CN101784448B - 用于控制涡轮喷气发动机舱整流罩的维修致动器的设备 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于控制飞行器的涡轮喷气发动机舱整流罩的维修致动器(7a，7b)的设备(9)，其包含一个连接至飞行器的一供电网(10)的第一级(12)，至少一个包括将来自第一级(12)的一第一直流(DC)电压转换成对至少一个连接至设备(9)下游的维修致动器(7a，7b)上电的一第二直流(DC)电压的转换器的第二功率级(13a，13b)，用于第一和第二级(12，13a，13b)的控制装置(14)，以及用于在控制装置(14)与至少一个控制单元(16a，16b)之间建立通信以使得一使用者能够控制所述致动器运转的装置(15)，所述控制装置被安排以实施第二级(13a，13b)被第一级(12)供电的第一运行模式与第二级(13a，13b)未被第一级(12)供电的第二待机模式之间的切换操作。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于控制一飞行器涡轮喷气发动机舱整流罩的维修致动器的设备，且涉及一种包括这样一设备的发动机舱。
背景技术
一种飞行器受到许多涡轮喷气发动机所推进，各涡轮喷气发动机被容纳在一发动机舱中，这个发动机舱也容纳一组辅助致动装置，该组辅助致动装置与涡轮喷气发动机的运作相联结，并当涡轮喷气发动机运转或停止时执行各种功能。这些辅助致动装置特别包含用于致动推力反向器的机械系统。
发动机舱通常具有一管状结构，它包含一在涡轮喷气发动机前部的进气系统、一用于包围涡轮喷气发动机的风扇的中部、一用于从涡轮喷气发动机引导副气流而且能够容纳推力反向器的后部，而且发动机舱通常以一排气喷嘴结束，这个排气喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。
现代发动机舱通常被设计成容纳一双流涡轮喷气发动机，其能够通过数片旋转风扇产生一个副冷气流，这个副冷气流被加入到从涡轮喷气发动机的涡轮机获得的热气的主气流中。
发动机舱通常具有一外部结构(称为外部固定结构(OFS))，其与一同心的内部结构(称为内部固定结构(IFS)，包含一围绕涡轮喷气发动机处在风扇之后结构的整流罩)一起界定一供流动的环形导管(也称为导管)，其被设计以引导一冷气流，即在涡轮喷气发动机之外环流的所谓的副气流。主气流和副气流通过发动机舱后部从涡轮喷气发动机喷出。
因此，飞机的各推进系统包含一发动机舱和一涡轮喷气发动机，而且通过一附连于涡轮喷气发动机或发动机舱的支柱悬挂在飞机的一固定结构上，例如，悬挂在机翼下或在机身处。
发动机舱包含至少一对整流罩，通常由两个实质上半圆柱形的半壳形成，各在发动机舱的一纵向垂直对称平面的一侧上，而且被可活动地安装以使其能够在一工作位置与一维修位置之间展开，以允许接近所述涡轮喷气发动机。
这两个整流罩通常被安装成围绕反向器之顶部(12点钟方向)上的一铰链形式纵轴枢转。这些整流罩通过沿一位于底部(6点钟方向)的接合线放置的锁定装置被保持在一关闭位置。
发动机舱可包括例如一对被设计成覆盖涡轮喷气发动机风扇部分的风扇整流罩，和一对包含一推力反向器而且覆盖涡轮喷气发动机后部的反向器整流罩。
每一整流罩使用至少一个致动器例如一汽缸来打开，而且使用至少一个连杆来保持打开状态，这个致动器和连杆各具有一通常固定于涡轮喷气发动机的第一端和一固定于整流罩的第二端。
众所周知，致动器能以液压致动器形式来生产。
同样众所周知，使用机电致动器来更换发动机舱的某些部分，诸如推力反向器整流罩，如文献EP0843089所述。这些致动器通常包括一用于保持在展开位置的机电制动器。这个制动器可具有一休止位置，此时供电电源被中断，根据应用而处于非锁定或锁定模式。
