Приводная система для подвижной панели гондолы турбореактивного двигателя



Приводная система для подвижной панели гондолы турбореактивного двигателя
Приводная система для подвижной панели гондолы турбореактивного двигателя
Приводная система для подвижной панели гондолы турбореактивного двигателя
Приводная система для подвижной панели гондолы турбореактивного двигателя
Приводная система для подвижной панели гондолы турбореактивного двигателя
Приводная система для подвижной панели гондолы турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2521906:

ЭРСЕЛЬ (FR)
САЖЕМ ДЕФАНС СЕКЮРИТЕ (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводной системе, предназначенной для приведения в действие множества исполнительных механизмов (15), обеспечивающих перемещение подвижной панели (13, 17) гондолы (1) летательного аппарата. Приводная система содержит по меньшей мере два двигателя (16) для приведения в действие указанных исполнительных механизмов (15), причем управление и питание указанных двух двигателей (16) осуществляется по меньшей мере двумя отдельными блоками управления (33, 35), причем исполнительные механизмы (15) механически соединены друг с другом посредством механической передачи (37). Технический результат заключается в повышении надежности работы приводной системы. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение относится к приводной системе, предназначенной для приведения в действие множества исполнительных механизмов, обеспечивающих перемещение подвижной панели, являющейся частью гондолы летательного аппарата.

Гондола летательного аппарата предназначена для размещения турбореактивного двигателя. Турбореактивный двигатель представляет собой, например, двухконтурный турбореактивный двигатель, способный генерировать поток горячего воздуха (первичный поток), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя, и поток холодного воздуха (вторичный поток), выходящий из вентилятора и циркулирующий снаружи турбореактивного двигателя по кольцевому каналу (тракту), образованному между капотом турбореактивного двигателя и внутренней стенкой гондолы. Секция выпуска вторичного потока называется "вторичным соплом", а секция выпуска первичного потока называется "первичным соплом". В задней части гондолы происходит смешение первичного и вторичного потоков.

Гондола летательного аппарата может быть выполнена гладкой, или она может содержать реверсор тяги, который при посадке самолета улучшает его тормозные характеристики за счет перенаправления вперед по меньшей мере части тяги, развиваемой турбореактивным двигателем. При этом реверсор перекрывает реактивное сопло, направляя поток выхлопных газов двигателя в переднюю часть гондолы, в результате чего возникает обратная тяга, действующая совместно с колесной тормозной системой самолета.

В зависимости от типа реверсора тяги используют различные реверсирующие средства. Например, реверсор тяги может содержать по меньшей мере один подвижный обтекатель, который также называют «обтекатель реверсора тяги». Подвижные обтекатели приводятся в действие исполнительными механизмами и совершают поступательное движение в направлении, по существу, параллельном продольной оси гондолы. Таким образом, подвижные обтекатели установлены с возможностью поочередного перехода из закрытого положения, в котором они обеспечивают аэродинамическую целостность гондолы, в открытое положение, при котором в неподвижной конструкции гондолы открывается канал, обеспечивающий перенаправление вторичного потока.

Кроме того, гондола может содержать дополнительное устройство, которое позволяет изменять поперечное сечение вторичного сопла. Такое устройство, которое, как правило, называют «регулируемое сопло», может быть соединено с реверсором тяги или может быть встроено в гондолу, выполненную гладкой.

Несмотря на то, что существуют различные варианты исполнения регулируемого сопла, наиболее известным является устройство, содержащее множество створок, выполненных с возможностью поворота внутри тракта и за счет этого обеспечивающих изменение его ширины. Такое техническое решение обеспечивает возможность регулирования поперечного сечения вторичного сопла, что, в свою очередь, позволяет оптимизировать удельный расход топлива турбореактивного двигателя или снизить уровень шума при выбрасывании газов в зависимости от стадии полета.

В частности, пример выполнения такого устройства описан во французской патентной заявке 08/04295. В указанном известном устройстве створки регулируемого сопла расположены на выходе тракта и обеспечивают изменение сечения вторичного сопла во время ограниченного поступательного движения обтекателей реверсора тяги.

Сопловые створки и обтекатели реверсора тяги образуют подвижные панели, причем перемещение указанных подвижных панелей обеспечивается множеством исполнительных механизмов.

Известны различные варианты исполнительных механизмов. В частности, в патентном документе EP 0843089 раскрыт электромеханический исполнительный механизм.

Подобные исполнительные механизмы работают совместно с приводной системой, содержащей по меньшей мере один двигатель, который приводит в действие указанные исполнительные механизмы. Приводная система предназначена, в частности, для механического приведения в действие исполнительных механизмов.

Важным фактором, определяющим одно из основных направлений развития электромеханических исполнительных механизмов, является эксплуатационная готовность систем реверсора тяги и систем изменения сечения вторичного сопла.

Под критерием эксплуатационной готовности следует понимать возможность поворота подвижных панелей реверсора тяги и/или регулируемого сопла для обеспечения выполнения их функций, а также возможность предотвращения работы в неисправном состоянии. При этом требуется обеспечить средний уровень резервирования без существенного снижения надежности всего устройства, а также обеспечить оптимальную компоновку, которая позволит минимизировать типичные отказы, такие как механическая блокировка.

Таким образом, одна из задач настоящего изобретения заключается в том, чтобы предложить приводную систему, предназначенную для приведения в действие множества исполнительных механизмов, обеспечивающих перемещение подвижной панели, и при этом обладающую повышенной эксплуатационной готовностью.

