ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА РЕВЕРСА ТЯГИ ДЛЯ ГОНДОЛЫ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ОБОРУДОВАННАЯ ТАКИМ ОБРАЗОМ ГОНДОЛА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ
ELECTRIC THRUST REVERSAL SYSTEM FOR AIRCRAFT ENGINE NACELLE AND THUS EQUIPPED AIRCRAFT ENGINE NACELLE

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к электрической системе реверса тяги для гондолы авиационного двигателя и к такой гондоле авиационного двигателя.
Уровень техники
Из предшествующего уровня техники известен реверс тяги, в котором механизмом реверса тяги управляют при помощи электрических приводов.
В частности, известны два типа механизмов реверса тяги: реверсы со створками и реверсы с решетками. Для управления этими механизмами известны специальные силовые цилиндры, которые могут приводиться в действие по команде электрическим приводом.
В случае реверса тяги со створками используют систему блокировки створок, которая содержит устройства управления и замки, которые позволяют связать каждую створку с неподвижной конструкцией гондолы. При подаче команды на приведение в действие створок реверса тяги соответствующие устройства управления деактивируют систему блокировки створок реверса тяги, поле чего подается команда, которая при помощи силовых цилиндров приводит в движение створки реверса тяги, переводя их в активное положение.
Затем подается обратная команда на деактивацию реверса тяги путем убирания при помощи силовых цилиндров створок реверса тяги в положение прямой тяги, затем на реактивацию системы блокировки.
При помощи других движений аналогичный процесс применяют для реверса тяги с решетками, при этом для открывания или перекрывания отклоняющих решеток приводят в поступательное движение подвижный капот.
Последовательность этих различных этапов и использование многочисленных разных устройств делает эти системы исключительно сложными, тем более что регламентные требования обеспечения безопасности предполагают соблюдение норм, которые часто делают необходимым это увеличение количества устройств и элементов (избыточность устройств).
Как известно, с механизмами реверса тяги необходимо объединять множество силовых цилиндров для приведения в действие створок или решеток этих механизмов. Поэтому в электрической системе реверса тяги присутствует большое число приводных устройств, в основном замков и силовых цилиндров.
Проблема заключается в надежности работы такой электрической системы реверса тяги.
Кроме того, из предшествующего уровня техники известно, что электрическую систему управления и блокировки реверса тяги конфигурируют в виде нескольких линий защиты, в частности механической, электронной (управление) и электрической. Таким образом, электрическая система реверса тяги неизбежно должна иметь архитектуру защиты, применяемую в известных решениях.
Раскрытие изобретения
Настоящее изобретение призвано повысить надежность, одновременно сохраняя уровень безопасности за счет избыточности линий защиты таких электрических систем реверса тяги.
Для этого настоящее изобретение относится к архитектуре электрического реверса тяги, которая позволяет интегрировать ее в электрическую систему управления гондолы авиационного двигателя для обеспечения простого и надежного управления с одновременным повышением ее надежности.
В связи с этим объектом настоящего изобретения является электрическая система реверса тяги для гондолы авиационного двигателя, содержащая по меньшей мере один механизм приведения в действие механизма реверса тяги, такого как створка реверса. Указанный механизм приведения в действие содержит первый и второй приводные силовые цилиндры, при этом каждый силовой цилиндр содержит узел механического соединения, первичный замок и подвижный шток, неподвижно соединенный с точкой, связанной с соответствующим механизмом реверса тяги, таким как створка реверса, механизированный приводной блок, механически соединенный через гибкие валы с узлами механического соединения каждого силового цилиндра указанного механизма приведения в действие и приводимый в действие по команде блока управления при помощи электрической линии связи, и третичный замок для неподвижного соединения соответствующего механизма реверса тяги, такого как створка реверса, с неподвижной конструкцией гондолы.
Согласно изобретению, первичный замок встроен в приводной силовой цилиндр, при этом приводной силовой цилиндр является силовым цилиндром с мертвым ходом.
Таким образом, за счет интегрирования системы первичной блокировки в приводной силовой цилиндр объединяют два устройства в одно. Это позволяет упростить всю архитектуру и ее управление.
