CN102947177B - 用于致动器的供电和控制设备、相应的致动组件、以及包括该设备的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于多个电致动器（7,8,9,10,11）的供电和控制设备（20），该设备包括控制电路（250）和功率电路（200），该功率电路具有连接至开关模块（221）的逆变器模块（201），开关模块（221）设置有用于连接至致动器的装置，该控制电路连接至开关模块以控制开关模块，以将致动器按顺序连接至逆变器模块，该设备特征在于，控制电路（250）被设置成按顺序控制逆变器模块（201）和开关模块，而且控制电路包括被设置成检测该设备的故障的监测模块（260）。本发明进一步涉及包括多个致动器和这样的供电和控制设备的致动组件、以及包括多个致动器和这样的供电和控制设备的飞行器。

Description

用于致动器的供电和控制设备、相应的致动组件、以及包括该设备的飞行器

本发明涉及：用于电致动器的供电和控制设备、包括该设备和电致动器的致动组件、以及具有电致动器和该设备的飞行器。

诸如飞机之类的飞行器具有与致动器相关联的大量可动元件，致动器连接至飞行驾驶单元，使飞机的飞行员能够直接或间接地控制致动器。

作为示例，可动元件可以是：

·翼面或飞行面，具体而言是副翼、扰流器以及其它翼板；以及

·起落装置元件，具体而言是舱口、起落架支柱或前轮。

常规地，致动器已经是液压致动器，具体而言是经由电磁阀连接至一个或多个加压的液压回路的致动器。然而，使用液压能量带来了重量和维护限制的问题，这些问题导致飞机制造商尽可能地最小化液压回路的尺寸。

因此，已经提议将每个致动器与包含电泵的单独的液压回路相关联。从而，不再具有服务于飞机的所有致动器的一个或多个大尺寸液压回路，而是具有大量小尺寸的液压回路，每个小尺寸的液压回路连接至单个致动器或连接至非常少数量的需要同时操作的致动器。该体系结构已极大地减少了与在飞机上使用液压装置相关联的限制。

然而，在历史上，航空运输协会（ATA）已经定义了功能编码系统，用于根据飞机上存在的各个系统和设备在飞机上执行的功能来对它们进行分类。作为扩展，那些类别中的每一个与对于设计和将能容纳的故障模式的限制相关联，使得属于一个特定ATA类别的一件设备被认为不可在一些其它ATA类别中使用。

本发明的目的是进一步改进用于致动飞行器的可动元件的装置的体系结构。

为此，本发明提供了用于多个电致动器的供电和控制设备，该设备包括控制电路和功率电路，该功率电路具有连接至开关模块的逆变器模块，该开关模块设置有用于连接至致动器的连接装置，该控制电路连接至开关模块以操作该开关模块，以将致动器顺序地连接至逆变器模块。控制电路被设置成顺序地控制逆变器模块和开关模块，且控制电路包括设置成检测该设备的故障的监测模块。

该设备使得有可能对在同一时间周期中但不同时使用的致动器供电，同时确保高水平的安全性，具体是通过限制与所形成的火花或高水平的局部发热相关联的起火风险并且通过监测设备的操作。此外，借助于该体系结构，更容易确保该设备满足与多个ATA类别相关联的限制。

优选地，开关模块具有至少一个开关继电器，且控制电路被设置成允许开关继电器的位置仅在零电压和电流下改变，而且相反，控制电路被设置成防止在开关继电器处于错误位置的情况下供电。

有利地，监测模块被设置成在监测模块已检测到故障时禁止开关继电器。

在特定实施例中，控制电路经由连接接口连接至用于感测逆变器的电压和电流的传感器并且经由隔离装置连接至逆变器模块的驱动器，和/或控制电路经由连接接口连接至用于感测开关模块的位置和电流的传感器并且经由隔离装置连接至开关模块的至少一个开关继电器。

