EP2867512A1 - Dispositif d'inversion de poussée pour un aéronef comprenant au moins deux inverseurs de poussée - Google Patents

Dispositif d'inversion de poussée pour un aéronef comprenant au moins deux inverseurs de poussée

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EP2867512A1
EP2867512A1 EP13744650.6A EP13744650A EP2867512A1 EP 2867512 A1 EP2867512 A1 EP 2867512A1 EP 13744650 A EP13744650 A EP 13744650A EP 2867512 A1 EP2867512 A1 EP 2867512A1
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EP
European Patent Office
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voltage
thrust
conversion module
aircraft
power conversion
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP13744650.6A
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German (de)
English (en)
Inventor
Hakim Maalioune
Alain Nourrisson
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Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
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Filing date
Publication date
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    • F02K1/763—Control or regulation of thrust reversers with actuating systems or actuating devices; Arrangement of actuators for thrust reversers
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • Thrust reversing device for an aircraft comprising at least two thrust reversers
  • the present invention relates to a thrust reverser device for an aircraft comprising at least two thrust reversers.
  • An airplane is propelled by several turbojet engines each housed in a nacelle also housing a set of complementary devices related to its operation such as a thrust reverser device.
  • the role of a thrust reverser during the landing of an aircraft is to improve its braking capacity by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the inverter obstructs the gas ejection nozzle and directs the ejection flow of the engine towards the front of the nacelle thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the engine. plane.
  • an inverter comprises movable covers movable between an open position according to which they open in the nacelle a passage for deviated flows, and a closed position in which they close this passage.
  • movable covers can themselves perform the function of deflection or simply an activation function of other deflection means such as vein obstruction flaps.
  • the actuation of the thrust reverser, and therefore the displacement of the movable cowl, is controlled according to the prior art by hydraulic or pneumatic cylinders which require a network for transporting a fluid under pressure.
  • This fluid under pressure is conventionally obtained either by air tapping on the turbojet engine in the case of a pneumatic system or sampling on the hydraulic circuit of the aircraft in the case of a hydraulic system.
  • Each thrust reverser is supplied with electrical energy by an electrical source of the aircraft.
  • Each of the electrical sources is connected to a power conversion module for converting the AC voltage delivered by the electrical source into a DC voltage.
  • a first disadvantage of this type of architecture relates to the number of electrical lines required to operate the thrust reverser actuation systems, the aircraft generally offering only a limited number of power lines.
  • a second drawback arises from the fact that the actuation systems of the thrust reversers are segregated. Indeed, when the different thrust reversers do not deploy simultaneously or a single inverter is deployed, it is the pilot to ensure that the undeployed inverter has a minimum thrust on the corresponding turbojet.
  • the object of the present invention is to solve the aforementioned drawbacks of the prior art, and relates for this purpose to a thrust reverser device for an aircraft comprising at least two thrust reversers, each of said thrust reversers comprising at least a cover mounted movably between a closed position and an opening position, said cover being actuated by at least one actuator adapted to be driven by at least one electric motor, said electric motors being electrically powered by a single power conversion module electrically powered by a single electrical source of said aircraft, said device being remarkable in that the power conversion module comprises at least one autotransformer supplied with AC voltage by the electrical source of said aircraft and connected to at least one rectifying stage adapted to convert said AC voltage into a DC voltage, said rectifying stage being connected to a balancing and / or smoothing stage of the current adapted to supply DC voltage to said electric motor of said actuator of said thrust reverser hood.
  • the imitation of said module is made by a single electrical source of the aircraft network, which limits the number electrical sources necessary to power the actuators while limiting the current harmonics on this power source of the aircraft network.
  • the thrust reverser device is simplified.
  • the power conversion module comprises two autotransformers, each of which is supplied with AC voltage by said electrical source of said aircraft, each of said autotransformers comprising out-of-phase outputs and connected to at least two rectifier circuits, each of said circuits.
  • rectifiers of the same autotransformer being connected to a single interphase inductance at least adapted to balance the currents and to deliver a DC voltage supplying at least one electric motor of a thrust reverser actuator.
  • the power conversion module comprises two autotransformers supplied with AC voltage by said electrical source of said aircraft, and each of said autotransformers comprising phase-shifted outputs and connected to at least one rectifier circuit, each of said rectifier circuits. a same autotransformer being connected to a coupled DC inductor at least adapted to smooth the current and deliver a DC voltage supplying at least one electric motor of a thrust reverser actuator.
  • the power conversion module comprises a total of two rectifier circuits, which enables the weight of the assembly to be substantially reduced with respect to the first embodiment.
  • the power conversion module comprises a single autotransformer supplied with alternating electrical voltage by said electrical source dd it aircraft, said autotransformer comprising two out of phase outputs connected to at least two rectifier circuits, each of said rectifier circuits being connected to a coupled DC inductor at least adapted to smooth the current and to deliver a DC voltage supplying at least one electric motor of a thrust reverser actuator.
  • the weight of the power conversion module is substantially reduced in that it comprises a single autotransformer.
  • At least one rectifier circuit of the power conversion module comprises a diode bridge comprising at least six diodes.
  • the power conversion module further comprises at least one supervisor adapted to monitor and control the actuators of the covers of said thrust reversers, said supervisor being supplied with DC voltage by said inductors.
  • FIG. 1 schematically illustrates the thrust reverser device of an aircraft according to the invention, comprising two thrust reversers powered by the power conversion module according to a first embodiment
  • FIG. 2 illustrates the thrust reverser device according to the invention, the power conversion module being shown according to a second embodiment
  • - Figure 3 illustrates the thrust reverser device according to the invention, the power conversion module being shown according to a third embodiment.
  • identical or similar references designate the same or similar organs or sets of members.
  • FIG. 1 illustrating the electrical management unit 1 of the thrust reversers of an aircraft, the power conversion module being represented according to a first embodiment.