Согласно одному из аспектов в настоящем изобретении предложена приводная система, предназначенная для приведения в действие множества исполнительных механизмов, обеспечивающих перемещение подвижной панели гондолы летательного аппарата, причем указанная приводная система содержит по меньшей мере два двигателя для приведения в действие указанных исполнительных механизмов. Предлагаемая приводная система отличается тем, что управление и питание указанных двух двигателей осуществляется по меньшей мере двумя отдельными блоками управления, причем исполнительные механизмы механически соединены друг с другом посредством механической передачи.

Техническое решение, предлагаемое в настоящем изобретении, позволяет за счет использования механической передачи сохранить работоспособность реверсора тяги и/или системы изменения сечения вторичного сопла в случае выхода из строя одного из блоков управления. Указанная передача обеспечивается в отношении группы электродвигателей, которые приводят в действие связанные с ними исполнительные механизмы, которые, в свою очередь, посредством механической передачи приводят в действие другие исполнительные механизмы, не получающие питание от двигателя. В результате, повышается эксплуатационная готовность реверсора тяги.

Кроме того, предлагаемая система может содержать один или несколько приведенных ниже необязательных признаков, которые можно рассматривать как по отдельности, так и в различных комбинациях:

- механическая передача содержит один или более гибких передаточных валов;

- каждый исполнительный механизм приводится в действие непосредственно одним двигателем;

- один исполнительный механизм или группа исполнительных механизмов приводятся в действие всеми двигателями, причем остальные исполнительные механизмы приводятся в действие посредством одной или нескольких механических передач;

- два блока управления получают питание от двух отдельных источников электропитания;

- каждый блок управления обеспечивает возможность передачи мощности, достаточной для того, чтобы один двигатель или группа двигателей, связанных с блоком управления, приводили в действие все исполнительные механизмы;

- двигатели электрически синхронизированы (один из примеров реализации способа электрической синхронизации описан в еще неопубликованной заявке FR 08/03157, поданной 6 июня 2008 г.);

- каждый блок управления содержит контрольное устройство, контролирующее работу по меньшей мере одного инвертора, управляющего одним или более двигателями.

В соответствии с другим аспектом в настоящем изобретении предложена гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащая наружную неподвижную конструкцию, которая ограничивает кольцевой канал циркуляции потока холодного воздуха, причем указанная наружная неподвижная конструкция содержит по меньшей мере одну подвижную панель, оснащенную предлагаемой приводной системой. Согласно одному из вариантов осуществления настоящего изобретения, подвижная панель представляет собой обтекатель реверсора тяги, выполненный с возможностью, по существу, продольного перемещения.

Подвижная панель может представлять собой сопловую створку, установленную с возможностью поворота для уменьшения ширины кольцевого канала.

Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, гондола содержит по меньшей мере один обтекатель реверсора тяги и по меньшей мере одну сопловую створку.

Гондола предпочтительно содержит множество подвижных панелей, механически соединенных друг с другом с возможностью, по существу, синхронного взаимного перемещения.

Положение двигателей одной подвижной панели предпочтительно синхронизировано с положением двигателей другой подвижной панели за счет синхронизирующих средств, работой которых управляют блоки управления.

Настоящее изобретение станет более понятным при прочтении нижеследующего описания, не имеющего ограничительного характера, которое приводится со ссылками на прилагаемые чертежи. На чертежах изображено следующее:

на фиг.1 схематично изображен продольный разрез гондолы в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения;

на фиг.2 и 3 показан продольный разрез задней секции предлагаемой гондолы;

на фиг.4 и 5 представлен вариант реализации предлагаемой приводной системы, связанной с двумя подвижными панелями;

на фиг.6 схематично показан вариант реализации стопорных средств, входящих в состав системы управления, связанной с предлагаемой приводной системой.

Согласно варианту изобретения, представленному на фиг.1, гондола 1 содержит переднюю воздухозаборную секцию 2, среднюю секцию 3, расположенную вокруг вентилятора 4 турбореактивного двигателя 5, и заднюю секцию. Задняя секция гондолы содержит наружную неподвижную конструкцию 6 (ННК), в которой установлены реверсирующие средства 7, и внутреннюю неподвижную конструкцию 9 (ННК), которая закрывает заднюю часть турбореактивного двигателя 5. Гондола 1 прикреплена сзади с помощью любого подходящего средства, в частности с помощью соединительных тяг, к пилону подвески (не показан), который обеспечивает крепление гондолы под крылом самолета.

Наружная неподвижная конструкция 6 совместно с внутренней неподвижной конструкцией 9 образует кольцевой канал 8 циркуляции потока холодного воздуха.

Внутренняя неподвижная конструкция 9 закрывает заднюю часть 11 турбореактивного двигателя, которая проходит за вентилятором.

Задняя часть 11 может содержать реверсор тяги, например, решетчатого типа.

В данном случае наружная неподвижная конструкция 6 содержит по меньшей мере один обтекатель 13 реверсора тяги, установленный с возможностью поступательного перемещения вдоль, по существу, продольной оси 10 гондолы 1 из закрытого положения, в котором обтекатель 13 реверсора тяги обеспечивает аэродинамическую целостность гондолы 1, в открытое положение, в котором указанный обтекатель раскрывает в гондоле 1 проем и открывает средства реверсирования потока холодного воздуха. Как правило, указанные средства реверсирования потока холодного воздуха представляют собой решетки реверсора тяги (не обозначены на прилагаемых чертежах номером позиции, но видны за исполнительным механизмом 15).

Согласно одному из вариантов изобретения, гондола 1 может содержать один, два или несколько обтекателей реверсора тяги. Кроме того, обтекатели реверсора тяги могут быть соединены друг с другом таким образом, чтобы перемещение одного из обтекателей 13 вызывало перемещение остальных обтекателей.

Наружная неподвижная конструкция 6, а в данном случае и обтекатели 13 реверсора тяги, имеет продолжение в виде соплового отсека, содержащего множество сопловых створок 17, установленных на заднем конце указанного обтекателя 13 реверсора тяги.

