СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ГОНДОЛОЙ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, ОСНАЩЕННЫЙ ТАКОЙ СИСТЕМОЙ
TURBOJET NACELLE CONTROL SYSTEM AND AIRCRAFT WITH SUCH SYSTEM

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей переднюю секцию воздухозаборника, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, оснащенную по меньшей мере одной системой реверсора тяги, содержащей, во-первых, отклоняющие средства для отклонения по меньшей мере части потока воздуха турбореактивного двигателя, и, во-вторых, по меньшей мере один подвижный капот, выполненный с возможностью перемещения под действием по меньшей мере одного электромеханического привода из закрытого положения, в котором он обеспечивает обтекаемость гондолы и в котором отклоняющие средства не активны, в открытое положение, в котором он открывает канал в гондоле, и в котором отклоняющие средства активны, и обратно из указанного открытого положения в закрытое.
Летательный аппарат приводится в движение несколькими турбореактивными двигателями, каждый из которых размещен в гондоле, которая также содержит систему дополнительных устройств приведения в действие, осуществляющих различные функции при работающем или отключенном турбореактивном двигателе. Эти дополнительные устройства приведения в действие, в частности, содержат электрическую или гидромеханическую систему приведения в действие реверсора тяги и электрическую или гидромеханическую систему приведения в действие капота, обеспечивающую возможность технического обслуживания турбореактивного двигателя.
Роль реверсора тяги заключается в улучшении эффективности торможения летательного аппарата при его приземлении путем перенаправления вперед по меньшей мере части тяги, создаваемой турбореактивным двигателем. Во время фазы торможения реверсор может частично или полностью передавать поток газов, выпущенных турбореактивным двигателем, в переднюю часть гондолы и таким образом создавать противотягу, оказывая тормозящее воздействие дополнительно к тормозящему действию шасси. С этой целью, реверсор тяги на каждой стороне гондолы содержит подвижный капот, выполненный с возможностью перемещения из открытого положения, при котором в гондоле открыт канал для прохождения отклоненного потока во время фазы торможения, в закрытое положение, в котором этот канал закрыт во время обычной работы турбореактивного двигателя или когда летательный аппарат находится на земле, и, наоборот, из указанного закрытого положения в открытое положение.
В настоящее время, указанные системы приведения в действие в основном реализуются с использованием гидравлических или пневматических цилиндров. При использовании таких цилиндров требуется наличие сети для транспортировки находящейся под давлением текучей среды, включающей в себя либо средства отведения воздуха на турбореактивном двигателе, либо средства отведения жидкости из гидравлической системы летательного аппарата. Однако указанные системы громоздки и требуют сложного технического обслуживания, поскольку даже небольшая утечка в гидравлической или пневматической сети может иметь разрушительные последствия как для реверсора, так и для других элементов гондолы. Кроме того, гидравлические или пневматические цилиндры всегда работают на максимально возможной мощности, что приводит к преждевременному износу оборудования.
Для устранения недостатков, связанных с применением пневматических и гидравлическими систем, необходимо решение, которое позволило бы изготовителям гондол и поставщикам компонентов найти замену существующему оборудованию и варианты использования электрических систем приведения в действие в максимально возможной степени для снижения веса гондолы и упрощения ее функционирования, особенно в отношении необходимых периодов обслуживания и управления текучими средами гидравлического или пневматического оборудования. Из уровня техники известны капоты гондол, облегчающие обслуживание турбореактивного двигателя и приводимые в действие электрическими цилиндрами, а реверсор тяги с электрической системой управления описан в документе ЕР 0843089.
Электрические системы приведения в действие обеспечивают оптимальное управление энергией в отношении фактической мощности, необходимой для функционирования указанных систем, занимают меньше места в гондоле и не требуют наличия сетей для циркуляции находящейся под давлением текучей среды. Они также обеспечивают возможность интеграции управляющих и приводных систем, как, например, описано в патентных заявках Франции №№04.07096, 07.07098 и 07.01058.
Осуществление электронного управления приведением в действие системы реверсора тяги сопряжено с многочисленными ограничениями.
Во-первых, работа реверсора тяги регламентируется строгими требованиями сертификации, направленными на обеспечение безопасности системы. Такая процедура сертификации является наиболее дорогостоящей.