因此控制电路相对于功率电路受到保护。

因此，监测模块优选连接至连接接口。

从而经由这些接口传递的信息可由监测模块来使用，监测模块也可监测所述接口的正确操作。

有利地，监测模块经由隔离装置连接至逆变器模块的断路器以控制所述断路器，而且还连接至该断路器以验证操作状态。

优选地，监测模块被设置成执行以下任务中的至少一个：

·在故障的情况下向外部发出警告；

·使功率电路停止；

·在排除故障起因之后，使至少一个安全部件重新初始化；

·通过将由控制电路发出的至少一个设定点与逆变器模块的状态作比较来验证至少一个调节回路；以及

·验证由至少一个传感器返回的测量的有效性。

本发明还提供一种飞行器，该飞行器包括多个电致动器、用于对致动器供电的供电网络、以及配置成使飞行员能控制致动器的飞行驾驶单元，该飞行器包括至少一个上述类型的供电和控制设备用于将至少一组致动器连接至供电网络，该供电和控制设备具有功率电路，该功率电路由控制电路所控制并连接至飞行驾驶单元，该控制电路被设置成使电力按顺序被供应给该组致动器中的致动器。

因此，使用电致动器有可能消除飞行器的至少一部分上的液压装置。此外，在本发明中，单个功率电路对一组致动器供电，由此有可能限制机载功率部件的重量。按顺序供电使得有可能在不同的时刻以不同的大小对致动器供电，使得任一组中的致动器可被连接至执行不同功能的可动元件。

有利地，该飞行器具有多个相同的供电和控制设备，每个供电和控制设备连接至相应的致动器组。

使用多个相同的供电和控制设备便于对备用零件的维护操作和管理。

还有利地，该飞行器具有两个机翼，每个机翼设置有多个致动器，且该飞行器具有两个供电和控制设备，使得每个供电和控制设备控制与相应的一个机翼相关联的致动器，而且优选地，每个机翼的致动器连接至诸如至少一个可动翼面以及至少一个起落装置元件之类的元件。

由于供电和控制设备连接至与需要满足不同ATA标准的诸个元件相关联的诸个致动器，所以供电和控制设备被设置成满足所涉及的所有标准。

最终，本发明提供致动器组件，包括多个致动器和上述类型的供电和控制设备。

本发明的其它特征和优点在阅读本发明的特定的非限制性实施例的以下描述时显而易见。

参考附图，其中：

·图1是根据本发明的飞机的图解平面图；

图2是本发明的供电和控制设备的简化图；以及

图3是根据本发明的致动器组件的框图视图。

参考附图，以本发明在飞机中的应用描述了本发明，该飞机具有标注为1的机身和标注为2的两个机翼。机身1的前部设置有前起落装置3，前起落装置3可缩到被舱口封闭的外壳中。每个机翼2设置有至少一个空气扰流板4和起落装置5，该起落装置5可缩到由舱口6封闭的外壳中。舱口6、起落装置3、5以及扰流板4形成可动元件，而且它们与致动器7、8、9和10相关联，致动器7、8、9和10在飞机的结构与所讨论的可动元件之间延伸，以移动所述可动元件。前起落装置3还可通过致动器11转向。致动器7至11包括永磁体同步电机，而且它们包括相应的锁定构件和与位置传感器相关联的运动传递装置。每个锁定构件被设置成在致动器未供电时将致动器（或移动元件，如果移动元件并置在致动器上）保持在适当的位置。运动传递装置被设置成将电机的旋转运动转换成线性运动，或放大旋转运动。

致动器7至11由飞行驾驶单元12控制，飞行驾驶单元12具有执行辅助和管理功能（用于引擎、用于管理起落装置、自动驾驶、导航……）的控制仪器和控制单元13，以使飞机的飞行员能操作飞机。例如，控制单元13可以是运行诸个专用计算机程序的诸个计算机或执行多个专用计算机程序的单个计算机。

致动器7至11经由供电和控制设备20成组地连接至标注为14的机载供电网络和飞行驾驶单元12。机载供电网络14包括270V电压的高功率直流（DC）子网络，以及28V的低功率DC子网络。