Каждая сопловая створка 17 установлена, например, с возможностью поворота посредством соединительной тяги 19, причем, перемещаясь, сопловая створка уменьшает по меньшей мере частично или даже полностью ширину кольцевого канала 8 (фиг.3).

Таким образом, открытие обтекателя 13 реверсора тяги приводит к вращению сопловой створки 17, которая в результате данного вращения, по меньшей мере, частично перекрывает канал 8 и тем самым оптимизирует реверсирование потока холодного воздуха.

Итак, можно видеть, что обтекатели 13 реверсора тяги совместно с сопловыми створками 17 образуют подвижные панели, приводимые в движение посредством множества исполнительных механизмов 15.

В соответствии с вариантом изобретения, показанным на фиг.4 и 5, каждый обтекатель 13 оснащен двумя исполнительными механизмами электрического типа, каждый их которых питается от электродвигателя. Электрический исполнительный механизм может быть выполнен в виде силового цилиндра, устанавливаемого на неподвижной структуре (передней раме) наружной неподвижной конструкции 6. В соответствии с одним из вариантов, на подвижной панели 13, 17 может быть предусмотрено более двух исполнительных механизмов 15, например три, четыре или более.

Гондола 1 может содержать систему управления, которая управляет движением исполнительных механизмов 15 подвижной панели.

Указанная система управления содержит по меньшей мере два двигателя 16, которые приводят в действие указанные исполнительные механизмы 15 (фиг.4 и 5).

В соответствии с одним из предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения, каждый исполнительный механизм 15 может быть соединен с двигателем 16, предназначенным конкретно для данного исполнительного механизма.

В соответствии с другим вариантом, группа исполнительных механизмов соединена с более чем двумя двигателями, причем остальные исполнительные механизмы соединены с указанной группой исполнительных механизмов таким образом, что обеспечена возможность приведения в действие этих остальных исполнительных механизмов.

Кроме того, указанная система управления содержит два отдельных блока 33, 35 управления, причем каждый из указанных блоков скомпонован таким образом, что он управляет работой и питает по меньшей мере один двигатель 16, который не управляется и не получает питание от другого блока 35, 33 управления.

Одно из преимуществ предлагаемого технического решения состоит в том, что, если один из блоков управления, 33 или 35, выходит из строя, то второй блок управления, 35 или 33, продолжает обеспечивать питанием двигатели 16, связанные с ним. В результате, подвижная панель 13, 17 приводится в движение исполнительным механизмом или механизмами 15, приводной двигатель 16 которого(ых) по-прежнему получает электроэнергию.

Таким образом, эксплуатационная готовность средств реверсора тяги увеличивается постольку, поскольку при выходе из строя одного из блоков 33, 35 управления подвижная панель 13, 17 приводится в движение по меньшей мере одним исполнительным механизмом 15.

Кроме этого, гондола 1 содержит только два блока 33, 35 управления для обеспечения питанием всех двигателей 16, а не по одному блоку управления на каждый двигатель. Благодаря этому уменьшаются габариты всего устройства.

В соответствии с одним из вариантов изобретения, все двигатели 16 механически соединены друг с другом, например, посредством гибких кабелей (гибких передаточных валов). Преимущество такой компоновки состоит в том, что в случае отказа одного из блоков управления, 33 или 35, приведение в действие всех исполнительных механизмов 15 будет осуществляться посредством механической передачи.

Предлагаемая гондола 1 содержит приводную систему, скомпонованную с возможностью приведения в действие исполнительных механизмов 15. Указанная приводная система содержит двигатели 16, питаемые от двух блоков 33, 35 питания и приводящие в действие указанные исполнительные механизмы. Исполнительные механизмы 15 также соединены механически друг с другом посредством механической передачи 37. Таким образом, в случае выхода из строя одного из блоков 33 или 35, для приведения в действие всех исполнительных механизмов 15, обеспечивающих перемещение подвижной панели 15, достаточным окажется работоспособность двигателя или двигателей 16, приводимых в действие другим блоком 35 или 33.

Механическую передачу 37 выбирают, как правило, таким образом, чтобы во время неполадки минимизировать задержку в приведении в действие двух двигателей 16, которые по-прежнему находятся в работоспособном состоянии. В результате, уменьшается время задержки между срабатыванием исполнительных механизмов 15 данной подвижной панели.

Указанная механическая передача 37 может содержать один или более гибких передаточных валов, не требующих особых усилий при установке в гондоле.

В соответствии с одним из вариантов изобретения, один исполнительный механизм или группа исполнительных механизмов скомпонована таким образом, чтобы была возможность приведения их в действие посредством всех двигателей, при этом остальные исполнительные механизмы будут приводиться в действие посредством одной или нескольких механических передач.

Предпочтительно, чтобы каждый блок 33, 35 обеспечивал передачу мощности, достаточной для того, чтобы один двигатель 16 мог привести в действие все исполнительные механизмы 15 узла, объединенного механической передачей. Это позволяет еще больше увеличить эксплуатационную готовность средств реверсора тяги.

Как правило, для передачи мощности или для синхронизации положений исполнительных механизмов необходимо использование дополнительных синхронизирующих гибких или трансмиссионных валов. Для того чтобы устранить необходимость в использовании таких синхронизирующих валов, в гондоле можно предусмотреть компьютер, который способен собирать данные, поступающие от турбореактивного двигателя 5 и гондолы 1, и синхронизировать управление положением двигателей 16 путем электрического управления. В результате, отсутствует необходимость в регулировке указанных валов относительно друг друга при каждой блокировке подвижных панелей 13, 17 во время техобслуживания, что обеспечивает экономию времени.

