CN215761968U - 电反推控制装置、控制系统、发动机及飞机 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种电反推控制装置、控制系统、发动机及飞机。所述电反推控制装置包括第一机箱，在第一机箱内设置有主控制单元；第二机箱，在第二机箱内设置有功率驱动单元；主控制单元与功率驱动单元电连接，功率驱动单元用于与电机电连接。所述控制系统包括多个如上所述电反推控制装置。所述发动机包括如上所述的电反推控制装置、发动机电子控制器以及电反推执行机构。所述飞机包括机体、发动机以及如上所述的电反推控制装置。本实用新型使功率驱动单元与主控制单元物理独立，使功率驱动单元对主控制单元工作环境温度的影响减小，同时降低隔离防护的技术难度。

Description

电反推控制装置、控制系统、发动机及飞机

技术领域

本实用新型涉及反推控制领域，尤其涉及电反推控制装置、控制系统、发动机及飞机。

背景技术

随着控制技术的发展，反推控制从广泛应用的液压控制向电控制方向发展，目前新一代飞机均采用电反推控制技术，作为电反推控制技术的核心部件，电反推控制装置接收反推指令，控制反推作动机构完成展开、收起等动作。

电反推控制装置主要包含电源、控制、信号处理、功率驱动、通信等功能模块。电反推控制装置通常采用集中式设计架构，将各个功能模块集成在一个机箱中。集中式电反推控制装置具有集成度高的优点，但发明人在长期实践中发现集中式电反推控制装置存在以下缺点：

1.电反推控制装置采用电驱动方式驱动并控制作动机构，当功率驱动模块工作时，输出功率大，会导致机箱内部温度高，对电反推控制装置内部其他功能模块的工作环境造成影响；

2.电反推控制装置功率驱动模块与其他功能模块的功率差异大，在隔离、电磁防护等方面实现难度高；

3.随着技术的不断发展，电反推控制装置输出能力的不断提高，更高功率的器件将应用在电反推控制装置中，使电反推控制装置体积增大，会给电反推控制装置安装方面带来困难和风险；

4.当电反推控制装置功率驱动模块发生故障时，对其他功能模块产生影响的可能性高，导致反推控制功能失效的风险高。

传统的集中式电反推控制装置难以满足未来的发展要求，因此，需要一种新型电反推控制装置。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种电反推控制装置。

本实用新型的另一目的是提供一种电反推控制系统。

本实用新型的另一目的是提供一种发动机。

本实用新型的另一目的是提供一种飞机。

根据本实用新型一方面的一种电反推控制装置，包括：第一机箱，在所述第一机箱内设置有主控制单元；第二机箱，在所述第二机箱内设置有功率驱动单元；其中，所述主控制单元与所述功率驱动单元电连接，所述功率驱动单元用于与驱动电反推执行机构的电机电连接。

在一可选实施方式中，所述第一机箱内的所述主控制单元包括电源模块、控制模块以及信号处理模块；所述第二机箱内的所述功率驱动单元包括功率驱动模块，所述功率驱动模块用于驱动所述电机；其中，所述电源模块与控制模块、信号处理模块电连接并供给电能；所述信号处理模块还与所述控制模块、以及所述功率驱动模块驱动的电机电连接；所述控制模块还与所述功率驱动模块电连接；所述功率驱动模块与其驱动的电机电连接。

在一可选实施方式中，所述主控制单元还包括通信模块，所述通信模块包括总线接口，用于与总线通信；所述电源模块还与所述通信模块电连接以提供电能。

在一可选实施方式中，所述第一机箱具有直流电接口，用于与飞机直流电进行电连接，所述第二机箱具有交流电接口，用于与飞机三相交流电进行电连接。

根据本实用新型另一方面的一种电反推控制系统，包括多个如上所述的电反推控制装置。

在一可选实施方式中，多个所述电反推控制装置中的一个为主控制装置，其余的所述控制装置为备份控制装置。

在一可选实施方式中，一个所述电反推控制装置被用于设置于飞机的机体，其余的所述电反推控制装置被用于设置于飞机的发动机。

根据本实用新型的另一方面的一种发动机，包括如上所述的电反推控制装置、发动机电子控制器以及电反推执行机构，所述电反推执行机构包括电机以及由所述电机驱动的作动机构，所述电机与所述功率驱动单元以及所述主控制单元的信号处理模块电连接，所述发动机电子控制器与所述电反推控制装置的通信模块电连接。