就文献US 6622963而言，其描述一控制系统，其中控制整流罩运动的不同装置可通过中间机构即开关而链接至一个而且是同一电源。这样一系统不可能使用不同电源电压来使其本身能够控制数个致动器电动机。
事实上，在它们的机电版本中，风扇和推力反向器整流罩的致动器可能使用不同的电源。将这些致动器连接至飞行器供电网产生下述问题。
数个致动器的出现，不见得使用同一电源电压，需要生产一电子部件为了各个致动器的电源电压处理许多个电源电压的转换。
另外，这些致动器的存在在网络上产生传导与辐射干扰，因而必需滤波这个电子部件中的信号。
当飞机在地面上而且发动机停止时，这个电子部件被上电。此时，其被限制在发动机舱整流罩与发动机之间的环境中，使其在发动机停止后受热应力：其受在整流罩上的热辐射，而且受来自飞行后仍是热的发动机的辐射。保持所述部件被上电，同时致动器休止而且整流罩关闭，也造成针对此部件释放热，这可影响此部件的热尺寸。
发明内容
本发明的目的在于改进上述缺陷，而且特别地，可以避免这些组件因热而尺寸过大(thermal overdimensioning)和它们在待机模式中的能耗，而且限制飞行器供电网上由于存在多个致动器而产生的干扰。
为此，本发明的主题是一种用于控制飞行器涡轮喷气发动机舱整流罩的维修致动器的设备，其包含：
-一个第一级，连接至飞行器的一供电网，
-至少一个第二功率级，包含将源自第一级的第一直流(DC)电压转换成用于对至少一个连接至所述设备下游的维修致动器供电的第二直流(DC)电压的转换器，
-控制所述第一和第二级的装置，以及
-在所述控制装置与至少一个控制单元之间建立通信以使得一使用者控制这些致动器运转的装置，
-所述控制装置被安排以实现在所述一个或多个第二级被第一级供电的一第一运行模式与所述一个或多个第二级未被第一级供电的一第二待机模式之间的切换。
由于根据本发明所提供的实施方式，全部所述致动器和所述设备的电耗通过包含例如一个或多个电子卡片的所述控制装置以待机模式而被最优化。仅具有低能耗的组件被供电。所述功率级未被供电，因此所述致动器也未被供电。对所述致动器中的一个致动器的控制单元中的一个控制单元的动作使这些功率级被上电，可使用所述维修致动器，所述控制单元可包含例如一开关或一遥控按钮。
因此可去除所述部件的热过尺寸。所提供的实施方式在高的外界温度条件下，例如30与55℃之间，尤其重要。这情况下，在关闭的整流罩中的温度可爬升至90℃。在这些情况最好避免产生任何可能损害这些组件的热。
另外，当在起飞或意外启动之前，忘记切断维修电网，有待机方式的存在使得避免致动器在飞行中被供电而可能干扰其他组件成为可能。
另外，所提供的实施方式可以增加这些致动器中被上电较短时间的电子组件的使用时间。
有利地，所述控制装置被安排以根据检测到至少一个整流罩关闭状态引发从第一运行模式到第二待机模式的切换。
所提供的实施方式可以实施切换到待机模式而不需要一使用者从整流罩位置介入。因此，待机模式仅当所述一个或多个整流罩被关闭时才起作用。
有利地，所述控制装置被安排以根据从一控制单元接收一控制指令，引发从第二待机模式到第一运行模式的切换。
根据一个实施例，从第二待机模式到第一运行模式的切换仅当在供电网被上电后这个控制指令启动时才被执行。
有利地，第一级的至少一部分在待机模式中不被供电。
根据一个实施例，一整流罩的打开或关闭位置通过将整流罩的致动器的能耗及/或致动器的制动器的能耗与一或一个以上预定值比较来检测。
所提供的实施方式可以检测整流罩位置，打开或关闭，而不使用专用位置感测器。
有利地，致动器能耗在整流罩处于静止位置时被测量。
根据一个实施例，所述设备包含至少两个第二级，向不同致动器提供不同电源电压。
有利地，所述设备具有一个第三诊断模式，在此第三诊断模式中，此设备将关于其状态的信息提供给所述第二级的输出端。