Действительно, в документе US-A-2007/220998 или в документе US20090090204 описан специальный силовой цилиндр, который обеспечивает дополнительную функцию блокировки, осуществляемую во время первых оборотов вращения силового цилиндра.
Специально разработанный механизм, называемый “lost motion” или «механизм с мертвым ходом», позволяет сначала заблокировать силовой цилиндр, затем только после разблокировки позволяет удлинить подвижный шток самого силового цилиндра. Во время запирания механизма реверса тяги, связанного с силовым цилиндром, шток силового цилиндра убирается в корпус силового цилиндра. Затем в определенной точке механизм блокировки опять вступает в действие во время последних оборотов входного вала силового цилиндра.
Заявитель неожиданно установил, что такой специальный силовой цилиндр можно использовать в рамках системы привода реверса тяги, соблюдая при этом нормы безопасности с применением принципа трех линий защиты, механической, электронной и электрической, благодаря соответствующей системе, использующей одновременно ресурсы силовой установки (двигателя/гондолы), а также ресурсы самолета. Следует отметить, что при этом нет необходимости в дополнительном вычислительном устройстве.
Согласно другим дополнительным отличительным признакам:
- различные механизмы реверса тяги, такие как створки реверса тяги, механически связаны, и только один третичный замок связан с одним из механизмов приведения в действие створки или, в целом, с соответствующим механизмом реверса тяги;
- блок управления выполнен таким образом, что образует систему из трех линий защиты, структурированных по трем уровням, а именно: на уровне блока управления команда контроллера привода, связанного с реверсом тяги, подтверждается командой каждого по меньшей мере из двух вычислительных устройств самолета и/или двигателя, чтобы обеспечить функциональную избыточность, на механическом уровне три замка, в том числе два первичных замка и третичный замок, разблокированы, на уровне электрического питания три разных источника электрического питания расположены таким образом, чтобы система реверса тяги работала, и содержат источник высокой мощности, источник низкой мощности и источник, зарезервированный для третичного замка, чтобы отсутствие разблокировки только одной линии защиты приводило к блокировке развертывания реверса тяги;
- система реверса тяги содержит два механизма приведения в действие, таких как механизмы приведения в действие створки реверса тяги, при этом блок управления реверса тяги содержит ядро обработки, которое передает команды управления на процессор постоянного тока, соединенный с модулем контроля постоянной энергии, параллельно соединенным с двумя инверторами, которые выдают через линии связи переменную электрическую энергию в механизированный приводной блок каждого механизма реверса тяги, при этом модуль контроля постоянной энергии получает данные от датчиков положения и приближения различных силовых цилиндров механизмов приведения в действие механизмов реверса тяги таким образом, чтобы команды цифрового ядра обработки обеспечивали линейно нарастающие функции тока для управления приведением в действие механизмов реверса тяги механизированными приводными блоками;
- цифровое ядро обработки управляет также схемой контроля тормозов, связанных с механизмами приведения в действие механизмов реверса тяги, таких как створки реверса тяги, и запрограммированных в зависимости, в частности, от линейно нарастающих функций тока, применяемых модулем контроля постоянной энергии под управлением цифрового ядра обработки, и от данных положения и приближения, поступающих от датчиков различных механизмов приведения в действие механизмов реверса тяги, таких как створки реверса тяги;
- первая линия защиты содержит третичный замок, связанный с механизмом реверса тяги, таким как створка реверса тяги, если оба механизма реверса тяги связаны, 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, объединенные в первом механизме приведения в действие створки, и третья линия защиты содержит первый и второй первичные замки, объединенные во втором механизме приведения в действие створки;
- на уровне источников питания источники питания высокой мощности и низкой мощности сведены в комбинаторное устройство, выход которого параллельно соединен с двумя механизированными приводными блоками;
- первая линия защиты содержит также на уровне источников питания источник питания третичного замка, соединенный с третичным замком через управляемый выключатель, получающий команду на уровне команд от первого вычислительного устройства самолета, вторая линия защиты содержит также второе вычислительное устройство самолета для управления управляемым выключателем на источнике питания, и третья линия защиты содержит источник питания, управляемым вычислительным устройством управления двигателем.