  • Such an electrical management assembly comprises a power conversion module 100 fed at the input by an electrical source 3 of the aircraft, and connected at the output to two actuators 5 and 5 ', each being adapted to actuate the reverser cover alternately. between an open position and a closed position.
  • an actuator comprises a power electronics board, for example an inverter, for managing the electric motor 6, 6 'of each actuator.
  • the electrical source 3 delivers a three-phase AC voltage Va, Vb, Vc on input conductors 7a, 7b and 7c that should be converted into DC voltage.
  • the power conversion module 100 comprises two autotransformers 101 and 101 ', each connected to the three input conductors 7a to 7c of the electric source 3 of the aircraft.
  • the autotransformers 101 and 101 'each comprise a primary winding and two secondary windings (not shown) out of phase in order to reduce the current harmonics on the single electrical source of the aircraft network.
  • the primary winding comprises three primary windings, on the one hand interconnected, and on the other hand connected to the input conductors 7a, 7b and 7c.
  • the secondary winding comprises meanwhile six secondary windings connected to six output conductors 103a to 103f, the conductors 103a, 103b, 103c being connected to a bridge rectifier 105, and the conductors 103d, 103e, 103f being connected to a bridge rectifier 107 .
  • primary windings and secondary windings may vary according to the needs of the invention.
  • primary windings and secondary can indifferently have a star, triangle or mixed configuration, and the secondary windings can be out of phase.
  • the rectifier bridge 105 comprises six diodes 109a to 109f, and delivers a DC voltage between the outputs 1 1 1 and 1 1 3.
  • the rectifier bridge 107 also comprises six diodes 1 15a to 1 1 5f and delivers a DC voltage between the outputs 1 17 and 19.
  • the outputs 1 1 1, 1 13, 1 17, 1 19 are connected to an interphase inductance 121 in order to allow the balancing of the rectifier bridges.
  • the interphase inductor delivers a DC voltage between the outputs 123 and 125.
  • the autotransformer 101 ' is also connected to two rectifier bridges 105' and 107 'of the same configuration as the rectifier bridges 105 and 107.
  • the rectifier bridges 105' and 107 ' deliver two DC voltages respectively between the outputs 1 1 1' and 1 13 ', and 1 17' and 1 1 9 ', related to an interphase inductance 121'.
  • the interphase inductance 121 ' delivers a DC voltage between the outputs 123' and 125 '.
  • the interphase inductors 121 and 121 respectively supply DC voltage to the actuators 5 and 5' of each thrust reverser.
  • the DC voltage delivered by the interphase inductor 121 supplies a DC / DC converter 127 which reduces the output voltage of the inductor to power a single supervisor 129.
  • the interphase inductance delivers an output voltage of - 1 35 volts / + 1 35V.
  • the DC / DC converter can reduce the output voltage to a voltage of about 28 volts.
  • Supervisor 129 monitors and controls the actuators of the thrust reversers and the AC / DC converter.
  • the two DC voltages of the outputs 123, 125 and 123 ', 125' of the power converter 100 feed each actuator 5 and 5 'through two contactors or "SSPC" 1 31, 1 33, and 1 31', 1 33 'controlled by a command of the plane.
  • the supervisor receives control commands from the control unit of the electric motor of the actuator and manages the monitoring of the trajectory during the opening and closing of the thrust reverser covers.
  • the supervisor also refers to the status of the assembly comprising the power conversion module 100, the actuators 5 and 5 'of the inverter hoods, and the contactors 131, 133 to the turbojet controller. , 131 ', 133'.
  • the supervisor 129 transmits the commands to the actuators 5 and 5 'via a fieldbus 135, 135'.
  • Figu re 2 it glossing the electrical management assembly 1, the power conversion module being shown in a second embodiment.
  • the electrical management unit 1 comprises a power conversion module 200 comprising two autotransformers 201 and 201 '.
  • the power conversion module 200 is supplied at the input by the electrical source 3 of the aircraft and connected at the output to the actuators 5 and 5 'of the thrust reversers corresponding to each jet engine of the aircraft.
  • the electrical source 3 delivers a three-phase AC voltage Va, Vb, Vc, respectively on the input conductors 7a, 7b and 7c that should be converted into DC voltage.
  • the primary winding comprises three primary windings, on the one hand interconnected, and on the other hand connected to the input conductors 7a, 7b and 7c.
  • Each primary winding respectively receives an alternating voltage V 2, V 2 and V 2 c b.
  • the secondary winding comprises three secondary windings connected to three output conductors 203a to 203c connected to a bridge rectifier 205.
  • the configurations of the primary and secondary windings may vary according to the needs of the invention.
  • the primary and secondary windings may have a star, delta or mixed configuration, and the secondary windings may be out of phase.
  • the rectifier bridge 205 comprises six diodes 209a to 209f, and delivers a DC voltage between the outputs 21 1 and 213.
  • the outputs 21 1 and 213 are connected to a coupled DC inductor 221 for smoothing the current of the rectifier bridge.
  • the coupled DC inductor 221 supplies a DC voltage between the outputs 223 and 225.
  • the autotransformer 201 Similarly to what has been described for the autotransformer 201, the autotransformer 201 'com prises th ree primary windings each receiving an AC voltage V' 2, V '2 b and V' 2 c.
  • the secondary winding comprises three secondary windings connected to three output conductors 203'a to 203'c connected to a bridge rectifier 205 'of the same configuration as the rectifier bridge 205 and delivering a DC voltage between the outlets 21' and 213 '.
  • the outputs 21 1 'and 21 3' are connected to a coupled DC inductor 221 'for smoothing the current of the rectifier bridge.
  • the coupled DC inductor delivers a DC voltage between the outputs 223 'and 225'.
  • the DC outputs coupled to the respective actuators 5 and 5 'of each thrust reverser are respectively in DC voltage.
