзеляжа. Фактически он будет измерять давление воздуха в трубе, которая герметизирована куском липкой ленты, причем это измеренное давление, очевидно, отличается в полете от наружного давления.
Известны различные решения (например, патентные заявки FR-2847669 и FR-2857447), позволяющие обнаруживать сбой датчика давления, который является частью анемометра летательного аппарата. Однако известные решения позволяют обнаруживать сбой только тогда, когда летательный аппарат находится в полете. В случае обнаружения во время полета можно просто в оставшуюся часть полета перестать учитывать измерения, выполняемые неисправным датчиком давления, чтобы не принимать во внимание ложные измерения (что очевидно важно для безопасности), но ремонт неисправного датчика невозможен. Хотя анемометр летательного аппарата обычно содержит несколько датчиков давления, так что сбой одного из датчиков давления не помешает продолжить полет, тем не менее, невозможность учитывать данные от одного из датчиков давления будет негативно влиять на точность значений параметров, используемых для пилотирования летательного аппарата, которые выводятся из измерений, выполненных этим анемометром.
Краткое изложение существа изобретения
Технической задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков путем создания способа обнаружения на земле, быстро, надежно и недорого любого засорения штуцера измерения давления зонда, по меньшей мере, одного датчика статического давления летательного аппарата, в частности самолета, причем датчик статического давления использован для измерения давления внутри зонда и содержит, дополнительно к зонду, по меньшей мере, одну активизируемую систему обогрева, которая используется для нагревания зонда.
Согласно настоящему изобретению способ заключается в том, что
a) при активизации системы обогрева, по меньшей мере, одного датчика статического давления выполняют первое измерение с использованием датчика статического давления, по меньшей мере, одного параметра, зависящего от давления внутри зонда,
b) через заданное время после активизации системы обогрева выполняют второе измерение упомянутого параметра с использованием упомянутого датчика статического давления,
c) вычисляют разность между первым и вторым измерениями,
d) вычисленную разность сравнивают с заданным значением,
e) если разность больше заданного значения, то подают предупредительный сигнал, указывающий обнаружение засорения.
Таким образом, согласно изобретению учитывают тот факт, что если штуцер измерения давления зонда блокируется или засоряется, например, куском липкой ленты, то воздух, заключенный внутри этого зонда, будет нагреваться сразу после того, как система обогрева зонда активизируется, при этом статическое давление внутри зонда, которое измеряется датчиком статического давления, будет очень быстро повышаться. Это повышение будет детектироваться посредством прямого контроля статического давления или посредством контроля другого параметра, в частности, барометрической высоты или скорости изменения барометрической высоты, которая зависит от этого статического давления.
Поскольку, как правило, система обогрева зонда активизируется на земле, обычно сразу, по меньшей мере, один двигатель летательного аппарата запускается, или когда летательный аппарат начинает выруливать или при активизации основной системы обогрева, изобретение позволяет отслеживать засорение штуцера измерения давления зонда статического давления, когда летательный аппарат еще находится на земле. Таким образом, если обнаруживается засорение, обслуживающий персонал может быстро разблокировать засоренный зонд до того, как летательный аппарат взлетит. Следовательно, неисправный датчик статического давления быстро приводится в рабочее состояние и может использоваться как раньше при запланированном полете, в отличие от того, что происходит без указанного определения.
Преимущественно, также осуществляют контроль состояния активизации системы обогрева датчика статического давления и на шаге a) упомянутое первое измерение проводят сразу после активизации системы обогрева, сбой обнаруживают благодаря упомянутому контролю.
В конкретном варианте осуществления, на шаге e), предупредительный сигнал подают только в случае, если упомянутая разность больше, чем заданное значение в течение заданного периода длительностью, по меньшей мере, одна секунда.
Как указано выше, измеренный параметр может представлять собой барометрическую высоту. В этом случае предпочтительно используют два датчика статического давления, и каждое из упомянутых первого и второго измерений барометрической высоты выполняют с использованием аэродинамических данных, обеспечиваемых этими двумя датчиками статического давления.
Измеренный параметр также может представлять собой скорость изменения барометрической высоты.
Очевидно, в упрощенном варианте упомянутый параметр представляет собой статическое давление, которое имеется внутри зонда и которое измеряется датчиком статического давления.