根据本实用新型的另一方面的一种飞机，包括机体以及发动机，以及如上所述的电反推控制装置，其中一个所述电反推控制装置设置于所述机体，其余的所述电反推控制装置设置于所述发动机，每个所述发动机包括电反推执行机构，所述电反推执行机构包括电机以及由所述电机驱动的作动机构，所述电机与所述功率驱动单元以及所述主控制单元的信号处理模块电连接。

在一可选实施方式中，所述飞机包括第一电源线路、第二电源线路，所述第一电源线路为飞机直流电，所述第二电源线路为飞机三相交流电，所述第一电源线路提供电源至所述第一机箱，所述第二电源线路提供电源至所述第二机箱。

在一可选实施方式中，所述发动机包括多个第一电源线路、多个第二电源线路，每个所述第一电源线路对应一所述电反推控制装置的所述第一机箱，每个所述第二电源线路对应该电反推控制装置的所述第二机箱；每个所述第二机箱的功率驱动模块与所有的所述发动机的电反推执行机构的所述电机均电连接。

本实用新型的有益效果在于：

电反推控制装置中的主控制单元和功率驱动单元位于不同的机箱中，使功率驱动单元与主控制单元在物理上相互独立，使功率驱动单元工作时对主控制单元工作环境温度的影响减小，同时降低了不同功率等级的主控制单元与功率驱动单元之间的隔离、电磁防护的技术难度。而且主控制单元和功率驱动单元物理上相互独立，使电反推控制装置在安装布局方面更加灵活，输出能力的扩展受体积限制因素减少，使电反推控制装置的扩展能力有所提高。

附图说明

下面将通过结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步详细的说明可使本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势变得更加明显，其中：

图1为传统集中式电反推控制装置结构示意图；

图2为电反推控制系统结构示意图；

图3为电反推控制装置结构示意图；

图4为装有电反推控制系统的飞机示意图。

附图标记：

1、1A-电源模块，2、2A-通信模块，3、3A-控制模块，4、4A-信号处理模块，5、5A-功率驱动模块，6-电机，7-作动机构，8、8A、8B、8C-飞机直流电，9、9A、9B、9C-飞机三相交流电，10-发动机电子控制器；

13-第一机箱，1301-直流电接口，11-主控制单元，201-总线接口；

14-第二机箱，1401-交流电接口，12-功率驱动单元，5A-功率驱动模块；

A-第一电反推控制装置，11A-第一主控制单元，12A-第一功率驱动单元；

B-第二电反推控制装置，11B-第二主控制单元，12B-第二功率驱动单元；

C-第三电反推控制装置，11C-第三主控制单元，12C-第三功率驱动单元；

15-机体，16-发动机；

67-电反推执行机构。

具体实施方式

现在将详细地参考本实用新型的各个实施方案，这些实施方案的实例被显示在附图中并描述如下。尽管本实用新型将与示例性实施方案相结合进行描述，但是应当意识到，本说明书并非旨在将本实用新型限制为那些示例性实施方案。相反，本实用新型旨在不但覆盖这些示例性实施方案，而且覆盖可以被包括在由所附权利要求所限定的本实用新型的精神和范围之内的各种选择形式、修改形式、等效形式及其它实施方案。

反推装置，是指改变发动机推力方向的装置，将涡轮后膨胀的一部分(或全部分)燃气流或风扇出口的空气流转折一定角度，斜向前方喷出，产生与飞机飞行方向相反的推力，用以缩短飞机着陆时的滑跑距离。参考图1所示，传统的电反推控制装置，主要包含：电源模块1、通信模块2、控制模块3、信号处理模块4、功率驱动模块5。电反推控制装置外部与其有连接关系的部件及供电电源主要包含电机6、作动机构7、飞机直流电8、飞机三相交流电9、发动机电子控制器10。传统的电反推控制装置是将各个功能模块集成在一个机箱内的集中式设计架构，存在因功率密度高而影响机箱内部温度、功率驱动模块与其他功能模块之间隔离防护方面实现难度高、扩展能力难以满足未来发展要求、反推控制功能失效风险高等问题。接下来的具体实施方式将描述一种电反推控制装置，可以很好的解决因功率驱动模块工作影响其他功能模块的工作环境温度、不同功率等级模块之间的隔离防护实现难度高、输出能力扩展与安装空间之间难以兼顾等问题，并且能够提高可靠性和安全性。