Кроме того, функции управления двигателем и отслеживания его параметров обычно осуществляются электронным контроллером двигателя (полностью автономным электронно-цифровым контроллером двигателя ПАЭЦКД (FADEC) или контроллером системы электронного управления двигателем СЭУД (EEC)), который подлежит своей собственной сертификации. Следовательно, для того, чтобы отрегулировать контрольные параметры и пороговые значения, активирующие выполнение различных операций, необходимо провести новую процедуру сертификации контроллера, которая является очень дорогостоящей, тогда как производимые изменения касаются лишь части оперативных функций, управляемых компьютером летательного аппарата.
Таким образом, задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков посредством обеспечения гондолы турбореактивного двигателя, содержащей систему управления для реверсора тяги, оптимизирующую указанные аспекты.
Для решения поставленной задачи, в настоящем изобретении предложена гондола турбореактивного двигателя, содержащая переднюю секцию воздухозаборника, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, оснащенную по меньшей мере одной системой реверсора тяги, содержащую, во-первых, отклоняющие средства для отклонения по меньшей мере части потока воздуха турбореактивного двигателя и, во-вторых, по меньшей мере один подвижный капот, выполненный с возможностью перемещения под действием по меньшей мере одного электромеханического привода из закрытого положения, в котором он обеспечивает обтекаемость гондолы и в котором отклоняющие средства не активны, в открытое положение, в котором он открывает канал в гондоле и в котором отклоняющие средства активны, и обратно из указанного открытого положения в указанное закрытое положение, отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере один блок управления питанием, выполненный с возможностью преобразования электроэнергии средства для подвода высоковольтного электропитания в электроэнергию по меньшей мере одного средства для подачи электропитания к электромеханическому приводу, и по меньшей мере один приводной вход для указанного блока управления питанием, а также по меньшей мере один управляющий блок для блока управления питанием, отличный и отдельный от последнего, и содержащий по меньшей мере один вход управления и по меньшей мере один приводной выход для соединения с приводным входом блока управления питанием.
Таким образом, благодаря тому, что блоки управления питанием и управляющий блок выполнены в виде отдельных блоков, каждый из них может проходить собственную процедуру сертификации, в результате чего отпадает необходимость в общей сертификации всего оборудования, которая накладывает более строгие требования.
Настоящее изобретение также обеспечивает возможность разработки бортового программного обеспечения и управляющей электроники, соответствующих требованиям применяемой процедуры сертификации. Такой подход обеспечивает существенную экономию времени и затрат на разработку.
Кроме того, поскольку функция управляющего блока отделена от функции электропитания, появляется возможность объединить функции отслеживания и управления в управляющем блоке, программа (программы) и/или электронное оборудование которого могут быть быстрее модернизированы и изменены, без задействования других элементов.
Предпочтительно управляющий блок также содержит по меньшей мере один управляющий выход по меньшей мере для одного фиксатора для запирания системы реверсора тяги.
Также предпочтительно блок управления питанием содержит по меньшей мере один рассеивающий резистор или другое рассеивающее устройство, например систему, дополнительно обеспечивающую возврат рассеиваемой энергии. Предпочтительно, рассеивающий резистор является внешним по отношению к корпусу соответствующего блока управления питанием.
Предпочтительно блок управления питанием содержит по меньшей мере один трапецеидальный управляющий инвертор. Также возможно дополнительное использование векторного управления.
Также предпочтительно блок управления питанием содержит преобразователь переменного тока в постоянный ток. Очевидно, если летательный аппарат оснащен электрической системой постоянного тока, то может быть использован этот постоянный ток.
Предпочтительно блок управления питанием содержит тормозной контур, содержащий встроенный выключатель. Наличие этого выключателя позволяет упростить управление реверсором тяги.
Предпочтительно, блок управления питанием содержит по меньшей мере один вход для управляющих данных, принятых по меньшей мере от одного из датчиков, например датчика положения, и/или скорости, и/или датчика торможения.
Предпочтительно блок управления питанием содержит по меньшей мере одно пассивное или активное сглаживающее устройство для устранения пульсаций электрического тока.
Предпочтительно гондола содержит прерыватель цепи, расположенный между источником электропитания и блоком управления питанием.
Предпочтительно блок управления питанием и/или управляющий блок содержат по меньшей мере один вход данных для приема данных от компьютера летательного аппарата, обычно представляющего собой контроллер ПАЭЦКД (FADEC) или контроллер системы СЭУД (EEC).
Предпочтительно блок управления питанием расположен в так называемой холодной части гондолы. Также предпочтительно управляющий блок расположен в стойке радиоэлектронного оборудования, поскольку сертификационные затраты при установке указанного устройства в этом месте намного меньше.