Объектом изобретения является также гондола авиационного двигателя с реверсом тяги. Согласно изобретению, гондола содержит заявленную систему реверса тяги.
Краткое описание чертежей
Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - основные элементы электрического реверса тяги в варианте выполнения изобретения.
Фиг. 2 - часть вычислительного устройства управления реверсом тяги, используемого в варианте выполнения, показанном на фиг. 1.
Фиг. 3 - вариант выполнения электромеханической части реверса тяги, показанного на фиг. 1.
Фиг. 4 - вариант выполнения модуля управления вычислительного устройства управления реверсом тяги, используемого в варианте выполнения, показанном на фиг. 1.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 показаны основные элементы электрического реверса тяги в варианте выполнения изобретения. В этом варианте выполнения механизмами реверса тяги являются две створки 4 и 5, расположенные на каждой стороне гондолы (не показана) авиационного двигателя. Обе створки 4 и 5 перемещаются скольжением вдоль продольной оси (не показана) гондолы, чтобы открывать канал вторичного контура для отражения струи, выходящей из вентилятора авиационного двигателя, и ее направления вперед противоположно направлению полета.
Каждая створка 4 или 5 приводится в действие своим собственным механизмом 2 или 3, причем эти механизмы являются по существу идентичными. Механизм 3 приведения в действие створки, идентичный механизму 2 приведения в действие створки, содержит в варианте выполнения, показанном на фиг. 1, два силовых цилиндра 6 и 7, шток которых, выполненный с возможностью поступательного перемещения, соединен с точкой створки 4 таким образом, чтобы приводить ее в необходимое движение при приведении в действие реверса тяги. Оба силовых цилиндра 6 и 7 являются по существу идентичными, и описан будет только силовой цилиндр 6.
Таким образом, силовой цилиндр 6 содержит подвижный шток 10, который заходит и выходит из узла 9 механического соединения с механизированным приводным блоком 11, который позволяет задействовать силовой цилиндр 6. Механическое соединение механизированного приводного блока 11 с узлом 9 механического соединения обеспечивается гибким валом 12. Механический приводной блок 11 является общим для обоих силовых цилиндров 6 и 7, поэтому их движения являются идеально синхронными, если не считать механических зазоров.
Силовой цилиндр 6 приведения в действие створки, идентичный силовому цилиндру 7, содержит первичный замок 8, узел 9 механического соединения и шток 10силового цилиндра, выполненный с возможностью захождения в корпус силового цилиндра и выхода из него под действием узла 9 механического соединения. Шток 10 силового цилиндра имеет свободный конец, неподвижно соединенный с определенной точкой створки 4 реверса тяги. Корпус силового цилиндра 6 неподвижно соединен с конструкцией гондолы (не показана), неподвижной относительно створки реверса тяги.
В других вариантах выполнения механизм реверса тяги содержит не створки, а решетки. При этом механизм приведения в действие створки можно преобразовать в механизм приведения в действие решетки реверса тяги, используя информацию настоящего изобретения.
Силовой цилиндр 6 приведения в действие створки тоже содержит первичный замок 8, который имеет подвижную часть (не показана), которая взаимодействует при механической блокировке с определенной частью (не показана) конструкции гондолы (не показана), неподвижной относительно створки 4 реверса тяги. В варианте выполнения первичный замок встроен непосредственно в силовой цилиндр с использованием технологии мертвого хода (lost motion), описанной, в частности, в документе US-A-2007/0220998.
Механизмом приведения в действие створки реверса тяги управляет блок 1 управления реверсом тяги. Для этого каждый механизм 2 или 3 приведения в действие створки соединен через электрическую линию связи 16 или 17 с блоком 1 управления реверса тяги, который передает ему свою энергию и обменивается с ним данными.
Электрическая линия связи 17, проходящая от блока 1 управления реверса тяги для питания механизма 3 приведения в действие створки, соединена, в частности, с механизированным приводным блоком 11, на который она доставляет энергию и все команды, предназначенные для приведения в действие створки 4.