Блоки 33, 35 управления могут быть объединены в рамках некоего основного модуля. В соответствии с одним из вариантов, указанные блоки можно разделить и подавать питание на каждый из них от отдельного источника, причем используемые источники независимы друг от друга. Благодаря этому удастся свести к минимуму опасность выхода из строя обоих блоков, в частности, в результате короткого замыкания.

В соответствии с одним из предпочтительных вариантов изобретения, каждый блок 33, 35 управления содержит контрольное устройство 39, контролирующее работу по меньшей мере одного инвертора 40, питающего один или несколько двигателей 16 (не показан). Указанное контрольное устройство 39 позволяет контролировать и регулировать мощность выпрямления на каждый инвертор 40.

В случае, когда каждый инвертор 40 питает один двигатель 16, управление указанными двигателями осуществляется по отдельности. Таким образом, при выходе из строя одного из инверторов 40 двигатель 16, на который не поступает питание, будет приводиться в действие от другого двигателя пары исполнительных механизмов через механическую передачу 37.

Гондола 1 может содержать средства управления скоростью каждого двигателя 16, причем указанные средства управления выполнены с возможностью коррекции данной скорости. Благодаря этому, можно контролировать скорость каждого двигателя и за счет этого добиться равномерного перемещения обтекателей 13 реверсора тяги.

Как правило, указанные средства управления аналогичны устройству определения положения, которое содержит, например, "резольвер" и непрерывно выдает по меньшей мере одно значение, позволяющее определить положение двигателя и контролировать его. В частности, указанный "резольвер" представляет собой датчик углового положения, для которого можно вычислить положение относительно выбранной фиксированной точки. Кроме того, можно использовать устройство измерения углового положения типа "резольвер" или линейного положения типа "линейного дифференциального датчика" (LVDT) для получения точного абсолютного значения положения исполнительного механизма, в частности штока силового цилиндра, на подвижной панели.

Преимущество предлагаемого технического решения состоит в том, что каждое из устройств определения положения, а также счетчиков оборотов исполнительного механизма 15 может также питаться от одного из двух блоков управления, 33 или 35.

Кроме того, гондола 1 может содержать средства электрической синхронизации работы двигателей 16 для обеспечения, по существу, синхронных перемещений подвижных панелей 13, 17 относительно друг друга.

Это позволяет снизить риск того, что один из обтекателей 13 реверсора тяги будет перемещаться быстрее, чем остальные обтекатели, что может привести к нарушению равновесия летательного аппарата в режиме реверса тяги.

В случае выхода из строя одного из блоков 33, 35 управления или инвертора 40 погрешность позиционирования исполнительных механизмов 15 и соответственно подвижных панелей 13, 17 сводится к минимальному значению, которое не оказывает неблагоприятного воздействия на турбореактивный двигатель 5.

В качестве примера можно указать, что средства электрической синхронизации могут обеспечить смешанное автоматическое регулирование по крутящему моменту и положению, что позволит оптимизировать контроль и добиться более плавного отбора мощности.

Так, например, на этапах ускорения и замедления управлять работой двигателя 16 можно на основе автоматического регулирования по крутящему моменту, главным образом, ограничивая возможность чрезмерного повышения скорости, тогда как на этапах стабилизации скорости можно действовать путем регулирования скорости и ограничения крутящего момента.

В предпочтительных вариантах изобретения, показанных на фиг.4 и 5, компоненты, обеспечивающие возможность изменения сечения кольцевого канала 8, и компоненты, обеспечивающие реверс тяги, предпочтительно объединены в одно целое.

В соответствии с одним из вариантов изобретения, система управления содержит стопорные средства, обеспечивающие блокировку исполнительных механизмов 15 во время их перемещения или в конце хода. Такие средства могут быть выполнены в виде фиксаторов, которые могут быть объединены.

Указанные выше фиксаторы могут быть двух типов. Как правило, к первому типу относятся первичные и вторичные фиксаторы 42, установленные на исполнительных механизмах 15 подвижной панели. Второй тип сформирован одним или несколькими третичными фиксаторами 43, обособленными относительно подвижных панелей 13, 17, но соединенными с ними посредством соединительного элемента 45.

Такой третичный фиксатор 43 расположен, как правило, в положении «6 часов» относительно подвижных панелей 13, 17, в частности относительно обтекателя 13 реверсора тяги. Направление «6 часов» определено относительно гондолы 1, когда она установлена на крыле самолета и видна со стороны передней воздухозаборной секции 2.

Кроме того, предусмотрены стопорные средства 47, или «блокирующие элементы вторичного сопла», которые позволяют блокировать или контролировать створки 17 в положении, обеспечивающем возможность полного или частичного закрытия кольцевого канала 8, например, с использованием исполнительных механизмов. Как правило, предусмотрено два блокирующих элемента 47, каждый из которых расположен на подвижной панели 13, 17.

В соответствии с вариантом изобретения, представленным на фиг.4, первичные и вторичные фиксаторы 42, а также сопловые блокирующие элементы 47 одной и той же подвижной панели могут быть расположены на разных исполнительных механизмах 15, в частности на двух разных исполнительных механизмах.

В соответствии с вариантом изобретения, представленным на фиг.5, первичные и вторичные фиксаторы 42, а также сопловые блокирующие элементы 47 одной и той же подвижной панели расположены на одном и том же исполнительном механизме.

Каждый блок 33, 35 управления может выполнять и другие функции, например контролировать процесс удаления льда с кромки воздухозаборной секции 2, а также осуществлять электронное управление первичным и вторичным фиксаторами 42.