Предпочтительно, питание управляющего блока обеспечивается электрическим током низкого напряжения. Таким образом, питанием большой мощности снабжается только блок управления питанием, управляющий двигателями электромеханических приводов и требующий большой мощности. Поскольку для питания электронных элементов управляющего блока достаточно низковольтной электроэнергии, то энергия, полученная от электросети летательного аппарата не расходуется впустую.
Также предпочтительно блок управления питанием и/или управляющий блок содержат по меньшей мере один выход данных, передаваемых компьютеру летательного аппарата, обычно представляющему собой контроллер ПАЭЦКД (FADEC) или контроллер системы СЭУД (EEC).
Такое решение обеспечивает возможность размещения в управляющем блоке некоторого программного обеспечения и компонентов обработки данных. Таким образом контроллер двигателя принимает предварительно обработанные данные, обеспечивая экономию собственных вычислительных ресурсов.
Кроме того, такое решение обеспечивает возможность использования в гондоле так называемых активных датчиков, т.е. датчиков, которые непосредственно обрабатывают данные измерений. Таким образом, появляется возможность более просто управлять алгоритмом обработки таких измерений, и в частности пороговыми значениями, запускающими определенную последовательность действий, а также возможность адаптации такого алгоритма к применяемому турбореактивному двигателю.
В связи с этим, управляющий блок предпочтительно содержит по меньшей мере один вход для данных, принятых по меньшей мере от одного из датчиков положения или состояния.
Настоящее изобретение также относится к летательному аппарату, содержащему по меньшей мере два турбореактивных двигателя, каждый из которых размещен в гондоле, предложенной в соответствии с настоящим изобретением.
Предпочтительно, управляющий блок является общим по меньшей мере для двух гондол. Таким образом, автоматически сокращается количество корпусов. Кроме того, управляющий блок расположен в области, которая является внешней по отношению к гондоле, или в стойке радиоэлектронного оборудования, что в результате обеспечивает лучшее рассеивание тепла электрических и электронных компонентов.
Далее варианты осуществления изобретения описаны более подробно со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:
на Фиг.1 показана упрощенная схема системы согласно настоящему изобретению для оборудования двух гондол турбореактивного двигателя;
на Фиг.2 схематически показан первый вариант осуществления системы управления для оборудования гондолы согласно первому варианту осуществления изобретения.
На Фиг.1 схематически показана силовая установка летательного аппарата, содержащая два турбореактивных двигателя 3а, 3b, каждый из которых размещен в гондоле 1а, 1b.
Каждый турбореактивный двигатель 3а, 3b связан с контроллером двигателя 2а, 2b, обычно с так называемым контроллером ПАЭЦКД (FADEC) или контроллером системы СЭУД (EEC).
Каждая гондола 1а, 1b также содержит устройство реверсора тяги, содержащего подвижный капот, состоящий из двух полукапотов, представляющих собой правую дверцу и левую дверцу, каждая из которых может быть приведена в действие по меньшей мере одним электромеханическим приводом 6а, 6b, 7a, 7b.
Согласно настоящему изобретению, электропитание и управление каждым электромеханическим приводом 6а, 6b, 7a, 7b осуществляется посредством блока 8а, 8b управления питанием, которым оснащена каждая гондола 1а, 1b.
В соответствии с настоящим изобретением каждый блок 8а, 8b управления питанием получает управляющие команды от отдельного управляющего блока 9, общего для указанных двух гондол 1а, 1b.
Управляющий блок 9 принимает данные от каждого из контроллеров 2а, 2b двигателя.
На фиг.2 и 3 подробно показаны связи между указанными различными элементами оборудования.
Согласно системе, показанной фиг.2, каждый блок 8а, 8b управления питанием содержит средство 20а, 20b для подвода электропитания высокой мощности, поступающего от бортового источника электропитания, причем каждое средство 20а, 20b оборудовано защитным автоматическим выключателем 21а, 21b.
Каждый блок 8а, 8b управления питанием также содержит два приводных выхода 31а, 31b и 32а, 32b, обеспечивающих питание и соответственно управляющих двигателями 33а, 33b и двигателями 34а, 34b каждого из электромеханических приводов 6а, 6b и 7а, 7b, связанных с двумя приводными входами 41а, 41b и 42а, 42b, соответственно передающими команды открытия и закрытия от управляющего блока 9.