Настоящее изобретение также относится к устройству для обнаружения на земле засорения штуцера измерения давления зонда, по меньшей мере, одного датчика статического давления летательного аппарата, причем упомянутый датчик статического давления используется для измерения давления внутри зонда и содержит, в дополнение к зонду, по меньшей мере, одну активизируемую систему обогрева для нагревания зонда.
Согласно изобретению устройство содержит
по меньшей мере, один датчик статического давления, предназначенный для выполнения:
первого измерения, по меньшей мере, одного параметра, зависящего от давления внутри зонда после активизации системы обогрева датчика статического давления, и
второго измерения упомянутого параметра через некоторое время первой заданной длительности после активизации системы обогрева,
по меньшей мере, один центральный процессор для вычисления разности между первым и вторым измерениями и для сравнения вычисленной разности с заданным значением, и
средство предупреждения, предназначенное для подачи предупредительного сигнала, показывающего обнаружение засорения, если разность больше, чем заданное значение.
Устройство позволяет обеспечить эффективный и надежный контроль, по меньшей мере, одного датчика статического давления летательного аппарата.
В предпочтительном варианте осуществления устройство согласно настоящему изобретению также содержит, по меньшей мере, одно средство для контроля состояния активизации системы обогрева датчика статического давления.
Упомянутый центральный процессор может быть частью, например,
центрального аварийного компьютера типа "FWC" (компьютер предупредительной сигнализации); или
модуля инерциальной системы отсчета и анемометрических данных типа "ADIRU" (модуля инерциальной системы отсчета аэродинамических данных).
Кроме того, в конкретном варианте осуществления средство аварийной сигнализации содержит экран для отображения предупреждающих сообщений типа "ECAM" (электронный централизованный контроль летательного аппарата).
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
В дальнейшем изобретение поясняется описанием конкретных вариантов его осуществления со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг.1 изображает блок-схему устройства согласно изобретению,
фиг.2 - детали датчика давления, которые могут контролироваться устройством согласно изобретению.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Устройство 1 (фиг.1) согласно настоящему изобретению предназначено для контроля, по меньшей мере, одного датчика 2 статического давления летательного аппарата, в частности транспортного летательного аппарата, у которого только часть фюзеляжа 3 показана на фиг.1 для простоты.
Более конкретно, устройство 1 предназначено для обнаружения любого засорения штуцера 4A измерения давления зонда 4, по меньшей мере, одного датчика 2 статического давления летательного аппарата.
Известно, что датчик 2 статического давления обычно является частью анемометра 10, который предназначен для измерения аэродинамических данных, позволяя определять значения параметров, таких как высота, скорость и т.п. летательного аппарата. Эти параметры, в частности, используются для пилотирования летательного аппарата. Обычно датчик 2 статического давления содержит зонд 4, который устанавливается поперечно в фюзеляже 3 летательного аппарата и имеет доступ к открытому воздуху через штуцер 4A измерения давления, модуль 5, соединенный трубой 6 с зондом 4. Обычно труба 6, которая обеспечивает пневматическую связь, соединена с модулем 5 посредством пневматического соединителя 7, который позволяет легко и быстро отсоединять и повторно соединять. Аналого-цифровой преобразователь 8 может связываться с модулем 5. Датчик 2 содержит также систему 9 обогрева, которая предназначена для нагрева зонда 4 и которая может активизироваться вручную и/или автоматически.
Согласно изобретению, чтобы обнаруживать сбой датчика 2 статического давления, обусловленный тем фактом, что штуцер 4A измерения давления засоряется (или блокируется), устройство 1 содержит по меньшей мере, один датчик 2 статического давления.
Датчик 2 статического давления предназначен
- для первого измерения, по меньшей мере, одного параметра, определяемого ниже, который зависит от давления внутри зонда 4, сразу после активизации системы 9 обогрева, и
- для второго измерения того же параметра через заданное время после активизации системы 9 обогрева.