参考图3所示，在一个实施方式中，一种电反推控制装置包括第一机箱13及第二机箱14。在第一机箱13内设置有主控制单元11，在第二机箱14内设置有功率驱动单元12。其中，主控制单元11与功率驱动单元12电连接，功率驱动单元12用于与驱动电反推执行机构67的电机6电连接。在一可选实施方式中，主控制单元11与功率驱动单元12之间通过电连接器和电缆进行互联。电反推控制装置中的主控制单元和功率驱动单元位于不同的机箱中，使功率驱动单元与主控制单元在物理上相互独立，使功率驱动单元工作时对主控制单元工作环境温度的影响减小。同时，功率驱动单元工作时的输出功率较大，与主控制单元的工作功率差异大，主控制单元与功率驱动单元的物理独立，很好的降低了不同功率等级的主控制单元与功率驱动单元之间的隔离、电磁防护的技术难度，缩短设计周期，降低设计成本。随着技术的不断发展，电反推控制装置输出能力的不断提高，更高功率的器件将应用在电反推控制装置中，主控制单元和功率驱动单元物理上相互独立，使电反推控制装置在安装布局方面更加灵活，输出能力的扩展受体积限制因素减少，使电反推控制装置的扩展能力有所提高，可以更好的兼顾安装空间与输出能力扩展。

继续参考图3所示，在一个实施方式中，第一机箱13内的主控制单元11包括电源模块1A、控制模块3A以及信号处理模块4A，第二机箱14内的功率驱动单元12包括功率驱动模块5A，功率驱动模块5A用于驱动电机6。其中，电源模块1A与控制模块3A、信号处理模块4A电连接并供给电能；信号处理模块4A还与控制模块3A、以及功率驱动模块5A驱动的电机6电连接；控制模块3A还与功率驱动模块5A电连接；功率驱动模块5A与其驱动的电机6电连接。控制模块3A通过控制给功率驱动模块5A的输出信号来驱动电机6，电机6驱动电反推执行机构执行相应的动作，同时，电机6将电机的转速以电信号的形式反馈给信号处理模块4A，控制模块3A通过信号处理模块4A获取电机的转速，控制模块3A通过控制算法控制功率驱动模块5A驱动电机的输出信号,以控制电反推执行机构执行动作进而实现闭环控制。

继续参考图3所示，在一个实施方式中，主控制单元11还包括通信模块2A。通信模块2A包括总线接口201，用于与总线通信。电源模块1A与通信模块2A电连接以提供电能。

继续参考图3所示，在一个实施方式中，第一机箱13具有直流电接口1301，用于与飞机直流电8进行电连接，第二机箱14具有交流电接口1401，用于与飞机三相交流电9进行电连接。分别在第一机箱13与第二机箱14设置直流电接口1301、交流电接口1401，将直流供电和三相交流供电信号分布在不同的机箱中，实现了直流、交流信号物理上的隔离，降低了直流、交流电路之间相互干扰的风险，使可靠性有所提高。

参考图2所示，在一个实施方式中，一种电反推控制系统，包括多个如上所述的电反推控制装置。图2所示实施方式中的电反推控制系统，包括三个电反推控制装置，分别为第一电反推控制装置A、第二电反推控制装置B及第三电反推控制装置C。设置多个电反推控制装置，可以有效降低单点故障造成反推功能失效的风险，提高电反推控制系统的可靠性。

继续参考图2所示，在一个实施方式中，多个电反推控制装置中的一个为主控制装置，其余的电反推控制装置为备份控制装置。在图2所示的实施方式中，第一电反推控制装置A为主控制装置，第二电反推控制装置B及第三电反推控制装置C为备份控制装置。设置主控制装置与备份控制装置，可以使布置电连接线路、电信号屏蔽等结构的设置更为简单。

参考图2结合图4所示，在一个实施方式中，一个电反推控制装置被用于设置于飞机的机体，其余的电反推控制装置被用于设置于飞机的发动机。图2及图4所示的实施方式中，第一电反推控制装置A设置于飞机的机体，第二电反推控制装置B及第三电反推控制装置C设置于飞机的发动机。每个电反推控制装置的设置位置不同，所处的工作环境不同下，在冗余式设计架构的基础上，减小因工作环境引起的电反推控制系统失效的概率，可以大幅度降低单点故障造成反推功能失效的风险，提高安全性和可靠性。

参考图2结合图3、图4所示，在一个实施方式中，一种发动机16，包括如上所述的用于电反推控制系统的电反推控制装置、发动机电子控制器10以及电反推执行机构67。电反推执行机构67包括电机6以及由电机6驱动的作动机构7，电机6与功率驱动模块5A、信号处理模块4A电连接，通信模块2A与发动机电子控制器10电连接。发动机电子控制器10可以是全权限数字发动机控制器。通信模块2A通过总线与发动机电子控制器10进行通信，以实现电反推控制装置与发动机16之间的数据交互。