  • the outputs 203a to 203c are out of phase with the outputs
  • Coupled DC 221 powers a DC / DC converter 227 which reduces the output voltage of the inductor to power a single supervisor 229, whose operation is similar to that described for the first embodiment.
  • the coupled DC inductance delivers an output voltage of - 1 35 volts / +1 35V.
  • the DC / DC converter can reduce the output voltage to a voltage of about 28 volts.
  • Supervisor 229 monitors and controls the thrust reverser actuators and the AC / DC converter.
  • the two DC voltages of the outputs 223, 225 and 223 ', 225' of the power converter 200 feed each actuator 5 and 5 'through two contactors or "SSPC" 231, 233, 231', 233 '.
  • the supervisor receives control commands from the control unit of the electric motor of the actuator and manages the tracking of the trajectory during the opening and closing of the covers of the thrust reversers.
  • the supervisor also refers to the control unit of the turbojet engine the state of the assembly comprising the power conversion module 200, the action of 5 and 5 'of the fuel tanks, and the Contactors 231, 233, 231 ', 233'.
  • the supervisor 229 transmits the command commands to the actuators 5 and 5 'via a fieldbus 235, 235'.
  • FIG. 3 illustrating the electrical management assembly 1, the power conversion module being shown according to a third embodiment, according to which the power conversion module 300 comprises a single autotransformer 301, of power equal to twice the power of autotransformers 101, 101 ', 201 and 201'.
  • the power conversion module 300 is supplied at the input by the electrical source 3 of the aircraft and connected at the output to the actuators 5 and 5 'of the thrust reversers fitted to each turbojet engine nacelle of the aircraft.
  • the electrical source 3 delivers a three-phase AC voltage Va, Vb, Vc on input conductors 7a, 7b and 7c that should be converted into DC voltage.
  • the autotransformer 301 comprises a primary winding and two out-of-phase secondary windings adapted to reduce the current harmonics on the single electrical source of the aircraft network (not shown).
  • the primary winding comprises three primary windings, on the one hand interconnected, and on the other hand connected to the input conductors 7a, 7b and 7c.
  • the secondary winding comprises six secondary windings connected to six output conductors 303a to 303f.
  • the configurations of the primary and secondary windings may vary according to the needs of the invention.
  • the primary and secondary windings may have a star, delta or mixed configuration, and the secondary windings may be out of phase.
  • the output leads 303a, 303b, 303c are connected to a rectifier bridge 305, and the output leads 303d, 303e, 303f are connected to a rectifier bridge 305 '.
  • the rectifiers 305 and 305 ' respectively comprise 6 diodes 307a through 307f and 307'a through 307'f, and each provides a DC voltage between the outlets 31 1 and 313, and 31' and 313 '.
  • the outputs 31 1 and 313 are connected to a coupled DC inductor 321 and the outputs 31 1 ', 313' are connected to a coupled inductor 321 ', the inductors 321 and 321' allowing the balancing and smoothing of the currents of the rectifier bridges 305 and 305 '.
  • Coupled DC 321 powers a DC / DC converter 327 which reduces the output voltage of the inductor to power a single supervisor 329, whose operation is similar to that described for the first and second embodiments.
  • Supervisor 329 monitors and controls thrust reverser actuators and the AC / DC converter.
  • the coupled inductance delivers an output voltage of -135 volts / + 135V.
  • the DC / DC converter can reduce the output voltage to a voltage of about 28 volts.
  • the two DC voltages of the outputs 323, 325 and 323 ', 325' of the power converter 300 supply each actuator 5 and 5 'through two contactors or "SSPC" 331, 333, 331', 333 '.
  • the supervisor receives control commands from the control unit of the electric motor of the actuator and manages the su ivi of the trajectory during the opening and closing of the covers of the thrust reversers.
  • the supervisor also returns to the control unit of the turbojet the state of the assembly comprising the power conversion module 300, the actuators 5 and 5 'of the inverter covers, and the contactors 331, 333, 331', 333 '.
  • the supervisor 229 transmits the command commands to the actuators 5 and 5 'via a fieldbus 335, 335'.
  • the power conversion modules 200 and 300 of the second and third embodiments allow the number of diode bridges to be divided by two with respect to the first embodiment, resulting in a reduction in the weight of the assembly.
  • the power conversion module according to the third embodiment has a reduced weight in that the power conversion module comprises a single autotransformer.
  • the architecture of the present invention also reduces harmonic distortions on the network.
  • the power conversion module is positioned in the fuselage of the aircraft, particularly advantageous for small aircraft, when the turbojet engines are secured to the fuselage.
  • the electrical management assembly has been described with reference to the supply of two thrust reverser actuators. However, it is quite possible to adapt the power conversion module for a greater number of thrust reverser actuators.
  • the entire description was made with reference to a power conversion module comprising a system called “12 taps", that is to say that the power conversion module comprises 12 diodes per autotransformer .
  • the power conversion model can indifferently comprise a system of 18 taps, 24 taps, etc. if the person skilled in the art finds there a particular interest.

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Abstract

La présente invention se rapporte à un dispositif d'inversion de poussée pour aéronef comprenant au moins deux inverseurs de poussée comprenant un capot mobile entre une position de fermeture et d'ouverture, actionné par au moins un actionneur (5, 5') entraîné par au moins un moteur électrique alimenté par un module de conversion de puissance unique (100, 200, 300) alimenté électriquement par une source électrique unique dudit aéronef. Le dispositif selon l'invention est remarquable en ce que le module de conversion de puissance comprend au moins un autotransformateur (301 ) alimenté en tension électrique alternative par la source électrique (3) et relié à au moins un étage de redressement adapté pour convertir ladite tension alternative en une tension contin ue, led it étage de red ressement étant rel ié à un étage d'équilibrage et/ ou de lissage du courant adapté pour alimenter en tension continue ledit moteur électrique (6, 6') dudit actionneur (5, 5') dudit capot.