Имеется по меньшей мере один центральный процессор 11, который соединен линией 12 связи с модулем 5, для вычисления разности между первым и вторым измерениями и для сравнения этой разности с заданным значением, определяемым ниже; и средство 13 аварийной сигнализации, которое соединено линией 14 связи с центральным процессором 11, предназначенным для подачи предупредительного сигнала (визуального и/или звукового), показывающего обнаружение засорения, если центральный процессор 11 указывает средству 13 аварийной сигнализации, что разность больше, чем заданное значение.
В описываемом варианте осуществления средство 13 аварийной сигнализации подает предупредительный сигнал только, если разность больше, чем заданное значение в течение заданного времени длительностью, по меньшей мере, одна секунда, также определено ниже.
Следовательно, в устройстве 1 согласно настоящему изобретению учитывается тот факт, что если штуцер 4A измерения давления зонда 4 блокируется или засоряется, например, куском липкой ленты, то воздух внутри этого зонда 4 будет нагреваться сразу после того, как система обогрева зонда активизируется, так что статическое давление внутри зонда 4 (и трубы 6), которое измеряется датчиком 2 статического давления, будет повышаться очень быстро и значительно. Это повышение будет детектироваться устройством 1 или посредством прямого контроля статического давления, или посредством контроля другого параметра (в частности барометрической высоты), который зависит от этого статического давления и варьируется аномально, когда последнее варьируется аномально.
Поскольку, как правило, система 9 обогрева зонда активизируется на земле, обычно сразу, по меньшей мере, один двигатель летательного аппарата (не показан) запускается, или когда летательный аппарат начинает выруливать, или когда экипаж приводит в действие пусковую кнопку нагревания зонда ("пусковая кнопка нагревания зонда/окон"), устройство 1 может определить засорение штуцера 4A измерения давления зонда 4, когда летательный аппарат еще находится на земле. Таким образом, если засорение обнаруживается на земле, то обслуживающий персонал может быстро разблокировать засоренный зонд 4 перед тем, как летательный аппарат взлетит. Следовательно, неисправный датчик 2 статического давления быстро ремонтируется и приводится в рабочее состояние, и может использоваться как раньше при запланированном полете.
В предпочтительном варианте осуществления устройство 1 согласно настоящему изобретению также содержит средство 16 для контроля состояния активизации системы 9 обогрева контролируемого датчика 2 статического давления. Средство 16 информирует устройство 1, сразу как определяется активизация системы 9 обогрева, чтобы затем устройство 1 могло выполнить необходимые измерения. Для этого средство 16 может, в частности, контролировать запуск первого двигателя летательного аппарата, и/или активизацию основной системы обогрева, и/или старт пилотирования летательного аппарата.
Очевидно, устройство 1 согласно настоящему изобретению может одновременно контролировать несколько датчиков 2 статического давления.
Известно, что обычно анемометр 10 летательного аппарата соединяется, по меньшей мере, с двумя датчиками 2 статического давления, штуцеры 4A измерения давления которых монтируются с любой стороны продольной оси 17 фюзеляжа 3 летательного аппарата (фиг.1).
Также следует отметить, что гражданский транспортный летательный аппарат обычно имеет три анемометра 10 этого типа, из которых:
первый обеспечивает данные, которые отображаются в кабине экипажа для внимания пилота;
второй обеспечивает данные, которые отображаются в кабине экипажа для внимания второго пилота; и
третий используется в качестве резервного средства, чтобы при необходимости обеспечивать защиту от сбоя первого и второго анемометров.
Устройство 1 может контролировать все датчики 2 статического давления одного анемометра 10 или все датчики 2 статического давления всех анемометров 10 летательного аппарата.
Следует отметить, что линия 12 связи, используемая для соединения модуля 5 с центральным процессором 11, является электрической линией связи, предпочтительно в виде коммуникационной шины по стандарту "ARINC 429". Также может быть предусмотрена интеграция различных модулей непосредственно в центральном процессоре 11.
На Фиг.2 представлен вариант выполнения сборки зонда в фюзеляже 3 летательного аппарата. Сборка обычно содержит между трубой 6 и фюзеляжем 3 винтовую стяжку 18, шайбу 19 и систему 9 обогрева, которая предпочтительно является системой электрического типа, шайбу 20, зонд 4 статического давления и шайбу 21. Элементы 9, 4 и 21 фиксируются обыкновенными болтами к фюзеляжу 3, как показано пунктирными линиями 22.