该飞行器具体包括供电和控制设备20，供电和控制设备20连接至用于对前起落装置支柱3进行致动的致动器9和用于使前轮转向的转向致动器11。

因此，每个机翼2的致动器7、8和10形成相应的组，且与前起落装置相关联的致动器9和11类似地形成组。

因此，每个供电和控制设备20连接至多个致动器，且被设置成按顺序对它们供电。术语“按顺序”用于表示这些致动器不是同时被供电，而是根据要求一个接一个地被供电。

每个供电和控制设备20具有功率电路（被给予整体附图标记200）和控制电路（被给予整体附图标记250）。这些电路中使用的部件本身是公知的。

供电电路200包括逆变器模块201，逆变器模块201设置有连接至网络14的连接装置202，且与开关模块221串联连接，开关模块221具有到致动器的连接装置224。连接装置202用于将供电和控制设备20连接至网络14的高功率和低功率子网络。

从连接装置202到连接装置224，功率电路包括：断路器203；入口滤波器204；耗散斩波器205；功率桥206；开关继电器222；以及出口滤波器223。断路器203被设置成，尤其在输出电流超出了通过调节所设置的限制的情况下或在短路的情况下，切断高功率供电。.入口滤波器204被设置成衰减低功率和高功率供电上的噪声，并平滑从高功率供电消耗的负荷。耗散斩波器205被设置成在高功率供电电压超过预定阈值时连接耗散负载（诸如电阻）。功率桥206也连接至驱动器210，且被设置成将作为输入而接收的高功率DC变换成三相交流电（AC）。出口滤波器223使所传递的三相功率与包括致动器和通向设备的连接的组件的阻抗匹配。

除部件202至206之外，逆变器模块201还包括温度传感器207、在功率桥206上游的电压传感器208，以及在功率桥206下游的电流传感器209。

除了部件222到224，开关模块221还包括：位置传感器225，用于感测开关继电器222的位置；电流传感器226，位于开关继电器222下游；用于开关继电器222的安全电路228；以及滤波器227，用于提供针对电磁辐射和闪电的保护（或更一般地，针对外部起源的任何浪涌电压或浪涌电流的保护）。安全电路228被设置成经由阻尼电阻使致动器的相位短路，以在电机未被驱动时或在出故障的情况下限制电机的速度。当没有致动器在被操作或被选择或被供电时，安全电路自动激活。也有可能为致动器提供机械阻尼，例如液压或磁阻尼。电流传感器226用于测量电机的三相中的瞬时电流。该测量对于电流控制、短路保护、限制电流消耗以及验证开关继电器222的位置是有用的。

控制电路250连接至控制单元13且包括具有脉宽调制器单元252的控制模块251，脉宽调制器单元252经由隔离装置253连接至驱动器210以控制驱动器210，且经由连接接口254连接至电压和电流传感器208和209以形成调节回路。脉宽调制器单元252被设置成计算要传递的三相电压以满足调节电流设定点，并计算用于功率桥206的相应的控制信号。控制模块251还具有驱动单元255，驱动单元255经由隔离装置256连接至开关继电器222，且经由连接接口257连接至位置和电流传感器225和226以形成调节回路。

最后，控制单元250包括监测单元260，该监测单元260：

首先连接至温度传感器207（经由连接接口259），连接至连接接口254、连接至断路器203（经由隔离装置258），连接至脉宽调制器单元252、连接至驱动单元255并且连接至连接接口257以从其中接收信息；以及

其次连接至断路器203和安全电路228（经由隔离装置258），连接至脉宽调制器单元252、连接至驱动器单元255，以用于在故障危害该设施的安全时或在排除故障之后控制它们（激活、停用、重新初始化它们），以使它们回到服务状态。

监测模块260用于确保供电和控制设备20的正确操作，并在故障的情况下（不正确的开关、过热、短路、无效控制信号）向飞行驾驶单元12发出警告。如上所述，在严重故障的情况下，监测模块260被设置成使功率电路200停止；监测单元260还可使安全部件在故障原因被排除之后重新初始化。监测模块260还被设置成：通过将由控制电路250发出的设定点与逆变器模块201的状态（例如经由电压和电流传感器208、209获得）作比较来验证调节回路，并且验证传感器返回的测量结果的有效性（例如通过在开关时将来自位置传感器225的信号与来自电流传感器226的信号作比较）。最后，监测模块260连接至通向维护设备261的连接接口，并且连接至通向致动器262的连接接口。