Таким образом, согласно варианту изобретения, показанному на фиг.6, для первичного и вторичного фиксаторов 42, а также для третичного фиксатора 43, используемых в рамках настоящего изобретения, предусмотрено отдельное и независимое электрическое управление для обеспечения оптимального уровня безопасности в случае отказа в соответствии с принятыми в авиации правилами (cs25-933). Данные правила требуют защиты систем управления реверсоров тяги от самопроизвольного ввода в действие за счет использования трех линий защиты, обеспечивающих блокировку, а также за счет использования системы разблокирования, управление которой должно осуществляться отдельно и автономно в соответствии с принципом разделения.

Управление третичным фиксатором 43 осуществляется первым бортовым компьютером 44, который содержит средства блокировки или разблокирования указанного фиксатора 43. Первый бортовой компьютер обеспечивает обработку поступающих с самолета данных, например параметров высоты или данных, характеризующих вес, действующий на колеса шасси.

Что касается первичного и вторичного фиксаторов 42, то управление их работой может осуществляться посредством датчиков 61.

Первичный и вторичный фиксаторы 42 и/или датчики 61 соединены с двумя блоками 33 и 35 управления. Каждый из этих блоков 33, 35 может содержать средства 63, 65 логической синхронизации, которые способны синхронно запускать привод указанного первичного фиксатора 42. Для этого указанные средства синхронизации соединены друг с другом. В соответствии с одним из вариантов изобретения, вместо двух средств логической синхронизации можно использовать только одно. Каждое из указанных средств 63, 65 логической синхронизации соединено со вторым бортовым компьютером 67, который обрабатывает поступающие с самолета данные, а также с одним или несколькими компьютерами 69, 70 гондолы, обрабатывающими данные, которые поступают от турбореактивного двигателя 5.

Второй бортовой компьютер 67 и компьютеры 69, 70 гондолы можно предусмотреть за пределами блоков 33, 35 управления. Такая компоновка позволит еще больше повысить уровень безопасности системы управления первичным и вторичным фиксаторами 42.

Второй бортовой компьютер 67 обрабатывает, как правило, поступающие с самолета данные, не относящиеся к турбореактивному двигателю. К указанным данным относятся, например, параметры высоты или данные, характеризующие вес, действующий на колеса шасси.

В соответствии с одним из вариантов изобретения, бортовой компьютер или компьютеры 69, 70 могут быть сконфигурированы с возможностью синхронизации управления положением двигателей 16 путем электрического управления.

Для того чтобы система стала менее уязвимой к простым электрическим отказам, компьютеры 69, 70 гондолы могут содержать два независимых источника электропитания или два независимых и автономных внутренних канала связи. В последнем случае каждый канал связи может содержать интерфейс сопряжения с собственным источником электропитания, множество инверторов 40, управляющих работой по меньшей мере половины электродвигателей 16, электронную карту управления работой инверторов 40, устройство электрической активации и управления для обслуживания механического оборудования, обеспечивающего выполнение функции регулирования сопла, устройство электрической активации и управления для обслуживания стопорных средств 42, 43, интерфейс связи с компьютером гондолы и интерфейс связи между двумя каналами связи компьютера 69, 70 гондолы.

Благодаря такой компьютерной архитектуре удается сделать систему управления неуязвимой к отказам источника электропитания с одновременным сохранением ее эксплуатационных характеристик, к отказам одного или группы инверторов одного и того же канала связи, к нарушению активации (разомкнутая схема) приводного электродвигателя, к отказам механической передачи двух смежных исполнительных механизмов или к отказам устройства обслуживания.

Таким образом, достигается преимущество, состоящее в том, что для компьютера 69, 70 гондолы не требуется электронного резервирования, а также в том, что уменьшается количество компонентов.

Для того чтобы вторичное сопло удерживалось в необходимом положении, один или оба компьютера 69, 70 гондолы могут регулировать положение сопловых створок и тем самым удерживать их в требуемом положении. Еще более целесообразно, чтобы гондола 1 дополнительно содержала устройство обслуживания, способное блокировать перемещение исполнительных механизмов 15, что позволит увеличить кпд, добиться большей компактности и повысить надежность системы управления. Здесь может быть применена функция типа «блокировка при нулевом токе», позволяющая сохранять действие блокировки без потребления энергии, при этом эксплуатационная готовность обеспечивается благодаря двойному управлению приводом органа управления блокирующего элемента посредством компьютеров 69, 70 гондолы.

В варианте изобретения, показанном на фиг.6, каждое внутреннее отключающее средство 73, 75 соединено с компьютером 69, 70 гондолы. Кроме того, указанный компьютер 69, 70 может содержать два отдельных подблока, каждый из которых автономно управляет работой одного внутреннего отключающего средства 73, 75.

В случае, когда блоки 33, 35 управления содержат одно или несколько средств логической синхронизации, выход(ы) компьютера(ов) 69, 70 гондолы соединен(ы) с одним из входов средств логической синхронизации, которые, в свою очередь, соединены с одним из внутренних отключающих средств 73 или 75. Иначе говоря, команда на закрытие или сохранение открытого положения, подаваемая на внутренние отключающие средства 73, 75, проходит через средства синхронизации для синхронизации открытия или закрытия указанных средств 73, 75. Предусмотрены системы безопасности, которые предотвращают любое несвоевременное срабатывание одного или более первичных и вторичных фиксаторов 42.

Для этого между входом блоков 33, 35 управления и вторым бортовым компьютером 67 предусмотрено наружное отключающее средство 71. Кроме того, каждый блок 33, 35 управления содержит внутреннее отключающее средство 73, 75, помещенное внутри указанных блоков 33, 35 и соединенное также с указанным наружным отключающим средством 71.