Кроме того, центральный процессор 11 может быть частью, например, центрального аварийного компьютера типа "FWC" (компьютер предупредительной сигнализации), или модуля инерциальной системы отсчета и анемометрических данных типа "ADIRU" (модуля инерциальной системы отсчета аэродинамических данных).
Кроме того, в данном варианте осуществления средство 13 аварийной сигнализации содержит экран 15 для отображения предупреждающих сообщений типа "ECAM" (электронный централизованный контроль летательного аппарата).
В первом варианте осуществления параметр, измеряемый устройством 1, представляет барометрическую высоту летательного аппарата. При этом устройство 1 предназначено для обнаружения любого значительного и внезапного изменения барометрической высоты после активизации системы 9 обогрева контролируемого датчика 2 статического давления. В этом случае, предпочтительно, устройство 1 контролирует и содержит два датчика 2 статического давления, причем первое и второе измерение барометрической высоты выполняется с использованием аэродинамических данных, обеспечиваемых каждым из этих двух датчиков 2 статического давления. Затем каждый раз вычисляется барометрическая высота обычным образом из статического давления, усредненного из измерений статического давления, выполненных этими двумя датчиками 2 статического давления, которые предпочтительно располагаются на правой и левой сторонах летательного аппарата.
Более того, в первом варианте осуществления можно использовать, например, следующие заданные значения:
- первую заданную длительность 60 секунд;
- в качестве заданного значения барометрической высоты, с которым сравнивается разность барометрической высоты между первым и вторым измерениями, - 20 футов (около 6 метров); и
- в качестве второй заданной длительности - 5 секунд.
Также во втором варианте осуществления параметр, измеряемый устройством 1, представляет скорость изменения барометрической высоты.
Более того, в третьем упрощенном варианте осуществления устройство 1 в качестве контролируемого параметра использует статическое давление, которое непосредственно измеряется датчиком 2 статического давления, то есть статического давления, которое существует внутри зонда 4 и трубы 6 каждого контролируемого датчика 2 статического давления.
В этом третьем варианте осуществления возможно использовать, например, следующие заданные значения:
- в качестве первой заданной длительности - 75 секунд;
- в качестве заданного значения статического давления, с которым сравнивается разность между первым и вторым измерениями статического давления, - 1 мбар; и
- в качестве второй заданной длительности - 10 секунд.
Следовательно, устройство 1 согласно настоящему изобретению позволяет обеспечить эффективный и надежный контроль, по меньшей мере, одного датчика 2 статического давления летательного аппарата.
Claims (14)
1. Способ обнаружения засорения штуцера (4А) измерения давления зонда (4), по меньшей мере, одного датчика (2) давления летательного аппарата, причем датчик (2) давления предназначен для измерения давления внутри зонда и содержит в дополнение к зонду (4), по меньшей мере, одну активизируемую систему (9) обогрева для нагревания зонда, заключающийся в том, что
a) выполняют первое измерение датчиком (2) давления, по меньшей мере, одного параметра, зависящего от давления внутри зонда (4) при активизации системы (9) обогрева, по меньшей мере, одного датчика (2) давления,
b) выполняют второе измерение упомянутого параметра датчиком (2) давления через заданное время первой длительности после активизации системы (9) обогрева,
c) вычисляют разность между первым и вторым измерениями,
d) сравнивают вычисленную разность с заданным значением, и
e) если разность больше заданного значения, то подают предупредительный сигнал, показывающий обнаружение засорения.
a) выполняют первое измерение датчиком (2) давления, по меньшей мере, одного параметра, зависящего от давления внутри зонда (4) при активизации системы (9) обогрева, по меньшей мере, одного датчика (2) давления,
b) выполняют второе измерение упомянутого параметра датчиком (2) давления через заданное время первой длительности после активизации системы (9) обогрева,
c) вычисляют разность между первым и вторым измерениями,
d) сравнивают вычисленную разность с заданным значением, и
e) если разность больше заданного значения, то подают предупредительный сигнал, показывающий обнаружение засорения.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что осуществляют мониторинг состояния активизации системы (9) обогрева датчика (2) давления, для чего на этапе а) первое измерение выполняют сразу после того, как начинается активизация системы (9) обогрева.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе е) предупредительный сигнал подают только, если разность больше заданного значения в течение заданного времени длительностью, по меньшей мере, одна секунда.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве упомянутого параметра используют барометрическую высоту.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что используют два датчика (2) давления, при этом каждое из первого и второго измерений барометрической высоты выполняют с использованием аэродинамических данных, измеряемых двумя датчиками (2) давления.