在标称操作下，供电和控制设备20被设置成按顺序控制逆变器模块201和开关模块221。不允许开关模块221和逆变器201的同时操作，而且供电和控制设备20被设置成仅在零电压和电流下准许开关继电器222改变位置。在开关继电器222处于错误位置的情况下，不允许供电。

开关继电器222被设置成将由控制电路250选择的致动器连接至逆变器模块201，而且将在监测模块260检测到故障时被监测模块260禁止。

控制模块251向开关继电器222发送控制命令，以选择该致动器然后向功率电路发送电流设定点。功率电路200（更具体而言是驱动器210）被设置成确定电流伺服－控制关系，并根据从控制模块接收的数据来对致动器供电。

因此，每个供电和控制设备20充当通过开关模块221选择性地连接至每个致动器的斩波电源（也称为开关模式电源SMPS）。该电源通过缓慢回路和快速回路被调节和伺服控制。控制电路250根据来自与致动器相关联的位置传感器的信息来执行缓慢回路调节（位置伺服－控制），而功率电路200根据来自致动器自身的电机的信息以及根据由电流传感器209传输的电流值来执行对所有致动器共同的快速回路调节（电流伺服－控制）。优选地，为了获得最大扭矩，执行调节，以使得所传递的电流与电机的电磁力同相（矢量控制）。

以下参考对扰流器4和起落装置的一个起落架8进行致动来更详细地描述按顺序操作的示例。在标称操作下，当准备降落时，通过供电和控制设备20使扰流板4伸展并将其保持在伸展位置，供电和控制设备20通过执行位置伺服－控制对致动器8供电。当伸展起落架8的命令到达供电和控制设备20时，供电和控制设备20开始供电顺序：

·使致动器10在内部锁定；

·对致动器7供电以打开舱口6，然后将其锁定；

·对致动器8供电以伸展起落架8，然后将其锁定；以及

·重新对致动器10供电以完成扰流器4的部署。

由于起落架以低速伸展，所以致动器闭锁装置10必须承受可能使其损坏的负荷的风险较低。然而，有可能将机械保险装置（诸如额定摩擦制动器）与该闭锁装置相关联。

应当注意到，如果致动器作为发生机操作，即如果外力驱动可动元件的运动以及电机的转动，则耗散斩波器用于耗散所产生的能量。

按照上述顺序切换致动器所允许的最大时间是约500毫秒（ms），且优选更短。确定该时间，以使得在飞机由于故障而迅速下坠（典型地以每秒5米(m/s)的速度）的情况下，该切换足够快的进行，以使多个可动元件被操作以确保飞机准备好降落。具体而言，在切换期间，飞机将在500ms时间内下降2.5米（m），这是可接受的。

当然，本发明不限于所描述的实施例，而是覆盖落在由所附权利要求限定的本发明的范围内的任何变型。

具体而言，供电和控制设备可具有与所描述的结构不同的结构，例如出于安全原因，它可包括部件冗余性。

每个供电和控制设备20可连接至其它致动器。这未进行详细描述，以阐明和简化本说明书。应理解，一旦供电和控制设备20连接至多个致动器，不论致动器数量如何（致动器数量无关紧要），操作原理仍是相同的。因此，供电和控制设备可具有根据要控制的致动器的数量而需要的多个出口。在给定飞行器上，有可能设置具有不同多个出口的供电和控制设备。

应注意到，需要同时被致动的两个致动器可经由分支连接而被连接至公共线路，该公共线路连接至供电和控制设备20。

Claims (19)

1.一种用于多个电致动器(7,8,9,10,11)的供电和控制设备(20)，所述设备包括控制电路(250)和功率电路(200)，所述功率电路具有连接至开关模块(221)的逆变器模块(201)，开关模块(221)设置有用于连接至致动器的连接装置，所述控制电路连接至开关模块以操作开关模块，以将致动器按顺序连接至逆变器模块，所述设备特征在于，控制电路(250)被设置成按顺序控制逆变器模块(201)和开关模块，而且控制电路包括被设置成检测所述设备的故障的监测模块(260)。