Электрическая линия связи 17, проходящая от блока 1 управления реверса тяги к механизму 3 приведения в действие створки, соединена также с первичным замком 8, чтобы управлять состоянием блокировки, соответственно разблокировки первичного замка 8. В предпочтительном варианте выполнения изобретения, поскольку приводной силовой цилиндр 6 является, как было указано выше, силовым цилиндром с мертвым ходом, блокировка или разблокировка первичного замка происходит по команде на запуск механизированного приводного блока 11. Действительно, в силовом цилиндре с мертвым ходом первичный замок в действительности встроен в силовой цилиндр, и его активируют на первых оборотах вращения механизированного приводного блока 11.
Силовой цилиндр 6 механизма 3 приведения в действие створки содержит также датчик 14 приближения, связанный с первичным устройством 8 блокировки, и датчик 15 положения, связанный с подвижным штоком 10, сигналы которых передает, обнаруживает, формирует и использует блок 1 управления реверса тяги.
Наконец, заявленный реверс тяги содержит по меньшей мере один третичный замок 13, который выполняет функцию блокировки параллельно с первым и вторым первичными замками силовых цилиндров механизма 2 или 3 приведения в действие створки. Действительно, в варианте выполнения, показанном на фиг. 1, движения обеих створок 4 и 5 механически связаны, например, при помощи механизма соединения, схематично показанного стрелкой 18. В таком варианте выполнения предусмотрен только один третичный замок 13.
В других вариантах выполнения две створки 4 и 5 являются механически независимыми. При этом предусмотрен другой третичный замок, идентичный третичному замку 13. Третичный замок (или третичные замки) содержит(ат) подвижный механизм, который может перемещаться по команде блока 1 управления реверса тяги и может соединять или разъединять определенную точку створки 5 с точкой конструкции гондолы (не показана), неподвижной относительно створки 5.
На фиг. 2 показана часть вычислительного устройства управления реверсом тяги, используемого в варианте выполнения, представленном на фиг. 1.
Согласно изобретению, электрическая система реверса тяги построена на трех линиях защиты, каждая из которых имеет:
- каскад 20 управления;
- каскад 21 мощности; и
- электромеханический каскад 22.
Линия защиты представляет собой предохранитель активации реверса тяги. На каждой стадии регламентные нормы предписывают наличие трех предохранителей. Без разблокировки этих трех предохранителей реверс тяги работать не будет.
Первая линия защиты содержит в каскаде управления первое вычислительное устройство 23 управления работой реверса тяги, которое соединено с вторым каскадом 21 мощности через силовую схему 27 питания третичного замка, которая выдает энергию, необходимую для работы третичного замка, через управляемый выключатель 28, которым управляет порт 29 управления через линию управления, проходящую от первого вычислительного устройства 23 управления работой реверса тяги. Первая линия защиты, построенная вокруг третичного замка, не зависит от линий защиты, связанных (см. ниже) с силовыми цилиндрами с мертвым ходом, поэтому управление управляемым выключателем 28 не связано с командами управления электрических приводов, связанных с силовыми цилиндрами с мертвым ходом первичных замков при помощи вычислительного устройства самолета. Первая линия защиты в электромеханическом каскаде содержит электромагнит самого третичного замка 37, питаемый через выходную клемму управляемого выключателя 28. Первое вычислительное устройство 23 управления работой реверса тяги конструктивно отличается от вычислительного устройства двигателя и гондолы, что отвечает требованию функциональной независимости.