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве упомянутого параметра используют скорость изменения барометрической высоты.
7. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве упомянутого параметра определяют статическое давление внутри зонда (4).
8. Устройство для обнаружения засорения штуцера (4А) измерения давления зонда (4), по меньшей мере, одного датчика (2) давления летательного аппарата, причем датчик (2) давления предназначен для измерения давления внутри зонда (4) и содержит в дополнение к зонду (4), по меньшей мере, одну активизируемую систему (9) обогрева для нагревания зонда, отличающееся тем, что содержит
по меньшей мере, один датчик (2) давления для выполнения
первого измерения, по меньшей мере, одного параметра, зависящего от давления внутри зонда (4), сразу после активизации системы (9) обогрева датчика (2) давления, и
второго измерения параметра через заданное время первой длительности после активизации системы (9) обогрева,
по меньшей мере, один центральный процессор (11) для вычисления разности между первым и вторым измерениями и для сравнения вычисленной разности с заданным значением,
средство (13) аварийной сигнализации для подачи предупредительного сигнала, показывающего обнаружение засорения, если разность больше, чем заданное значение.
по меньшей мере, один датчик (2) давления для выполнения
первого измерения, по меньшей мере, одного параметра, зависящего от давления внутри зонда (4), сразу после активизации системы (9) обогрева датчика (2) давления, и
второго измерения параметра через заданное время первой длительности после активизации системы (9) обогрева,
по меньшей мере, один центральный процессор (11) для вычисления разности между первым и вторым измерениями и для сравнения вычисленной разности с заданным значением,
средство (13) аварийной сигнализации для подачи предупредительного сигнала, показывающего обнаружение засорения, если разность больше, чем заданное значение.
9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что содержит, по меньшей мере, одно средство (16) для мониторинга состояния активизации системы (9) обогрева датчика (2) давления.
10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что центральный процессор (11) является частью центрального аварийного компьютера.
11. Устройство по п.8, отличающееся тем, что центральный процессор (11) является частью модуля инерциальной системы отсчета и анемометрических данных.
12. Устройство по п.8, отличающееся тем, что средство (13) аварийной сигнализации содержит экран (15) для отображения предупреждающих сообщений.
13. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит устройство (1) для выполнения способа по любому из пп.1-7.
14. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит устройство (1) по любому из пп.8-12.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0501453 | 2005-02-14 | ||
| FR0501453A FR2882141B1 (fr) | 2005-02-14 | 2005-02-14 | Procede et dispositif pour detecter au sol l'obstruction d'une prise de pression d'un capteur de pression statique d'un aeronef |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2354947C1 true RU2354947C1 (ru) | 2009-05-10 |
Family
ID=35045428
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007134225/28A RU2354947C1 (ru) | 2005-02-14 | 2006-02-02 | Способ и устройство для обнаружения на земле засорения штуцера измерения давления датчика статического давления летательного аппарата |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7675434B2 (ru) |
| EP (1) | EP1848976B1 (ru) |
| JP (1) | JP5166884B2 (ru) |
| CN (1) | CN100559139C (ru) |
| AT (1) | ATE556305T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0606554A2 (ru) |
| CA (1) | CA2596928C (ru) |
| FR (1) | FR2882141B1 (ru) |
| RU (1) | RU2354947C1 (ru) |