2.如权利要求1所述的供电和控制设备，其中所述开关模块具有至少一个开关继电器(222)，且控制电路(250)被设置成仅在零电压和电流时允许开关继电器的位置改变。

3.如权利要求1所述的供电和控制设备，其中控制电路(250)被设置成防止在开关继电器(222)处于错误位置的情况下供电。

4.如权利要求1所述的供电和控制设备，其中监测模块(260)被设置成在监测模块检测到故障时禁止开关继电器(222)。

5.如权利要求1所述的供电和控制设备，其中控制电路(250)经由连接接口(254)连接至用于感测逆变器(201)的电压和电流的传感器，并且经由隔离装置(253)连接至逆变器模块的驱动器(210)。

6.如权利要求1所述的供电和控制设备，其中控制电路(250)经由连接接口(257)连接至用于感测开关模块(221)的位置和电流的传感器，并且经由隔离装置(256)连接至开关模块的至少一个开关继电器。

7.如权利要求5或6所述的供电和控制设备，其中监测模块(260)连接至所述连接接口(254，257)。

8.如权利要求1所述的供电和控制设备，其中监测模块(260)经由隔离装置(258)连接至逆变器模块(201)的断路器(203)以控制所述断路器，而且还连接至断路器以验证操作状态。

9.如权利要求1所述的供电和控制设备，其中监测模块被设置成执行以下任务中的至少一个：

·在故障的情况下向外部发出警告；

·使功率电路(200)停止；

·在排除故障起因之后，使至少一个安全部件重新初始化；

·通过将由控制电路(250)发出的至少一个设定点与逆变器模块(210)的状态作比较来验证至少一个调节回路；以及

·验证由至少一个传感器返回的测量的有效性。

10.如权利要求1所述的供电和控制设备，其中监测模块(260)连接至通向维护设备(261)的连接接口，并且连接至通向致动器(262)的连接接口。

11.如权利要求1所述的供电和控制设备，其中控制电路(250)包括连接至逆变器模块(252)的斩波器模块(252)。

12.一种致动器组件，包括多个致动器(7,8,9,10,11)和如权利要求1至11中的任一项所述的供电和控制设备(20)。

13.如权利要求12所述的组件，其中至少一个致动器(7,8,9,10,11)是永磁体同步电机。

14.一种飞行器，包括：多个电致动器(7,8,9,10,11)、用于对致动器供电的供电网络、以及被设置成使飞行员能控制致动器的飞行驾驶单元(12)，所述飞行器的特征在于包括将至少一组致动器连接至供电网络的至少一个供电和控制设备(20)，所述供电和控制设备是根据权利要求1至11中的任一项所述的供电和控制设备且具有受控制电路(250)控制并连接至飞行驾驶单元的功率电路(200)，所述控制电路被设置成使电力按顺序被供应给所述一组致动器中的致动器。

15.如权利要求14所述的飞行器，具有多个相同的供电和控制设备(20)，每个供电和控制设备(20)连接至相应的一组致动器(7,8,9,10,11)。

16.如权利要求15所述的飞行器，其中所述飞行器具有两个机翼(2)，每个机翼具有多个致动器(7,8,10)，且所述飞行器具有两个供电和控制设备(20)，使得每个供电和控制设备(20)控制与相应的一个机翼相关联的致动器。

17.如权利要求16所述的飞行器，其中每个机翼(2)的致动器(7,8,10)连接至诸如至少一个可动翼面(4)和至少一个起落装置元件(6,5)之类的元件。

18.如权利要求17所述的飞行器，其中可动翼面(4)是从包括翼板和扰流器的组中选择的，而起落装置元件是从包括起落架舱口(6)和起落架支柱(5)的组中选择的。

19.如权利要求16所述的飞行器，其中所述飞行器包括供电和控制设备(20)，供电和控制设备(20)连接至用于对前起落架支柱(3)进行致动的致动器(9)和用于使前轮转向的致动器(11)。