所提供的实施方式可以通过读取，优选地，在低电压运行的一第二级的输出上的电压或频率等级而不需要包括一通信总线来简单得知所述设备状态，电压或频率临界值可以得知故障模式。
根据一个实施例，控制装置在从一控制单元收到一专用控制指令序列后引发到诊断模式的切换。
所提供的实施方式可以去除用于诊断模式的一特定控制界面。
本发明也涉及到一种包括如上所述设备的发动机舱。
根据一种可能性，所述设备被置于涡轮喷气发动机的风扇壳中。
根据另一种可能性，所述设备被置于将发动机舱固定于飞行器机翼的支柱中。
所提供的实施方式可以通过使所述设备远离涡轮喷气发动机来减少所述设备的热应力。
附图说明
无论如何，借助于下文描述同时参考所给出的以非限制范例形式表示这个设备一个实施例的附图，本发明将被清楚地理解。
图1是从下透视一发动机舱和一涡轮喷气发动机的全视图，风扇和反向器整流罩是打开的。
图2是图1中发动机舱的正视图。
图3是根据本发明一设备的示意图。
具体实施方式
如图1和图2所示，一飞行器发动机舱2以已知的方式，如上所述，包含一对覆盖涡轮喷气发动机风扇部分4的风扇整流罩3，和一对包含一推力反向器而且覆盖涡轮喷气发动机后部6的反向器整流罩5。
这些整流罩3、5通过一致动器驱动而在它们关闭与打开位置之间移动，所述致动器包含，例如一机电汽缸7，而且这些整流罩3、5通过一连杆8被保持在打开位置，如图2所明示。
根据本发明，发动机舱包括一设备9，其用于控制图3示意表示的维修致动器7。
这个设备9包含一第一级12，其连接至飞行器的一供电网10，供电网10以常用方式提供三相交流电。这个第一级12特别包含一交流(AC)电压到直流(DC)电压转换器，所述转换器包含一电压整流器和一电压阶跃组件，例如用以提供数百伏特数量级的DC电压。
控制设备9还包括至少两个第二功率级13a、13b，用于对至少两个在下游链接至所述设备的维修致动器7a、7b供电。特别地，第二功率级13a、13b包含一个将源自第一级的第一直流(DC)电压转换到用于对一致动器供电的第二直流(DC)电压的转换器。
这些第二级对不同致动器提供不同电源电压。特别地，两个分别为数十伏特电压与数百伏特电压数量级的极其不同的电压可通过两个第二级13a和13b来提供给两个不同的致动器7。
所述设备进一步包含控制第一和第二级12、13a、13b的装置，它由一微控制器14组成。
微控制器14通过建立，例如有线型，的通信15而与为使用者准备的至少一个致动器控制单元16a、16b链接。
微控制器14被安排以产生一待机模式，可以基于源自控制单元16a、16b的控制指令来消除对维修致动器7a、7b的供电或重建此供电。
当设定成待机时，第二级13a、13b停用，第一级12的电压阶跃组件亦然，以显著减少所述设备的电耗。
当整流罩3、5在关闭位置时，所述致动器被设定成待机。
为了测定整流罩3、5的位置，微控制器14通过将致动器7a、7b的能耗或致动器的制动器的能耗与一或一个以上已确定值比较来检测整流罩3、5的打开或关闭位置。
实际上，一致动器7的电耗根据致动器在缩回、中间还是展开位置各自对应于相关整流罩的关闭、中间或打开位置而有所不同。
应注意，消耗测量在整流罩处于静止位置时实施，也就是说，在没有命令经由控制单元16a、16b的控制按钮被给出的时候实施。
从待机模式到对所述设备的这些级12、13a、13b上电的模式的切换在一控制单元16a、16b的一控制按钮被启动时而产生。
然而，所述命令首先由微控制器14检查，以识别此命令是否与整流罩3、5的位置一致。
因此，如果一整流罩3、5已被关闭，从控制单元16a、16b发送的关闭命令将不会引发从待机模式退出。
另外，收到源自致动器控制单元16a、16b的命令，仅当此命令在供电网10被上电后才启动时，通过微控制器14引发从待机模式退出。否则，将等待一新命令。