继续参考图2结合图3、图4所示，在一个实施方式中，一种飞机，包括机体15以及发动机16，以及如上所述的用于电反推控制系统的电反推控制装置，其中一个电反推控制装置设置于机体15，其余的电反推控制装置设置于发动机16，每个发动机16包括电反推执行机构67，电反推执行机构67包括电机6以及由电机6驱动的作动机构7，电机6与功率驱动模块5A、信号处理模块4A电连接。

参考图3所示，在一个实施方式中，飞机包括第一电源线路、第二电源线路，第一电源线路为飞机三相直流电8，第二电源线路为飞机三相交流电9，第一电源线路提供电源至第一机箱13，第二电源线路提供电源至第二机箱14。

参考图2结合图3所示，在一个实施方式中，发动机6包括多个第一电源线路、多个第二电源线路，每个第一电源线路对应一电反推控制装置的第一机箱13，每个第二电源线路对应该电反推控制装置的第二机箱14；第二机箱14的功率驱动模块5A与所有的发动机6的电反推执行机构67的电机6均电连接。图2所示的实施方式中，第一电源线路具有三条，分别为飞机直流电8A、8B、8C；第二电源线路具有三条，分别为飞机三相交流电9A、9B、9C。

图2所示的电反推控制系统的实施方式，第一电反推控制装置A、第二电反推控制装置B、第三电反推控制装置C为三个完全相同的装置，第一电反推控制装置A位于飞机，第二电反推控制装置B位于飞机发动机16，第三电反推控制装置C位于飞机发动机16，每个电反推控制装置由主控制单元11和功率驱动单元12组成。第一电反推控制装置A包含第一主控制单元11A和第一功率驱动单元12A，第二电反推控制装置B包含第二主控制单元11B和第二功率驱动单元12B，第三电反推控制装置C包含第三主控制单元11C和第三功率驱动单元12C。第一主控制单元11A、第二功率驱动单元12A、第二主控制单元11B、第二功率驱动单元12B、第三主控制单元11C、第三功率驱动单元12C分别位于不同的机箱中，第一主控制单元11A由飞机直流电8A进行供电、第一功率驱动单元12A由飞机三相交流电9A供电、第二主控制单元11B由飞机直流电8B进行供电、第二功率驱动单元12B由飞机三相交流电9B供电、第三主控制单元11C由飞机直流电8C进行供电、第三功率驱动单元12C由飞机三相交流电9C供电，不同类型供电电源信号位于不同的机箱中，以实现不同类型的供电电源之间的物理隔离，减小不同类型供电电源之间干扰产生的可能性、降低防护隔离的设计难度。第一电反推控制装置A、第二电反推控制装置B、第三电反推控制装置C之间通过第一主控制单元11A、第二主控制单元11B、第三主控制单元11C的总线信号进行数据交互。

图3所示的电反推控制装置的实施方式，电反推控制装置由主控制单元11和功率驱动单元12共同实现电反推控制功能，主控制单元11主要包含1A电源模块、2A通信模块、3A控制模块、4A信号处理模块，功率驱动单元12主要包含功率驱动模块5A。在工作时，主控制单元11中的电源模块1A接收来自飞机的飞机直流电信号8的同时对其进行监视、并将其转换为主控制单元11内部电路所需要使用的二次电源，通信模块2A通过通信总线与发动机电子控制器10进行通信，以实现电反推控制装置与发动机之间的数据交互，功率驱动单元12接收来自飞机的飞机三相交流电信号9，功率驱动模块5A由飞机三相交流电信号9进行供电，控制模块3A通过控制给功率驱动模块5A的输出信号来驱动电机6，电机6驱动作动机构7执行相应的动作，同时，电机6将电机的转速、以电信号的形式反馈给信号处理模块4A，控制模块3A通过信号处理模块4A获取电机的转速，控制模块3A通过控制算法控制功率驱动模块5A驱动电机6的输出信号、以控制作动机构7执行动作进而实现闭环控制。

综上所述，以上实施方式介绍的电反推控制装置、电反推控制系统、发动机以及飞机的有益效果包括但不限于以下之一或组合：

1.电反推控制装置中的主控制单元和功率驱动单元位于不同的机箱中，使功率驱动单元与主控制单元在物理上相互独立，使功率驱动单元工作时对主控制单元工作环境温度的影响减小。同时，功率驱动单元工作时的输出功率较大，与主控制单元的工作功率差异大，主控制单元与功率驱动单元的物理独立，很好的降低了不同功率等级的主控制单元与功率驱动单元之间的隔离、电磁防护的技术难度，缩短设计周期，降低设计成本。随着技术的不断发展，电反推控制装置输出能力的不断提高，更高功率的器件将应用在电反推控制装置中，主控制单元和功率驱动单元物理上相互独立，使电反推控制装置在安装布局方面更加灵活，输出能力的扩展受体积限制因素减少，使电反推控制装置的扩展能力有所提高，可以更好的兼顾安装空间与输出能力扩展。