Внутренние 73, 75 и наружное 71 отключающие средства действуют в качестве переключателей, которые допускают или не допускают прохождение к первичным фиксаторам 42 команд на блокирование или разблокирование. В этой связи следует иметь в виду, что внутренние 73, 75 и наружное 71 отключающие средства могут содержать орган управления и переключатель. При этом указанный орган управления может быть соединен непосредственно с выходом компьютера(ов) 67 или 69, 70 и/или со средством(ами) синхронизации.

Второй бортовой компьютер 67 и оба компьютера 69, 70 гондолы обеспечивают открытие или закрытие внутренних отключающих средств 73, 75.

Кроме этого, для того, чтобы уменьшить вероятность несвоевременного срабатывания первичного или вторичного фиксатора 42, внутренние отключающие средства 73, 75 электрически соединены между собой.

Таким образом, в случае, когда необходимо привести в действие и первичный, и вторичный фиксатор 42, второй бортовой компьютер 67 посылает команду на закрытие наружного отключающего средства 71.

Для того чтобы закрылись также и внутренние отключающие средства 73, 75, необходимо, чтобы компьютер 69 гондолы отправил такую же команду, что и бортовой компьютер 67. В этом случае оба внутренних отключающих средства 73 и 75 закроются, приводя при этом в действие первичный и вторичный фиксаторы 42 посредством датчика 61.

Когда наружное отключающее средство 71 находится в закрытом состоянии вследствие неправильной команды от второго бортового компьютера 67, не подтвержденной компьютером 69 гондолы, оба внутренних отключающих средства 73 и 75 остаются открытыми и, следовательно, не запускают функцию разблокирования двух фиксаторов 42, первичного и вторичного.

Если же, несмотря на команду от компьютера 69 гондолы не закрывать внутренние отключающие средства 73, 75, с одного из его входов будет отправлена команда на закрытие внутреннего отключающего средства 73, 75, то благодаря электронному соединению между указанными двумя внутренними отключающими средствами закрытие указанного средства не произойдет.

Хотя стопорные средства 42, 43 и средства управления их работой (один из вариантов выполнения указанных средств представлен на фиг.6) описаны применительно к двигателям и средствам их питания и управления, указанные стопорные средства 42, 43 и средства управления их работой можно также использовать в гондоле, в которой отсутствует система управления, содержащая два отдельных блока 33, 35 управления, каждый из которых обеспечивает управление и питание по меньшей мере одного двигателя, не получающего питание и не контролируемого вторым блоком управления.

В режиме полета реверсор тяги, как правило, находится в выключенном состоянии. Соответственно, через него не проходит электрический ток. Благодаря этому удается предотвратить несвоевременное срабатывание реверсора тяги от каких-либо электронных средств.

Если говорить о сопловых створках, то электрическая мощность компьютера 69, 70 гондолы поддерживается в полете такой, чтобы обеспечивалась возможность перемещения секции вторичного сопла. Это связано с тем, что в зависимости от крейсерского режима турбореактивного двигателя, иногда возникает необходимость изменения вторичного воздушного потока и, следовательно, ширины кольцевого канала 8.

Таким образом, в соответствии с одним из вариантов изобретения, компьютер 69, 70 гондолы выполняет также функцию наружного управления первичным и вторичным фиксаторами 42 с тем, чтобы восстановить требуемый уровень разделения. Указанное наружное управление может быть обеспечено указанным компьютером 69, 70 за счет ввода специального защитного барьера, который сочетает в себе наружное управление с командой, поступающей от турбореактивного двигателя 5.

Кроме того, для обеспечения соблюдения требований безопасности указанная линия управления стопорными средствами 42, 43 может быть обособлена и изолирована от компьютера 69, 70 гондолы.

Для того чтобы обеспечить возможность открытия первичного и вторичного фиксаторов 42 даже в случае потери одного из каналов связи компьютера 69, 70 гондолы, можно предусмотреть, чтобы каждый канал связи, выполненный автономным, был в состоянии управлять работой обоих фиксаторов 42, первичного и вторичного. В этом случае управление будет обеспечено внутренней логикой компьютера 69, 70 гондолы, что позволит предотвратить любую несвоевременную активацию.

Компьютер 69, 70 гондолы может также выполнять функцию управления работой устройства обслуживания регулируемого вторичного сопла. Для повышения эксплуатационной готовности можно предусмотреть, чтобы каждый канал связи компьютера 69, 70 гондолы мог дезактивировать все устройства обслуживания.

В соответствии с другим вариантом изобретения, компьютер 69, 70 гондолы может быть сконфигурирован для обеспечения обслуживания конструкции без введения какого-либо дополнительного механического устройства, или же сохранение нужного положения регулируемого вторичного сопла может быть обеспечено благодаря соответствующему управлению работой двигателя в цепи позиционирования.

Несмотря на то, что предлагаемое изобретение было описано применительно к предпочтительному варианту его осуществления, совершенно очевидно, что оно никоим образом не ограничивается указанным вариантом и охватывает всевозможные технические эквиваленты рассмотренных здесь средств, а также их различные комбинации при условии, что они не выходят за рамки объема изобретения.

1. Приводная система, предназначенная для приведения в действие множества исполнительных механизмов (15), обеспечивающих перемещение подвижной панели (13, 17) гондолы (1) летательного аппарата, причем указанная приводная система содержит по меньшей мере два двигателя (16) для приведения в действие указанных исполнительных механизмов (15), отличающаяся тем, что управление и питание указанных двух двигателей (16) осуществляется по меньшей мере двумя отдельными блоками (33, 35) управления, причем исполнительные механизмы (15) механически соединены друг с другом посредством механической передачи (37).

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что механическая передача (37) содержит один или более гибких передаточных валов.

3. Система по любому из пп.1-2, отличающаяся тем, что каждый исполнительный механизм (15) приводится в действие непосредственно одним двигателем (16).