设备9也包括用于诊断其状态的装置。
特别地，此诊断可通过将一电压测量仪器连接到一，优选地，提供一例如28V的低供电电压的第二级的输出端而做出。
通过对控制单元16a、16b执行一特定控制序列，例如，在按钮上数次按压的序列，所述设备切换至一诊断模式，在诊断模式中，特定信号电压或频率值被发送至所述第二级13a、13b的输出端。每一值或频率对应于设备的一状态，例如，对应于一开启状态或一故障状态。
控制设备9被容纳在一位于风扇壳4中的部件中。
根据一变化形式，所述部件被置于将发动机舱固定于飞行器机翼的支柱17，这可以减少设备上的热应力。
不说自明，本发明不限制于上文以范例形式描述的单一实施例，相反地，涵盖所有变化形式。
应特别注意，其他类型的整流罩可通过由所述设备供电的致动器控制。
Claims (13)
1.一种用于控制一飞行器涡轮喷气发动机舱整流罩(3，5)的维修致动器(7a，7b)的设备(9)，包含：
-一个第一级(12)，连接至所述飞行器的一供电网(10)，
-至少一个第二功率级(13a，13b)，包含将源自所述第一级(12)的一第一直流(DC)电压转换成用于对至少一个连接至所述设备(9)下游的维修致动器(7a，7b)供电的一第二直流(DC)电压的转换器，
-控制所述第一和第二级(12，13a，13b)的装置(14)，以及
-在所述控制装置(14)与至少一个控制单元(16a，16b)之间建立通信以使得使用者能够控制所述致动器运转的装置(15)，
-所述控制装置被安排以实现在所述一个或多个第二级(13a，13b)被所述第一级(12)供电的一第一运行模式与所述一个或多个第二级(13a，13b)未被所述第一级(12)供电的一第二待机模式之间的切换。
2.根据权利要求1所述的设备(9)，其中所述控制装置(14)被安排以根据检测到至少一个整流罩(3，5)的关闭状态，引发从所述第一运行模式到所述第二待机模式的切换。
3.根据前述权利要求中任一权利要求所述的设备(9)，其中所述控制装置(14)被安排以根据从一控制单元(16a，16b)接收到一控制指令，引发从所述第二待机模式到所述第一运行模式的切换。
4.根据权利要求3所述的设备(9)，其中从所述第二待机模式到所述第一运行模式的切换仅当这个控制指令在所述供电网(10)被上电后启动时才被执行。
5.根据权利要求1或2所述的设备(9)，其中所述第一级(12)的至少一部分在所述待机模式中不被供电。
6.根据权利要求1或2所述的设备(9)，其中一整流罩(3，5)的打开或关闭位置通过将所述整流罩(3，5)的致动器(7a，7b)的能耗及/或致动器(7a，7b)的制动器的能耗与一或一个以上预定值比较来检测。
7.根据权利要求6所述的设备(9)，其中所述致动器(7a，7b)的能耗在所述整流罩(3，5)处在一静止位置时被测量。
8.根据权利要求1或2所述的设备(9)，包含至少两个第二级(13a，13b)，所述至少两个第二级(13a，13b)向不同致动器(7a，7b)提供不同供电电压。
9.根据权利要求1或2所述的设备(9)，具有一第三诊断模式，在此第三诊断模式中所述设备将关于其状态的信息提供至所述第二级(13a，13b)的输出端。
10.根据权利要求9所述的设备(9)，其中所述控制装置(14)在从一控制单元(16a，16b)接收到一特定控制指令序列后，引发到所述设备诊断模式的切换。
11.一种飞行器发动机舱，包括根据前述权利要求中任一权利要求所述的设备(9)。
12.根据权利要求11所述的发动机舱，其中所述设备(9)被置于所述涡轮喷气发动机的风扇壳(4)中。
13.根据权利要求11所述的发动机舱，其中所述设备(9)被置于将所述发动机舱固定于所述飞行器机翼的支柱(17)中。
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