Description

Dispositif d'inversion de poussée pour un aéronef comprenant au moins deux inverseurs de poussée
La présente invention se rapporte à un dispositif d'inversion de poussée pour un aéronef comprenant au moins deux inverseurs de poussée.
Un avion est propulsé par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs complémentaires liés à son fonctionnement tel qu'un dispositif d'inversion de poussée.
Le rôle d'un inverseur de poussée lors de l'atterrissage d'un avion est d'améliorer sa capacité de freinage en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur.
Dans cette phase, l'inverseur obstrue la tuyère d'éjection des gaz et dirige le flux d'éjection du moteur vers l'avant de la nacelle générant de ce fait une contre poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion.
Les moyens mis en œuvre pour réaliser cette réorientation du flux varient selon le type d'inverseur. Quel que soit le type d'inverseur, la structure d'un inverseur comprend des capots mobiles déplaçables entre une position d'ouverture selon laquelle ils ouvrent dans la nacelle un passage destiné aux flux déviés, et une position de fermeture selon laquelle ils ferment ce passage.
Ces capots mobiles peuvent remplir eux-mêmes la fonction de déviation ou plus simplement une fonction d'activation d'autres moyens de déviation tels que des volets d'obstruction de la veine.
L'actionnement de l'inverseur de poussée, donc le déplacement du capot mobile, est commandé selon l'art antérieur par des vérins hydrauliques ou pneumatiques qui nécessitent un réseau de transport d'un fluide sous pression.
Ce fluide sous pression est classiquement obtenu soit par piquage d'air sur le turboréacteur dans le cas d'un système pneumatique ou prélèvement sur le circuit hydraulique de l'avion dans le cas d'un système hydraulique.
La nécessité d 'éq u i pements com pl exes pou r permettre le prélèvement d'air ou de fluide, et le réseau de transport hydraulique ou pneumatique, alourdissent considérablement le poids de l'avion.
De plus, de tels systèmes requièrent une maintenance importante car la moindre fuite dans le réseau hydraulique ou pneumatique peut avoir des conséquences dommageables tant sur l'inverseur que sur d'autre parties de la nacelle.
Pour pallier ces inconvénients, les constructeurs d'inverseurs de poussée ont cherché à les remplacer par des systèmes d'actionnement électrique.
Chaque inverseur de poussée est alimenté en énergie électrique par une source électrique de l'avion. Chacune des sources électriques est reliée à un module de conversion de puissance assurant la conversion de la tension alternative délivrée par la source électrique en une tension continue.
Un premier inconvénient de ce type d'architecture est relatif au nombre de l ignes électriques nécessaires au fonctionnement des systèmes d'actionnement des inverseurs de poussée, l'avion ne proposant généralement qu'un nombre restreint de lignes électriques.
Un second inconvénient provient du fait que les systèmes d'actionnement des inverseurs de poussée sont ségrégués. En effet, lorsque les différents inverseurs de poussée ne se déploient pas simultanément ou qu'un seul inverseur se déploie, c'est au pilote de s'assurer que l'inverseur non déployé a une poussée minimale sur le turboréacteur correspondant.
On connaît de l'art antérieur la demande de brevet EP 2 236 413 qui fait référence à une source avion alimentant un module de conversion de puissance, qui distribue l'alimentation à plusieurs actionneurs.
Toutefois, une telle architecture électrique est adaptée pour des actionneurs pouvant être al imentées séq uentiellement mais n'est pas conformée pour une utilisation spécifique aux actionneurs d'inverseurs de poussée devant être alimentés en même temps avec un minimum de dissymétrie de puissance entre chaque actionneur.
Ainsi, il existe un besoin de mutualiser les fonctions de déploiement des inverseurs de poussée de l'avion tout en limitant le nombre de lignes électriques nécessaires à la mutualisation de ces fonctions.
La présente invention a pour but de résoudre les inconvénients précités de l'art antérieur, et se rapporte à cet effet à un dispositif d'inversion de poussée pou r u n aéronef comprenant au moins deux inverseurs de poussée, chacun desdits inverseurs de poussée comprenant au moins u n capot monté mobi l e entre u n e pos ition d e ferm etu re et u n e pos ition d'ouverture, ledit capot étant actionné par au moins un actionneur apte à être entraîné par au moins un moteur électrique, lesdits moteurs électriques étant alimentés électriquement par un module de conversion de puissance unique alimenté électriquement par une source électrique unique dudit aéronef, ledit dispositif étant remarquable en ce que le module de conversion de puissance comprend au moins un autotransformateur alimenté en tension électrique alternative par la source électrique dudit aéronef et relié à au moins un étage de redressement adapté pour convertir ladite tension alternative en une tension continue, ledit étage de redressement étant relié à un étage d'équilibrage et/ ou de lissage du courant adapté pour alimenter en tension continue ledit moteur électrique dudit actionneur dudit capot d'inverseur de poussée.
Ainsi, en prévoyant un unique module de conversion de puissance adapté pour alimenter électriquement les actionneurs de chaque inverseur de poussée, l'al imentation dudit module est réalisée par une unique source électrique du réseau de l'avion, ce qui permet de limiter le nombre de sources électriques nécessaires à l'alimentation des actionneurs tout en limitant les harmoniques de courant sur cette source électrique du réseau avion.
De plus, en regroupant dans un unique module l'ensemble des composants nécessaires pour alimenter tous les actionneurs des inverseurs de poussée, le dispositif d'inversion de poussée est simplifié.
Selon un premier mode de réalisation, le module de conversion de puissance comprend deux autotransformateurs, chacun étant alimenté en tension électrique alternative par ladite source électrique dudit aéronef, chacun desdits autotransformateurs comprenant des sorties déphasées et reliées à au moins deux circuits redresseurs, chacun desdits circuits redresseurs d'un même autotransformateur étant relié à une unique inductance d'interphase au moins adaptée pour équilibrer les courants et pour délivrer une tension continue alimentant au moins un moteur électrique d'un actionneur du capot d'un inverseur de poussée.