Вторая линия защиты содержит в каскаде 20 управления второе вычислительное устройство 24 управления работой реверса тяги, которое соединено во втором каскаде мощности с портом 32 управления управляемого выключателя 31. Управляемый выключатель 31 получает питание от схемы 30 электрического питания. Выход управляемого выключателя 31 соединен с комбинаторным устройством 33, выход которого соединен параллельно с механизированными приводными блоками 35 и 36 механизмов приведения в действие створки. В частности, механизированный приводной блок 35 на фиг.2 соответствует механизированному приводному блоку 11 механизма 3, показанного на фиг. 1. Вторая линия защиты в третьем электромеханическом каскаде 22 содержит первый первичный замок 38 и второй первичный замок 39. Первый первичный замок 38 на фиг. 2 соответствует замку 8 силового цилиндра 6 механизма 3 приведения в действие створки, и второй первичный замок 39 на фиг. 2 соответствует замку (без обозначения) силового цилиндра 7 механизма 3 приведения в действие створки.
Третья линия защиты содержит в каскаде 20 управления вычислительное устройство 25 управления двигателем, связанное с реверсом тяги и соединенное во втором каскаде мощности с входным портом блока 34 управления реверса тяги, выходная линия управления которого соединена со вторым входом комбинаторного устройства 33, которое было описано для второй линии защиты. Выходная клемма комбинаторного устройства 33 соединена параллельно с механизированными приводными блоками 35 и 36 механизмов приведения в действие створки. В частности, механизированный приводной блок 36 на фиг.2 соответствует механизированному приводному блоку механизма 2 на фиг. 1. Третья линия защиты в третьем электромеханическом каскаде 22 содержит первый первичный замок 40 и второй первичный замок 41. Первый первичный замок 40 на фиг. 2 соответствует замку первого силового цилиндра (без обозначения) механизма 3 приведения в действие створки, и второй первичный замок 41 на фиг. 2 соответствует замку (без обозначения) второго силового цилиндра механизма 2 приведения в действие створки.
В рамках изобретения, кроме вычислительных устройств, необходимых для работы реверса, используют уже существующие вычислительные устройства, такие как вычислительное устройство FADEC, для добавления независимости в систему управления силовыми цилиндрами с мертвым ходом, чтобы избегать общих режимов управления.
Разблокировка третичного замка происходит по команде, поступающей от вычислительного устройства самолета, а разблокировку первичных замков осуществляет система приведения в действие (или вычислительное устройство двигателя). Приводы первичных замков 40 и 41 и третичного замка 37 не обязательно должны находиться в фазе.
В примере выполнения, показанном на фиг. 2, как и в примере, показанном на фиг.1, движения обоих механизмов реверса тяги, в данном случае створок реверса связаны между собой. Таким образом, в первой линии защиты присутствует только один третичный замок. В другом варианте выполнения, в котором движения двух механизмов реверса тяги, в данном случае створок реверса не зависят друг от друга, каждый механизм реверса тяги, такой как створка реверса, оснащен своим собственным третичным замком.
В стратегии управления реверсом тяги в соответствии с изобретением необходимо, чтобы команда от контроллера двигателя, связанного с реверсом тяги, была подтверждена командой от каждого из двух вычислительных устройств самолета.
На уровне механики все три замка, то есть два первичных замка и один третичный замок, являются разблокированными.
На уровне электрического питания стратегия управления реверсом тяги в соответствии с изобретением основана на трех разных источниках электрического питания, чтобы работала вся система: источник высокой мощности, источник низкой мощности и источник, зарезервированный для третичного замка.
На фиг. 3 представлен вариант выполнения электромеханической части реверса тяги, показанного на фиг. 1, и показаны, в частности, два силовых цилиндра с мертвым ходом механизма приведения в действие реверса тяги, такого как механизм приведения в действие створки, показанный на фиг. 1.
Оба силовых цилиндра, верхний 50 и нижний 51, являются по существу идентичными, поэтому описан будет только верхний силовой цилиндр 50. Он содержит подвижный шток 52, свободный конец которого имеет ушко, предназначенное для соединения с неподвижной точкой приводимой в действие створки реверса тяги.
Подвижный шток 52 заходит в корпус 54 силового цилиндра и доходит до блокировочных сегментов 55, как описано, в частности, в документе US-А-2007/0220998. Блокировочный кулачок 55а, на который возвратным усилием действуют пружины (без обозначения), позволяет задействовать сегменты 56 таким образом, чтобы блокировать или разблокировать подвижный шток 52. Подшипник 57 качения поддерживает входной вал 56 из двух частей, из которых первая часть проходит через неподвижный картер 56а, и на ней установлено входное колесо 56b, а вторая часть опять проходит через неподвижный картер 56а внутрь подвижного штока 52силового цилиндра, который приводится в движение блокировочными сегментами 55.