Каждый блок 8а, 8b управления питанием также содержит два входа 51а, 51b и 52а, 52b данных, принимающих данные от датчика положения двигателей 33а, 3b и 34а, 34b, и выходы 61а, 61b данных, передающие данные о состоянии системы реверсора тяги в управляющий блок 9. В дополнение к данным от датчиков положения, блоки 8а, 8b управления питанием также принимают данные от детектора торможения по линии 55а, 55b.
Очевидно, что виды принимаемых и передаваемых данных не ограничены представленными в вышеприведенном примере и могут представлять собой данные любого типа, необходимые для работы электронных схем управления электропитанием и обрабатывающей логики.
Также следует отметить, что каждый блок 8а, 8b управления питанием содержит электрический рассеивающий резистор 10а, 10b.
Каждая дверца 4а, 4b, 5a, 5b также зафиксирована в закрытом положении по меньшей мере одним первичным фиксатором 71а, 71b и третичным фиксатором 73а, 73b.
Каждым первичным фиксатором 71а, 71b управляет двойная управляющая линия, содержащая первую управляющую линию 74а, 74b, приводимую в действие соответствующим контроллером 2а, 2b двигателя, и вторую управляющую линию 75а, 75b, приводимую в действие управляющим блоком 9.
Каждым третичным фиксатором 73а, 73b управляет управляющая линия 76а, 76b, приводимая в действие непосредственно по значениям параметров летательного аппарата, таким как высота, давление на шасси, или непосредственно контроллером 2а, 2b двигателя.
Каждый первичный фиксатор 71а, 71b и третичный фиксатор 73а, 73b может быть связан с датчиком положения, данные которого передаются в управляющий блок 9. Для упрощения иллюстрации на приведенной на фиг.2 схеме эти линии не показаны.
Эти линии могут быть двухсторонними и управляться индуктивными датчиками и датчиками пассивного типа, органы электронного управления которыми расположены в управляющем блоке 9.
Таким образом, согласно настоящему изобретению, блоки 8а, 8b управления питанием приводятся в действие управляющим блоком 9.
Управляющий блок 9 содержит средство электропитания малой мощности, снабжаемое электроэнергией посредством по меньшей мере одной электрической шины 90.
Управляющий блок 9 содержит отслеживающий подблок 9', принимающий данные измерений от выходов 61а и 61b данных блоков 8а, 8b управления питанием и от различных датчиков, и значения параметров, принятые от контроллеров 2а, 2b двигателя по линиям 91а, 91b данных. Очевидно, что число входов данных и виды указанных данных не ограничены описанными в этом примере, и управляющий блок 9 может использовать любые данные, необходимые для надежного функционирования его программного обеспечения и бортовых электронных компонентов.
Управляющий блок 9 также передает данные о закрытом или открытом состоянии системы реверсора тяги в контроллеры 2а, 2b двигателя по меньшей мере по одной линии 92 выходных данных.
Таким образом, когда пилот летательного аппарата опускает или поднимает рычаг, управляющий открытием или закрытием системы реверсора тяги, контроллеры 2а, 2b двигателя передают эту команду в управляющий блок 9, а также первичному фиксатору 71а, 71b и третичному фиксатору 73а, 73b. Затем управляющий блок 9 осуществляет независимые последовательные операции и передает команды первичному фиксатору 71а, 71b и третичному фиксатору 73а, 73b, а также блокам 8а, 8b управления питанием, которые затем управляют мощностью, подаваемой на двигатели 33а, 33b и 34а, 34b каждого электромеханического привода 6а, 6b и 7а, 7b.
Очевидно, что управляющий блок 9 может содержать не только один отслеживающий подблок 9', но также и отдельные подблоки для управления каждой гондолой 1а, 1b, при этом могут быть предусмотрены различные резервные линии данных и управления в целях безопасности в случае отказа линии.
Хотя настоящее изобретение описано на примере одного конкретного варианта осуществления, очевидно, что оно не ограничено этим примером и охватывает все технические эквиваленты описанных средств и их комбинаций, подпадающие под его объем. В частности, соединение с контроллерами 2а, 2b двигателя может быть двунаправленным, т.е. обеспечивающим возможность как приема данных от контроллеров двигателя, так и передачи данных указанным контроллерам. Кроме того, место размещения различных блоков указано примерно и никоим образом не ограничивает настоящее изобретение. Например, блоки управления питанием также могут быть расположены за пределами гондолы.