| WO (1) | WO2006087440A1 (ru) |
Families Citing this family (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8290631B2 (en) * | 2009-03-12 | 2012-10-16 | Emerson Process Management Power & Water Solutions, Inc. | Methods and apparatus to arbitrate valve position sensor redundancy |
| JP5175002B2 (ja) * | 2009-04-21 | 2013-04-03 | インディアン・スペース・リサーチ・オーガニゼイション | フラッシュ大気データシステム（ｆａｄｓ）の圧力検知における障害を検出し分離するためのシステム及び方法 |
| FR2964210B1 (fr) * | 2010-08-24 | 2012-09-21 | Airbus Operations Sas | Systeme de traitement de signaux redondants, procede associe, et aeronef comprenant un tel systeme |
| US8718955B2 (en) * | 2010-11-15 | 2014-05-06 | Rosemount Aerospace Inc. | System and method for detecting blocked pitot-static ports |
| FR2976374B1 (fr) * | 2011-06-10 | 2016-10-14 | Thales Sa | Procede et dispositif de traitement de taches optimise pour un fws. |
| FR2999293B1 (fr) * | 2012-12-11 | 2015-01-16 | Thales Sa | Systeme pour la fourniture d'estimations de parametres de vol d'un aeronef independantes et dissimilaires et aeronef associe |
| FR3009281B1 (fr) * | 2013-07-31 | 2017-02-17 | Airbus Operations Sas | Aeronef comprenant un systeme de mesure de pression et procede associe |
| WO2015019147A1 (en) * | 2013-08-08 | 2015-02-12 | Bombardier Inc. | Air data probe contamination monitor |
| JP2015132646A (ja) | 2014-01-09 | 2015-07-23 | 三星電子株式会社Ｓａｍｓｕｎｇ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ Ｃｏ．，Ｌｔｄ． | 静電荷像現像用マゼンタトナー |
| CN104655364B (zh) * | 2015-03-13 | 2017-10-27 | 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 | 分压方式高静压差压发生装置及方法 |
| CN105973544B (zh) * | 2016-06-20 | 2018-04-10 | 中国民航大学 | 一种基于自适应pid方法的飞机全静压测试***及方法 |
| DE102016114846A1 (de) | 2016-08-10 | 2018-02-15 | Endress+Hauser Gmbh+Co. Kg | Differenzdruckmessanordnung und Verfahren zum Erkennen von verstopften Wirkdruckleitungen |
| CN111720671A (zh) * | 2019-03-18 | 2020-09-29 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 新型l形压力受感器夹具 |
| CN112067193B (zh) * | 2020-09-14 | 2022-03-25 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种飞行器表面压力传感器测试装置及测试方法 |
| CN113848977B (zh) * | 2021-10-09 | 2023-12-22 | 广东汇天航空航天科技有限公司 | 飞行器控制方法、***及飞行控制器 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2049954A (en) * | 1979-05-22 | 1980-12-31 | Russell J | Improvements in or relating to apparatus for testing aircraft instruments |
| US4598381A (en) * | 1983-03-24 | 1986-07-01 | Rosemount Inc. | Pressure compensated differential pressure sensor and method |
| DE3618798A1 (de) | 1986-06-04 | 1987-12-10 | Nord Micro Elektronik Feinmech | Verfahren zum messen einer die eigenschwingung eines messwandlers beeinflussenden physikalischen groesse |
| FR2686310B1 (fr) | 1992-01-20 | 1994-04-08 | Aerospatiale Ste Nationale Indle | Systeme pour la commande d'une surface aerodynamique d'un aeronef. |
| FR2703155B1 (fr) * | 1993-03-25 | 1995-06-09 | Aerospatiale | Système intégré pour mesures de pression multivoie et procédé de mesures correspondant. |
| JP2001505659A (ja) * | 1996-10-16 | 2001-04-24 | ローズマウント・エアロスペース・インコーポレーテッド | 加熱式空気データプローブ |
| EP0988630A4 (en) * | 1997-03-20 | 2006-01-18 | Innovative Solutions & Support | AIR DATA MEASUREMENT WITH LINEARIZATION CIRCUIT FOR THE PRESSURE SENSOR OUTPUT SIGNAL |
| US6701274B1 (en) * | 1999-08-27 | 2004-03-02 | Rosemount Inc. | Prediction of error magnitude in a pressure transmitter |
| US6414282B1 (en) * | 2000-11-01 | 2002-07-02 | Rosemount Aerospace Inc. | Active heater control circuit and method used for aerospace probes |
| US6609421B2 (en) * | 2001-05-08 | 2003-08-26 | Rosemount Aerospace Inc. | Sideslip correction for a multi-function three probe air data system |
| JP3718847B2 (ja) * | 2002-05-17 | 2005-11-24 | 横河電機株式会社 | 差圧測定装置 |