2.将直流供电和三相交流供电信号分布在不同的机箱中，实现了直流、交流信号物理上的隔离，降低了直流、交流电路之间相互干扰的风险，使可靠性有所提高。

3.设置多个电反推控制装置，可以有效降低单点故障造成反推功能失效的风险，提高电反推控制系统的可靠性。

4.设置主控制装置与备份控制装置，可以使布置电连接线路、电信号屏蔽等结构的设置更为简单。

5.每个电反推控制装置的设置位置不同，所处的工作环境不同下，在冗余式设计架构的基础上，减小因工作环境引起的电反推控制系统失效的概率，可以大幅度降低单点故障造成反推功能失效的风险，提高安全性和可靠性。

6.主控制单元和功率驱动单元均可以独立进行维护和更换，提高了维护和更换的便利性。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (11)

1.一种电反推控制装置，其特征在于，包括：

第一机箱，在所述第一机箱内设置有主控制单元；

第二机箱，在所述第二机箱内设置有功率驱动单元；

其中，所述主控制单元与所述功率驱动单元电连接，所述功率驱动单元用于与驱动电反推执行机构的电机电连接。

2.根据权利要求1所述的电反推控制装置，其特征在于：

所述第一机箱内的所述主控制单元包括电源模块、控制模块以及信号处理模块；

所述第二机箱内的所述功率驱动单元包括功率驱动模块，所述功率驱动模块用于驱动所述电机；

其中，所述电源模块与控制模块、信号处理模块电连接并供给电能；所述信号处理模块还与所述控制模块、以及所述功率驱动模块驱动的电机电连接；所述控制模块还与所述功率驱动模块电连接；所述功率驱动模块与其驱动的电机电连接。

3.根据权利要求2所述的电反推控制装置，其特征在于，所述主控制单元还包括通信模块，所述通信模块包括总线接口，用于与总线通信；所述电源模块还与所述通信模块电连接以提供电能。

4.根据权利要求1所述的电反推控制装置，其特征在于，所述第一机箱具有直流电接口，用于与飞机直流电进行电连接，所述第二机箱具有交流电接口，用于与飞机三相交流电进行电连接。

5.一种电反推控制系统，其特征在于，包括多个如权利要求1-4任意一项所述的电反推控制装置。

6.根据权利要求5所述的电反推控制系统，其特征在于，多个所述电反推控制装置中的一个为主控制装置，其余的所述控制装置为备份控制装置。

7.根据权利要求5所述的电反推控制系统，其特征在于，一个所述电反推控制装置被用于设置于飞机的机体，其余的所述电反推控制装置被用于设置于飞机的发动机。

8.一种发动机，其特征在于，包括如权利要求1-4任意一项所述的电反推控制装置、发动机电子控制器以及电反推执行机构，所述电反推执行机构包括电机以及由所述电机驱动的作动机构，所述电机与所述功率驱动单元以及所述主控制单元的信号处理模块电连接，所述发动机电子控制器与所述电反推控制装置的通信模块电连接。

9.一种飞机，其特征在于，包括机体以及发动机，以及如权利要求1-4任意一项所述的电反推控制装置，其中一个所述电反推控制装置设置于所述机体，其余的所述电反推控制装置设置于所述发动机，每个所述发动机包括电反推执行机构，所述电反推执行机构包括电机以及由所述电机驱动的作动机构，所述电机与所述功率驱动单元以及所述主控制单元的信号处理模块电连接。

10.根据权利要求9所述的飞机，其特征在于，所述飞机包括第一电源线路、第二电源线路，所述第一电源线路为飞机直流电，所述第二电源线路为飞机三相交流电，所述第一电源线路提供电源至所述第一机箱，所述第二电源线路提供电源至所述第二机箱。

11.根据权利要求10所述的飞机，其特征在于，所述发动机包括多个第一电源线路、多个第二电源线路，每个所述第一电源线路对应一所述电反推控制装置的所述第一机箱，每个所述第二电源线路对应该电反推控制装置的所述第二机箱；每个所述第二机箱的功率驱动模块与所有的所述发动机的电反推执行机构的所述电机均电连接。

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