Selon un deuxième mode de réalisation, le module de conversion de puissance comprend deux autotransformateurs alimentés en tension électrique alternative par ladite source électrique dudit aéronef, et chacun desdits autotransformateurs comprenant des sorties déphasées et reliées à au moins un circuit redresseur, chacun desdits circuits redresseurs d'un même autotransformateur étant relié à une inductance DC couplée au moins adaptée pour lisser le courant et délivrer une tension continue alimentant au moins un moteur électrique d'un actionneur du capot d'un inverseur de poussée. Ainsi, selon ce mode de réalisation de l'invention, le module de conversion de puissance comprend au total deux circuits redresseurs, ce qui permet de réduire sensiblement le poids de l'ensemble par rapport au premier mode de réalisation.
Selon un troisième mode de réalisation, le module de conversion de puissance comprend un unique autotransformateur alimenté en tension électriq ue alternative par lad ite source électriq ue d ud it aéronef, ledit autotransformateur comprenant deux sorties déphasées reliées à au moins deux circuits redresseurs, chacun desdits circuits redresseurs étant relié à une inductance DC couplée au moins adaptée pour lisser le courant et pour délivrer une tension continue alimentant au moins un moteur électrique d'un actionneur du capot d'un inverseur de poussée.
Grâce à ce troisième mode de réalisation, le poids du module de conversion de puissance est sensiblement réduit en ce qu'il comprend un unique autotransformateur.
Selon une caractéristique, au moins un circuit redresseur du module de conversion de puissance comprend un pont de diodes comprenant au moins six diodes.
Selon une autre caractéristique de l'invention, le module de conversion de puissance comprend en outre au moins un superviseur adapté pour surveiller et pour contrôler les actionneurs des capots desdits inverseurs de poussée, ledit superviseur étant alimenté en tension continue par lesdites inductances. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre et à l'examen des figures ci-annexées, dans lesquelles :
- la figure 1 illustre de façon schématique le dispositif d'inversion de poussée d'un aéronef selon l'invention, comprenant deux inverseurs de poussée alimentés par le module de conversion de puissance selon un premier mode de réalisation ;
- la figure 2 illustre le dispositif d'inversion de poussée selon l'invention, le module de conversion de puissance étant représenté selon un deuxième mode de réalisation ; - la figure 3 illustre le dispositif d'inversion de poussée selon l'invention, le module de conversion de puissance étant représenté selon un troisième mode de réalisation. Sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues désignent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.
On se réfère à la figure 1 , illustrant l'ensemble de gestion électrique 1 des inverseurs de poussée d'un aéronef, le module de conversion de puissance étant représenté selon un premier mode de réalisation.
Un tel ensemble de gestion électrique comprend un module de conversion de puissance 100 alimenté en entrée par une source électrique 3 de l'avion, et relié en sortie à deux actionneurs 5 et 5', chacun étant adapté pour actionner le capot d'inverseur alternativement entre une position d'ouverture et une position de fermeture. Typiquement, un actionneur comprend une carte d'électronique de puissance, par exemple un onduleur, permettant la gestion du moteur électrique 6, 6' de chaque actionneur.
La source électrique 3 délivre une tension alternative triphasée Va, Vb, Vc sur des conducteurs d'entrée 7a, 7b et 7c qu'il convient de convertir en tension continue.
Le module de conversion de puissance 100 comprend deux autotransformateurs 101 et 101', chacun étant relié aux trois conducteurs d'entrée 7a à 7c de la source électrique 3 de l'avion.
Typiquement, les autotransformateurs 101 et 101' comprennent chacun un bobinage primaire et deux bobinages secondaires (non représentés) déphasés dans le but de réduire les harmoniques de courant sur l'unique source électrique du réseau avion.
De façon connue, le bobinage primaire comprend trois enroulements primaires, d'une part reliés entre eux, et d'autre part reliés aux conducteurs d'entrée 7a, 7b et 7c.
Le bobinage secondaire comprend quant à lui six enroulements secondaires reliés à six conducteurs de sortie 103a à 103f, les conducteurs 103a, 103b, 103c étant reliés à un pont redresseur 105, et les conducteurs 103d, 103e, 103f étant reliés à un pont redresseur 107.
Les configurations des bobinages primaires et secondaires peuvent varier selon les besoins de l'invention. Par exemple, les bobinages primaires et secondaires peuvent indifféremment avoir une configuration en étoile, en triangle ou mixte, et les bobinages secondaires peuvent être déphasés.
Le pont redresseur 105 comprend six diodes 109a à 109f, et délivre une tension continue entre les sorties 1 1 1 et 1 1 3. Le pont redresseur 107 comprend également six diodes 1 15a à 1 1 5f et délivre une tension continue entre les sorties 1 17 et 1 19.
Les sorties 1 1 1 , 1 13, 1 17, 1 19 sont reliées à une inductance d'interphase 121 afin de permettre l'équilibrage des ponts redresseurs.
L'inductance d'interphase délivre une tension continue entre les sorties 123 et 125.
D e l a m ê m e m a n i è re d e c e q u i v i e n t d 'être décrit pour l'autotransformateur 101 , l'autotransformateur 101 'est également relié à deux ponts redresseurs 105' et 107' de même configuration que les ponts redresseurs 105 et 107. Les ponts redresseurs 105' et 107' délivrent deux tensions continues respectivement entre les sorties 1 1 1 ' et 1 13', et 1 17' et 1 1 9', rel iées à une inductance d'interphase 121 '. L'inductance d'interphase 121 ' délivre une tension continue entre les sorties 123' et 125'.
Les inductances d'interphase 121 et 121 ' alimentent respectivement en tension continue les actionneurs 5 et 5' de chaque inverseur de poussée.