Механизированный приводной блок 60 в основном содержит электрический привод 61, питаемый от второй линии защиты или от третьей линии защиты (фиг. 2). Вращающийся вал привода 61 связан с дополнительным ручным приводным механизмом 62, предусмотренным для управления во время операций обслуживания и технического контроля. Вращающийся вал привода 61 является валом с двойным выходом, содержащим выходы, связанные через колесо 72 для приведения во вращение гибкого вала 64, вращающего колесо 58, зацепляющееся с входным колесом 56b, и гибкого вала 70, вращающего колесо, зацепляющееся с входным колесом (без обозначения), аналогичное входному колесу 56b, на нижнем силовом цилиндре 51.
На фиг. 4 представлен вариант выполнения управляющего модуля вычислительного устройства управления реверса тяги, используемого в варианте выполнения, показанном на фиг. 1. Далее следует подробное описание модуля 80 или блока управления реверса тяги, обозначенного позицией 1 на фиг. 1.
Он получает питание от сети 81 питания постоянного тока самолета. Вместе с тем, сеть 81 может быть любой сетью. Сеть 81 соединена через сетевой интерфейс, который в данном случае обеспечивает роль регулятора 93 постоянного тока, с процессором 89 постоянного тока, выход которого соединен с модулем 89 контроля постоянной энергии. Как правило, сетевой интерфейс 93 оснащен ресурсами, позволяющими реализовать задачи вспомогательного питания, необходимого для работы силового модуля. К выходу модуля 89 контроля параллельно подключены два инвертора 86 и 87, которые выдают через линии 83 и 84 переменную электрическую энергию на приводные блоки, такие как механизированный приводной блок 11 механизма 3 приведения в действие створки системы, показанной на фиг. 1.
Модуль 89 контроля постоянной энергии принимает также данные от датчиков 85 положения и приближения различных силовых цилиндров заявленной системы. Они получает также команды от цифрового ядра 92 обработки, который позволяет, в частности, реализовать линейно нарастающие функции тока для включения механизмов реверса тяги, приводимых в действие механизированными приводным блоками, такими как блок 11 для механизма 3 приведения в действие створки (фиг. 1). В целом, модуль 89 контроля энергии позволяет формировать профили тока/напряжения, необходимые для управления механизмом.
Цифровое ядро 92 обработки управляет также схемой 91 контроля тормозов, связанных с механизмами, такими как створки или решетки реверса тяги, приводимые в действие механизмами 2 и 3 приведения в действие створки (фиг. 1). Такие тормоза позволяют управлять стыковкой подвижных элементов реверса тяги, таких как створки реверса тяги, с соответствующей неподвижной конструкцией гондолы. Эти тормоза запрограммированы, в частности, в зависимости от линейно нарастающих функций тока, применяемых модулем 89 контроля постоянной энергии под контролем цифрового ядра 92 обработки, и от данных положения и приближения, поступающих от датчиков 85 различных механизмов 2 и 3 приведения в действие створки (фиг. 1).
Цифровое ядро 92 обработки управляет также схемой питания 90 электрических ресурсов гондолы.
Кроме того, блок 80 управления реверса тяги содержит также регулятор 94, соединенный с сетью 82 низкой мощности подачи постоянного тока летательного аппарата для получения электрических поляризаций, необходимых для различных схем блока 80 управления.
Модуль 95 реализует цифровой интерфейс связи с самолетом, который позволяет получать заданные значения и команды от заявленной электрической системы реверса тяги в соответствии с определенным протоколом связи, таким как протокол IP.
Устройство 96 представляет собой объединительную заднюю панель (известную также под названием “backplane”), выполненную в виде соединительной платы, которая содержит, в частности, элементы фильтрации и защиты от молнии и обеспечивает электромагнитную совместимость.