ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА РЕВЕРСА ТЯГИ ДЛЯ ГОНДОЛЫ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ОБОРУДОВАННАЯ ТАКИМ ОБРАЗОМ ГОНДОЛА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

1. Электрическая система реверса тяги для гондолы авиационного двигателя, содержащая по меньшей мере один механизм (2 или 3) приведения в действие механизма реверса тяги, такого как створка реверса, при этом приводной механизм (2 или 3) содержит первый (6) и второй (7) приводные домкраты, при этом каждый домкрат содержит узел (9) механического соединения, первичный замок (8) и подвижный шток (10), неподвижно соединенный с точкой, связанной с соответствующим механизмом реверса тяги, таким как створка реверса, механизированный приводной блок (11), механически соединенный через гибкие валы (12) с узлами (9) механического соединения каждого домкрата (6, 7) приводного механизма и приводимый в действие по команде блока (1) управления при помощи электрической линии (16, 17) связи, и третичный замок (13) для неподвижного соединения соответствующего механизма реверса тяги, такого как створка реверса, с неподвижной конструкцией гондолы, отличающаяся тем, что первичный замок (8; 55, 55а) встроен в приводной домкрат (6; 50), при этом приводной домкрат является домкратом с мертвым ходом.
2. Система реверса тяги по п. 1, отличающаяся тем, что содержит множество механизмов реверса тяги, таких как створки реверса тяги, которые механически связаны (18), и тем, что только один третичный замок (13) связан с одним из механизмов (2, 3) приведения в действие створки или в целом с соответствующим механизмом реверса тяги.
3. Система реверса тяги по п. 1, отличающаяся тем, что скомпонована в виде линий защиты по меньшей мере по трем уровням (20-22), а именно:
- на уровне блока (1) управления и команд (20) команда контроллера привода, связанного с реверсом тяги, подтверждается командой каждого по меньшей мере из двух вычислительных устройств самолета и/или двигателя и/или гондолы, чтобы обеспечить функциональную избыточность,
- на механическом уровне (22) все три замка, в том числе два первичных замка (38-41) и третичный замок (37), разблокированы,
- на уровне электрического питания (21) три разных источника электрического питания расположены таким образом, чтобы система реверса тяги работала, и содержат источник высокой мощности (30), источник низкой мощности (34) и источник (27), зарезервированный для третичного замка, чтобы отсутствие разблокировки только одной линии защиты приводило к блокировке развертывания реверса тяги.
4. Система реверса тяги по п. 2, отличающаяся тем, что скомпонована в виде линий защиты по меньшей мере по трем уровням (20-22), а именно:
- на уровне блока (1) управления и команд (20) команда контроллера привода, связанного с реверсом тяги, подтверждается командой каждого по меньшей мере из двух вычислительных устройств самолета и/или двигателя и/или гондолы, чтобы обеспечить функциональную избыточность,
- на механическом уровне (22) все три замка, в том числе два первичных замка (38-41) и третичный замок (37), разблокированы,
- на уровне электрического питания (21) три разных источника электрического питания расположены таким образом, чтобы система реверса тяги работала, и содержат источник высокой мощности (30), источник низкой мощности (34) и источник (27), зарезервированный для третичного замка, чтобы отсутствие разблокировки только одной линии защиты приводило к блокировке развертывания реверса тяги.
5. Система реверса тяги по п. 1, содержащая два механизма (2, 3) реверса тяги, таких как механизмы приведения в действие створки реверса тяги, отличающаяся тем, что блок (1; 80) управления реверса тяги содержит ядро (92) обработки, которое передает команды управления на процессор (92) тока, соединенный с модулем контроля постоянной энергии, параллельно соединенным с двумя инверторами (86, 87), которые выдают через линии связи (83, 84) переменную электрическую энергию в механизированный приводной блок (11) каждого механизма реверса тяги, при этом модуль (89) контроля постоянной энергии получает данные от датчиков (85) положения и приближения различных домкратов механизмов реверса тяги таким образом, чтобы команды цифрового ядра (92) обработки обеспечивали линейно нарастающие функции тока для управления приведением в действие механизмов реверса тяги механизированными приводными блоками.
6. Система реверса тяги по п. 5, отличающаяся тем, что цифровое ядро (92) обработки управляет также схемой (91) контроля тормозов, связанных с механизмами приведения в действие механизмов (2, 3) реверса тяги, таких как створки реверса тяги, и запрограммированных в зависимости, в частности, от линейно нарастающих функций тока, применяемых модулем (89) контроля постоянной энергии под управлением цифрового ядра (92) обработки, и от данных положения и приближения, поступающих от датчиков (85) различных механизмов (2, 3) приведения в действие механизмов реверса тяги, таких как створки реверса тяги.
7. Система реверса тяги по любому из пп. 3-5, отличающаяся тем, что первая линия защиты содержит третичный замок (37), связанный с механизмом реверса тяги, таким как створка реверса тяги, если оба механизма реверса тяги связаны (18), или два третичных замка, связанных с каждым из механизмов реверса тяги, если они являются механически независимыми, вторая линия защиты содержит первый и второй первичные замки (38, 39), объединенные в первом механизме (2) приведения в действие створки, и третья линия защиты содержит первый и второй первичные замки (40, 41), объединенные во втором механизме (3) приведения в действие створки.
8. Система реверса тяги по п. 7, отличающаяся тем, что на уровне источников питания источники питания высокой мощности (30) и низкой мощности (34) сведены в комбинаторное устройство (33), выход которого параллельно соединен с двумя механизированными приводными блоками (35, 36).
9. Система реверса тяги по п. 8, отличающаяся тем, что первая линия защиты содержит также на уровне источников питания (21) источник питания (27) третичного замка, соединенный с третичным замком (37) через управляемый выключатель (28), получающий команду на уровне команд (20) от первого вычислительного устройства (23) самолета, вторая линия защиты содержит также второе вычислительное устройство (24) самолета для управления управляемым выключателем (31) на источнике питания (30), и третья линия защиты содержит источник питания (34), управляемый вычислительным устройством (25) управления двигателем.
10. Гондола авиационного двигателя с реверсом тяги, отличающаяся тем, что содержит систему реверса тяги по любому из пп. 1-9.