Comme représenté, la tension continue délivrée par l'inductance d'interphase 121 alimente un convertisseur DC/DC 127 qui permet de réduire la tension en sortie de l'inductance afin d'alimenter un superviseur unique 129.
A titre d'exemple, l'inductance d'interphase délivre une tension de sortie de - 1 35 volts / + 1 35V. Le convertisseur DC/DC permet de réduire la tension de sortie à une tension de l'ordre de 28 volts.
Le superviseur 129 permet de surveiller et de contrôler les actionneurs des inverseurs de poussée et le convertisseur AC/DC.
Les deux tensions continues des sorties 123, 125 et 123', 125' du convertisseur de puissance 100 alimentent chaque actionneur 5 et 5' grâce à deux contacteurs ou « SSPC » 1 31 , 1 33, et 1 31 ' , 1 33' contrôlés par une commande de l'avion.
Ces contacteurs permettent d'avoir une ligne de défense de puissance et sont contrôlés par l'avion.
Plus précisément, le superviseur reçoit des ordres de commande de l'unité de contrôle du moteur électrique de l'actionneur et gère le suivi de la trajectoire pendant l'ouverture et la fermeture des capots des inverseurs de poussée.
Le superviseur renvoie également à l ' u n ité d e co n trô l e du turboréacteur l'état de l'ensemble comprenant le module de conversion de puissance 100, les actionneurs 5 et 5' des capots d'inverseurs, et les contacteurs 131 , 133, 131 ', 133'.
Le superviseur 129 transmet les ordres de commandes aux actionneurs 5 et 5' via un bus de terrain 135, 135'.
On se réfère maintenant à la figu re 2, il lustrant l'ensemble de gestion électrique 1 , le module de conversion de puissance étant représenté selon un deuxième mode de réalisation.
L'ensemble de gestion électrique 1 comprend un module de conversion de puissance 200 comprenant deux autotransformateurs 201 et 201 '.
Le module de conversion de puissance 200 est alimenté en entrée par la source électrique 3 de l'avion et relié en sortie aux actionneurs 5 et 5' des inverseu rs de poussée équ ipant chaque nacel le de turboréacteur de l'aéronef.
La source électrique 3 délivre une tension alternative triphasée Va, Vb, Vc, respectivement sur les conducteurs d'entrée 7a, 7b et 7c qu'il convient de convertir en tension continue.
Les autotransformateurs 201 et 201 ' comprennent chacun un bobinage primaire et un bobinage secondaire (non représentés).
Le bobinage primaire comprend trois enroulements primaires, d'une part reliés entre eux, et d'autre part reliés aux conducteurs d'entrée 7a, 7b et 7c.
Chaque enroulement primaire reçoit respectivement une tension alternative V2a, V2b et V2c. Le bobinage secondaire comprend quant à lui trois enroulements secondaires reliés à trois conducteurs de sortie 203a à 203c reliés à un pont redresseur 205.
Les configurations des bobinages primaires et secondaires peuvent varier selon les besoins de l'invention. Par exemple, les bobinages primaires et secondaires peuvent avoir une configuration en étoile, en triangle ou mixte, et les bobinages secondaires peuvent être déphasés.
Le pont redresseur 205 comprend six diodes 209a à 209f, et délivre une tension continue entre les sorties 21 1 et 213. Les sorties 21 1 et 213 sont reliées à une inductance DC couplée 221 permettant le lissage du courant du pont redresseur.
L'inductance DC couplée 221 délivre une tension continue entre les sorties 223 et 225.
De la même manière de ce qui vient d'être décrit pour l 'autotransformateur 201 , l 'autotransformateur 201 ' com prend tro i s enroulements primaires recevant chacun une tension alternative V'2a, V'2b et V'2c.
Le bobinage secondaire comprend trois enroulements secondaires reliés à trois conducteurs de sortie 203'a à 203'c reliés à un pont redresseur 205' de même configuration que le pont redresseur 205 et délivrant une tension continue entre les sorties 21 1 ' et 213'.
Les sorties 21 1 ' et 21 3' sont reliées à une inductance DC couplée 221 ' permettant le lissage du courant du pont redresseur.
L'inductance DC couplée délivre une tension continue entre les sorties 223' et 225'.
Les i nd uctances DC couplées 2 2 1 e t 22 1 ' a l i m en tent respectivement en tension continue les actionneurs 5 et 5' de chaque inverseur de poussée.
Les sorties 203a à 203c sont déphasées par rapport aux sorties
203'a à 203'c et adaptées pour l im iter les harmon iques de courant sur la source électrique du réseau de l'avion.
Comme représenté, la tension continue délivrée par l'inductance
DC couplée 221 alimente un convertisseur DC/DC 227 qui permet de réduire la tension en sortie de l'inductance afin d'alimenter un superviseur unique 229, dont le fonctionnement est sim ilaire à celu i décrit pour le premier mode de réalisation. A titre d'exemple, l'inductance DC couplée délivre une tension de sortie de - 1 35 volts / +1 35V. Le convertisseur DC/DC permet de réduire la tension de sortie à une tension de l'ordre de 28 volts.
Le superviseur 229 permet de surveiller et de contrôler les actionneurs des inverseurs de poussée et le convertisseur AC/DC.
Les deux tensions continues des sorties 223, 225 et 223', 225' du convertisseur de puissance 200 alimentent chaque actionneur 5 et 5' grâce à deux contacteurs ou « SSPC » 231 , 233, 231 ', 233'.
Ces contacteurs permettent d'avoir une ligne de défense de puissance et sont contrôlés par l'avion. Comme précédemment décrit, le superviseur reçoit des ordres de commande de l'unité de contrôle du moteur électrique de l'actionneur et gère le suivi de la trajectoire pendant l'ouverture et la fermeture des capots des inverseurs de poussée.