4. Система по любому из пп.1-2, отличающаяся тем, что один исполнительный механизм или группа исполнительных механизмов приводятся в действие всеми двигателями, причем остальные исполнительные механизмы приводятся в действие посредством одной или нескольких механических передач.

5. Система по любому из пп.1-2, отличающаяся тем, что два блока (33, 35) управления получают питание от двух отдельных источников электропитания.

6. Система по п.5, отличающаяся тем, что каждый блок (33, 35) управления обеспечивает возможность передачи мощности, достаточной для того, чтобы один двигатель или группа двигателей (16), связанных с блоком управления, приводили в действие все исполнительные механизмы (15).

7. Система по любому из пп.1-2 или 6, отличающаяся тем, что двигатели (16) электрически синхронизированы.

8. Система по любому из пп.1-2 или 6, отличающаяся тем, что каждый блок (33, 35) управления содержит контрольное устройство (39), контролирующее работу по меньшей мере одного инвертора (40), управляющего одним или более двигателями (16).

9. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (5), содержащая наружную неподвижную конструкцию (6), которая ограничивает кольцевой канал (8) циркуляции потока холодного воздуха, причем указанная наружная неподвижная конструкция (6) содержит по меньшей мере одну подвижную панель (13, 17), оснащенную приводной системой по любому из пп.1-8.

10. Гондола (1) по п.9, отличающаяся тем, что подвижная панель представляет собой обтекатель (13) реверсора тяги, выполненный с возможностью, по существу, продольного перемещения.

11. Гондола (1) по любому из пп.9 или 10, отличающаяся тем, что она содержит два обтекателя (13) реверсора тяги.

12. Гондола (1) по любому из пп.9-10, отличающаяся тем, что подвижная панель представляет собой сопловую створку (17), установленную с возможностью поворота для уменьшения ширины кольцевого канала (8).

13. Гондола (1) по любому из пп.9-10, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере один обтекатель (13) реверсора тяги и по меньшей мере одну сопловую створку (17).

14. Гондола (1) по любому из пп.9-10, отличающаяся тем, что она содержит множество подвижных панелей (13, 17), механически соединенных друг с другом с возможностью, по существу, синхронного взаимного перемещения.

15. Гондола (1) по любому из пп.9-10, отличающаяся тем, что положение двигателей (16) одной подвижной панели синхронизировано с положением двигателей другой подвижной панели за счет синхронизирующих средств, работой которых управляют блоки управления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу закрывания подвижного элемента гондолы. Способ закрывания подвижного элемента (1) содержит следующие этапы: посредством силового цилиндра смещают закрываемый подвижный капот по участку длины его хода до приближения капота к области приложения закрывающих усилий, при этом остающееся для прохождения расстояние меньше имеющегося холостого хода силового цилиндра, затем посредством устройства фиксации завершают ход подвижного капота с закрытием при этом капота, причем обеспечивают нахождение силового цилиндра в области холостого хода.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к гондоле (1) турбореактивного двигателя. Гондола содержит воздухозаборную секцию (4), предназначенную для направления воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя и содержащую по меньшей мере одну продольную наружную панель (40), объединенную с входной кромкой (4а); среднюю секцию (5), охватывающую указанный вентилятор.

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству для центрирования воздухозаборной секции относительно средней секции гондолы. Устройство содержит центрирующий штырь (52), установленный в держателе (54), закрепленном на подвижной секции (4) или на неподвижной секции (5), причем центрирующий штырь (52) имеет центральную ось (56), и приемное отверстие (60), предусмотренное в опорной планке (62), закрепленной на неподвижной секции (5) или на подвижной секции (4), причем указанное приемное отверстие (60) выполнено с возможностью ввода в него центрирующего штыря (52).

Гондола содержит воздухозаборник (2), направляющий воздух к вентилятору турбореактивного двигателя, и центральный отсек, который окружает вентилятор и к которому пристыкован воздухозаборник.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику (4) для гондолы турбореактивного двигателя. Воздухозаборник содержит внешнюю панель (40), внутреннюю панель (41) и воздухозаборную кромку (4a), которая снабжена внутренней стенкой (70), вводимой в контакт с воздушным потоком, поступающим в турбореактивный двигатель, а также перегородку (45), отделяющую воздухозаборную кромку (4a) от остальной части гондолы (1).

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжающийся в верхней части жестко соединенной с пилоном частью (14), называемой козырьком, и дверцу (16) с изогнутым профилем.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжаемый в верхней части козырьком, и дверцу с изогнутым профилем, а также устройство для придания жесткости.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству капотирования гондолы двигателя летательного аппарата. Устройство капотирования образовано одним верхним полукапотом (2) и одним нижним полукапотом (3), симметричными по отношению к упомянутой симметрии и запираемыми между собой в закрытом положении в их точке совмещения при помощи средства (8а, 8b) запирания.

Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата. Гондола содержит передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а).