| US6668640B1 (en) * | 2002-08-12 | 2003-12-30 | Rosemount Aerospace Inc. | Dual-channel electronic multi-function probes and methods for realizing dissimilar and independent air data outputs |
| FR2847669B1 (fr) * | 2002-11-27 | 2005-02-04 | Airbus France | Procede et dispositif pour detecter la defaillance d'un capteur de pression d'une centrale anemometrique d'un aeronef |
| FR2857447B1 (fr) * | 2003-07-07 | 2005-09-30 | Airbus France | Procede et dispositif pour surveiller la validite d'au moins un parametre qui est calcule par une centrale anemometrique d'un aeronef |
| US6804600B1 (en) * | 2003-09-05 | 2004-10-12 | Honeywell International, Inc. | Sensor error detection and compensation system and method |
-
2005
- 2005-02-14 FR FR0501453A patent/FR2882141B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-02-02 RU RU2007134225/28A patent/RU2354947C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-02-02 US US11/816,078 patent/US7675434B2/en active Active
- 2006-02-02 EP EP06709220A patent/EP1848976B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-02-02 AT AT06709220T patent/ATE556305T1/de active
- 2006-02-02 BR BRPI0606554-6A patent/BRPI0606554A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-02-02 JP JP2007554592A patent/JP5166884B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-02-02 WO PCT/FR2006/000228 patent/WO2006087440A1/fr active Application Filing
- 2006-02-02 CA CA2596928A patent/CA2596928C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-02-02 CN CN200680004695.4A patent/CN100559139C/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2596928C (fr) | 2016-11-15 |
| FR2882141B1 (fr) | 2007-05-04 |
| CN101120238A (zh) | 2008-02-06 |
| FR2882141A1 (fr) | 2006-08-18 |
| ATE556305T1 (de) | 2012-05-15 |
| CN100559139C (zh) | 2009-11-11 |
| WO2006087440A1 (fr) | 2006-08-24 |
| EP1848976A1 (fr) | 2007-10-31 |
| CA2596928A1 (fr) | 2006-08-24 |
| EP1848976B1 (fr) | 2012-05-02 |
| US20080150763A1 (en) | 2008-06-26 |
| JP2008530545A (ja) | 2008-08-07 |
| US7675434B2 (en) | 2010-03-09 |
| BRPI0606554A2 (pt) | 2009-06-30 |
| JP5166884B2 (ja) | 2013-03-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2354947C1 (ru) | Способ и устройство для обнаружения на земле засорения штуцера измерения давления датчика статического давления летательного аппарата | |
| US8718955B2 (en) | System and method for detecting blocked pitot-static ports | |
| EP2919863B1 (en) | Temperature derivative based launch method for fire suppression systems | |
| US9128109B1 (en) | Method and system for detecting errors in indicated air speed | |
| US8626362B2 (en) | Method and device for monitoring the speed of an aircraft | |
| JPH01203619A (ja) | エンジン監視装置 | |
| EP3021100B1 (en) | Real-time fault detection of a bleed air duct system | |
| US20120118076A1 (en) | Method of Detecting, Measuring, Correcting and Removal of Ice for a Pitot-Static Based Airspeed Detection Syeste for an Aircraft | |
| US7596434B2 (en) | Aircraft brake temperature monitoring system and method | |
| US20050010389A1 (en) | Method and device for monitoring the validity of at least one parameter which is calculated by an anemometeric unit of an aircraft | |
| US6993419B2 (en) | Process and device for detecting the failure of a pressure sensor of an air data system of an aircraft | |
| US20150029046A1 (en) | Methods and systems for displaying backup airspeed of an aircraft | |
| KR100880147B1 (ko) | 오일미스트 검지기 | |
| US20210023407A1 (en) | Fire suppression system for aircraft | |
| JPH0431083Y2 (ru) | ||
| JP2933288B2 (ja) | マイクロフローセンサ付フルイディックガスメータ | |
| US20030184443A1 (en) | Static-alert | |
| JPS62209300A (ja) | ガス遮断弁装置 | |
| JPH0476800A (ja) | ガス圧力調整器の凍結検出装置 | |
| JPS58210389A (ja) | 水温上昇検出装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210203 |