Le superviseur renvoie également à l'unité de contrôle du turboréacteur l'état de l'ensemble comprenant le module de conversion de puissance 200 , l es action n eu rs 5 et 5' d es ca pots d ' i nverseu rs, et l es contacteurs 231 , 233, 231 ', 233'.
Le superviseur 229 transmet les ordres de commandes aux actionneurs 5 et 5' via un bus de terrain 235, 235'.
On se réfère à présent à la figure 3, illustrant l'ensemble de gestion électrique 1 , le module de conversion de puissance étant représenté selon un troisième mode de réal isation , selon leq uel le module de conversion de puissance 300 compren d un unique autotransformateur 301 , de puissance égale au double de la puissance des autotransformateurs 101 , 101 ', 201 et 201 '.
Le module de conversion de puissance 300 est alimenté en entrée par la source électrique 3 de l'avion et relié en sortie aux actionneurs 5 et 5' des inverseurs de poussée équipant chaque nacelle de turboréacteur de l'aéronef.
La source électrique 3 délivre une tension alternative triphasée Va, Vb, Vc sur des conducteurs d'entrée 7a, 7b et 7c qu'il convient de convertir en tension continue.
L'autotransformateur 301 comprend un bobinage primaire et deux bobinages secondaires déphasés et adaptés pour réduire les harmoniques de courant sur l'unique source électrique du réseau avion (non représentés). Le bobinage primaire comprend trois enroulements primaires, d'une part reliés entre eux, et d'autre part reliés aux conducteurs d'entrée 7a, 7b et 7c.
Le bobinage secondaire comprend six enroulements secondaires reliés à six conducteurs de sortie 303a à 303f.
Les configurations des bobinages primaires et secondaires peuvent varier selon les besoins de l'invention. Par exemple, les bobinages primaires et secondaires peuvent avoir une configuration en étoile, en triangle ou mixte, et les bobinages secondaires peuvent être déphasés. Les conducteurs de sortie 303a, 303b, 303c sont reliés à un pont redresseur 305, et les conducteurs de sortie 303d, 303e, 303f sont reliés à un pont redresseur 305'.
Les po nts redresseurs 305 e t 3 05 ' comprennent chacun respectivement 6 diodes 307a à 307f et 307'a à 307'f, et délivrent chacun une tension continue entre les sorties 31 1 et 313, et 31 1 ' et 313'.
Les sorties 31 1 et 313 sont reliées à une inductance DC couplée 321 et les sorties 31 1 ', 313' sont reliées à une inductance couplée 321 ', les inductances 321 et 321 ' permettant l'équilibrage et le lissage des courants des ponts redresseurs 305 et 305'.
Les inductances DC couplées 321 et 321 ' délivrent chacune une tension continue entre les sorties 323, 325 et 323' , 325 ' , a l i m en tant respectivement en tension continue les actionneurs 5 et 5' de chaque inverseur de poussée.
Comme représenté, la tension continue délivrée par l'inductance
DC couplée 321 alimente un convertisseur DC/DC 327 qui permet de réduire la tension en sortie de l'inductance afin d'alimenter un superviseur unique 329, dont le fonctionnement est similaire à celui décrit pour les premier et deuxième modes de réalisation. Le superviseur 329 permet de surveiller et de contrôler les actionneurs des inverseurs de poussée et le convertisseur AC/DC. A titre d'exemple, l'inductance couplée délivre une tension de sortie de - 1 35 volts / +135V. Le convertisseur DC/DC permet de réduire la tension de sortie à une tension de l'ordre de 28 volts.
Les deux tensions continues des sorties 323, 325 et 323', 325' du convertisseur de puissance 300 alimentent chaque actionneur 5 et 5' grâce à deux contacteurs ou « SSPC » 331 , 333, 331 ', 333'.
Ces contacteurs permettent d'avoir une ligne de défense de puissance et sont contrôlés par l'avion.
Comme précédemment décrit, le superviseur reçoit des ordres de commande de l'unité de contrôle du moteur électrique de l'actionneur et gère le su ivi de la trajectoire pendant l'ouvertu re et la fermeture des capots des inverseurs de poussée.
Le superviseur renvoie également à l'unité de contrôle du turboréacteur l'état de l'ensemble comprenant le module de conversion de puissance 300, les actionneurs 5 et 5' des capots d'inverseurs, et les contacteurs 331 , 333, 331 ', 333'. Le superviseur 229 transmet les ordres de commandes aux actionneurs 5 et 5' via un bus de terrain 335, 335'.
Grâce à la présente invention, l'intégralité des composants nécessaires à la conversion de puissance est regroupée dans un boîtier unique. Ainsi, une seule source électrique du réseau avion est nécessaire à l'alimentation des actionneurs des inverseurs de poussée de l'avion, ce qui simplifie considérablement les architectures électriques d'actionnement des inverseurs de poussée.
Les modules de conversion de puissance 200 et 300 du deuxième et du troisième mode de réalisation permettent de diviser le nombre de ponts de diodes par deux par rapport au premier mode de réalisation, ce qui entraîne une réduction du poids de l'ensemble. En outre, le module de conversion de puissance selon le troisième mode de réalisation présente un poids réduit en ce que le module de conversion de puissance comprend un autotransformateur unique.
En outre, l'architecture de la présente invention permet également d'atténuer les distorsions harmoniques sur le réseau.
Le module de conversion de puissance est positionné dans le fuselage de l'avion, disposition particulièrement avantageuse pour les petits avions, lorsque les turboréacteurs sont solidaires du fuselage.
L'ensemble de gestion électrique a été décrit en référence à l'alimentation de deux actionneurs d'inverseurs de poussée. Il est cependant tout à fait possible d'adapter le module de conversion de puissance pour un nombre supérieur d'actionneurs d'inverseurs de poussée.