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле (1) турбореактивного двигателя, включающей в себя внешнюю конструкцию, содержащую кольцевую кромку (7), а также капот (9), и неподвижную внутреннюю конструкцию (19), проходящую по линии продолжения воздухозаборника и имеющую участок, снабженный узлом оборудования. Внешняя конструкция выполнена с возможностью перемещения относительно внутренней конструкции между рабочим положением, в котором капот (9) закрывает участок, снабженный узлом оборудования, и положением техобслуживания, в котором капот (9) открывает участок с обеспечением доступа снаружи к этому узлу оборудования. Кроме того, внешняя конструкция снабжена по меньшей мере одной усиливающей балкой (10), установленной с возможностью передачи усилий между кольцевой кромкой (7) и капотом (9), причем балка (10) проходит в радиальной плоскости (P) воздухозаборника от внешней конструкции к внутренней конструкции и содержит направляющие средства (17), выполненные с возможностью взаимодействия с ответными направляющими средствами (22, 23) внутренней конструкции. Направляющие средства (17) балки (10) и ответные направляющие средства (23) внутренней конструкции сдвинуты относительно радиальной плоскости (P), в которой проходит балка (10). Технический результат заключается в увеличении прочности конструкции гондолы и упрощении доступа к узлам оборудования, размещенным внутри гондолы. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Силовая установка для летательного аппарата содержит вентилятор (3) и узел (А) воздухозаборника. Вентилятор (3) содержит корпус (23), на внутренней стенке которого предусмотрена обшивка (25), верхний по потоку край которой смещен назад относительно верхнего по потоку края (29) указанного корпуса (23). Узел (А) воздухозаборника содержит конструкцию (1) воздухозаборника, которая имеет кромку (7) воздухозаборника и звукопоглощающий кожух (11), расположенный между указанной кромкой (7) воздухозаборника и верхним по потоку краем указанной обшивки (25). Указанный кожух (11) соединен с корпусом (23) вентилятора только за счет того, что он вставлен в корпус (23) вентилятора. Достигается снижение веса звукопоглощающего кожуха и всей силовой установки, облегчается техническое обслуживание и ремонт. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям мотогондол и реверсивных устройств двухконтурных турбореактивных двигателей. Гондола летательного аппарата содержит опорную конструкцию (100, 110, 200, 300, 400, 500), снабженную устройством реверса тяги, имеющим несущую раму (45, 201, 301, 401, 501), выполненную из композитного материала. Несущая рама имеет, по существу, разомкнутое поперечное сечение, снабженное по меньшей мере одним элементом жесткости. Несущая рама (45, 201, 301, 401, 501) изготовлена по технологии формования посредством инфузии смолы, в частности методом трансферного формования смолы (RTM). Опорная конструкция (100, 110, 200, 300, 400, 500) содержит по меньшей мере одно направляющее средство (5, 7), в частности, типа рельса для установки подвижного капота устройства реверса тяги с возможностью скольжения. Опорная конструкция (100, 110, 200, 300, 400, 500) связана с частью панели (15) неподвижной внутренней конструкции (17) обтекателя турбореактивного двигателя. Достигается возможность снижения веса несущей рамы с сохранением прочностных характеристик по сравнению с замкнутыми конструкциями из композитных материалов. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам крепления гондол авиационных двигателей. Узел удержания зоны сопряжения неподвижной наружной конструкцией гондолы и картера турбореактивного двигателя содержит два выступа, являющихся частями переднего по потоку конца неподвижной наружной конструкции и заднего по потоку конца картера. Выступы выполнены с возможностью размещения в соприкосновении друг с другом. Узел удержания также содержит два полукольца, образованных стенкой, ограничивающей углубление. Форма углубления обеспечивает возможность ввода в него указанных выступов, когда картер и неподвижная наружная конструкция установлены встык друг с другом. Выступы в указанном углублении удерживаются упорным средством. Достигается уменьшение времени техобслуживания, облегчение его проведения, сведение к минимуму числа необходимых компонентов и затрат. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 31 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам летательных аппаратов. Гондола турбореактивного двигателя содержит воздухозаборник, среднюю и заднюю секции. Средняя секция образована по меньшей мере одной авиаконструкцией, обеспечивающей наружную аэродинамическую непрерывность гондолы. Указанная авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с по меньшей мере одной неподвижной смежной конструкцией. Достигается снижение массы агрегатов гондолы. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола турбореактивного двигателя содержит кожух вентилятора, переднюю раму, средство отклонения потока, реверсор тяги и усиливающую конструкцию. Передняя рама выполнена с возможностью установки за указанным кожухом вентилятора и возможностью взаимодействия с капотом реверсора тяги также поддерживает по меньшей мере одно средство отклонения потока. Реверсор тяги установлен с возможностью скольжения из закрытого положения с перекрытием средства отклонения потока в открытое положение с открытием этого средства отклонения, обеспечивая возможность отклонения потока. Усиливающая конструкция расположена вдоль продольной оси гондолы и выполнена с возможностью установки на ней третьей линии защиты и/или удерживающего устройства между передней рамой и капотом реверса тяги. Достигается повышение уровня надежности и безопасности эксплуатации гондолы двигателя. 14 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к узлам авиационных двигателей. Узел авиационного двигателя содержит первое и второе кольца и первый и второй соединительные фланцы. Первый соединительный фланец содержит участок, образующий плоскую поверхность, проходящую в радиальном направлении относительно первого кольца. Зона соединения между первым кольцом и первым соединительным фланцем смещена от указанной плоской поверхности на расстояние, обеспечивающее гашение вызывающего сдвиг изгибающего момента, создаваемого потоками сил, проходящими через указанное первое кольцо. Достигается повышение механической прочности внутренней стенки воздухозаборника. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам для турбореактивных двигателей. Гондола для двухконтурного двигателя содержит переднюю, среднюю и заднюю секции, наружную конструкцию с, по меньшей мере, одним капотом, смонтированным на внутренней конструкции, и, по меньшей мере, одну первую и одну вторую панели. Первая панель смонтирована на внутренней конструкции с одной стороны гондолы для осуществления физического взаимодействия с элементом крыла, упомянутая панель предназначена для ограничения физического взаимодействия между упомянутым капотом и упомянутым элементом крыла в режиме реверса тяги. Вторая панель смонтирована на внутренней конструкции с другой стороны гондолы, упомянутая панель предназначена для максимального увеличения объема воздуха, выпускаемого с данной другой стороны гондолы в режиме реверса тяги. Достигается возможность увеличения доступной поверхности для воздушного потока, выпускаемого в процессе реверса тяги. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 28 ил.
Наверх