En outre, l'ensemble de la description a été faite en référence à un module de conversion de puissance comprenant un système dit à « 12 puises », c'est-à-dire que le module de conversion de puissance comprend 12 diodes par autotransformateur. Cependant, le mod u le de conversion de puissance peut indifféremment comprendre un système 18 puises, 24 puises, etc. si l'homme du métier y trouve un intérêt particulier.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Dispositif d'inversion de poussée pour un aéronef comprenant au moins deux inverseurs de poussée, chacun desdits inverseurs de poussée comprenant au moins un capot monté mobile entre une position de fermeture et une position d'ouverture, led it capot étant actionné par au moins un actionneur (5, 5') apte à être entraîné par au moins un moteur électrique (6, 6'), lesdits moteurs électriques étant alimentés électriquement par un module de conversion de puissance unique (100, 200, 300) alimenté électriquement par une source électrique unique (3) dudit aéronef, ledit dispositif étant caractérisé en ce que le module de conversion de puissance (100, 200, 300) comprend au moins un autotransformateur (101 , 101 ', 201 , 201 ', 301 ) alimenté en tension électrique alternative par la source électrique (3) dudit aéronef et relié à au moins u n étage de red ressement adapté pou r convertir ladite tension alternative en une tension continue, ledit étage de redressement étant relié à un étage d'équilibrage et/ ou de lissage du courant adapté pour alimenter en tension continue ledit moteur électrique (6, 6') dudit actionneur (5, 5') dudit capot d'inverseur de poussée.
2. Dispositif d'inversion de poussée selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le module de conversion de puissance (100) comprend deux autotransformateurs (1 01 , 1 01 '), chacun étant al imenté en tension électrique alternative par ladite source électrique (3) dudit aéronef, chacun desdits autotransformateurs comprenant des sorties déphasées et reliées à au moins deux circuits redresseurs (105, 107, 105', 107'), chacun desdits circuits redresseurs d'un même autotransformateur étant relié à une unique inductance d'interphase (121 , 121 ') au moins adaptée pour équilibrer les courants et pour délivrer une tension continue alimentant au moins un moteur électrique (6, 6') d'un actionneur (5, 5') du capot d'un inverseur de poussée.
3. Dispositif d'inversion de poussée selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le module de conversion de puissance (200) comprend deux autotransformateurs (201 , 201 ') al imentés en tension électrique alternative par ladite source électrique (3) dudit aéronef, et chacun desdits autotransformateurs comprenant des sorties déphasées et reliées à au moins un circuit redresseur (205, 205'), chacun desdits circuits redresseurs d'un même autotransformateur étant relié à une inductance DC couplée (221 , 221 ') au moins adaptée pour lisser le courant et pour délivrer une tension continue al imentant au moins un moteur électrique (6, 6') d'un actionneur (5, 5') du capot d'un inverseur de poussée.
4. Dispositif d' inversion de poussée selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le module de conversion de puissance (300) comprend un unique autotransformateur (301 ) alimenté en tension électrique alternative pa r l ad ite sou rce él ectrique (3) dud it aéronef, ledit autotransformateur comprenant deux sorties déphasées rel iées à au moi ns deux circu its redresseurs (305, 305'), chacun desdits circuits redresseur étant relié à une inductance DC couplée (321 , 321 ') au moins adaptée pour lisser la courant et pour délivrer une tension continue alimentant au moins un moteur électrique (6, 6') d'un actionneur (5, 5') du capot d'un inverseur de poussée.
5. Dispositif d'inversion de poussée selon l'une quelconque des revendications 3 ou 4, caractérisé en ce que le circuit redresseur (105, 105', 1 07, 1 07', 205, 205', 305, 305') du module de conversion de puissance (100, 200, 300) comprend un pont de diodes comprenant au moins six diodes.
6. Dispositif d'inversion de poussée selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 caractérisé en ce q ue le modu le de conversion de puissance (1 00, 200, 300) comprend en outre au moins un superviseur (129, 229, 329) adapté pour surveiller et pour contrôler les actionneurs (5, 5') des capots desd its inverseurs de poussée, led it superviseur étant al imenté en tension continue par lesdites inductances (121 , 121 ', 221 , 221 ', 321 , 321 ').
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2992630B1 (fr) * 2012-06-29 2015-02-20 Turbomeca Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance
FR3055418B1 (fr) * 2016-08-24 2018-09-14 Safran Aircraft Engines Procede de test integre du fonctionnement electrique de l'inversion de poussee d'un turboreacteur d'un aeronef, et systeme associe
RU175530U1 (ru) * 2017-04-12 2017-12-07 Акционерное общество "Диаконт" Высоконадёжный отказобезопасный электропривод реверсивного устройства

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1212370A (fr) * 1957-10-15 1960-03-23 Westinghouse Electric Corp Génératrices de courant électrique pour avions
US4827248A (en) * 1987-06-30 1989-05-02 The Boeing Company Proximity sensor with automatic gap control
US6525951B1 (en) * 2002-01-25 2003-02-25 Derek Albert Paice Simplified wye connected 3-phase to 9-phase auto-transformer
FR2864372A1 (fr) * 2003-12-19 2005-06-24 Hispano Suiza Sa Convertisseur 12 alternances comportant une self de filtrage integre au redresseur
US7409820B2 (en) * 2004-11-16 2008-08-12 Honeywell International Inc. Electrical thrust reverser tertiary lock system including a voltage limiting circuit
US20110273010A1 (en) * 2008-04-09 2011-11-10 Thales Electrical network
FR2930085B1 (fr) * 2008-04-09 2012-06-08 Thales Sa Reseau electrique
GB0905560D0 (en) * 2009-04-01 2009-05-13 Rolls Royce Plc An electrical actuator arrangement
FR2966804B1 (fr) * 2010-10-28 2012-12-28 Airbus Operations Sas Aerodyne comprenant des trains d'atterrissage motorises

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