УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ПРИВОДАМИ ТЕХОБСЛУЖИВАНИЯ КАПОТОВ ГОНДОЛЫ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2012 года по МПК B64D29/08 

Изобретение относится к устройству управления приводами техобслуживания капотов гондолы турбореактивного двигателя летательного аппарата, а также к гондоле, снабженной таким устройством.

Самолет приводится в движение с помощью нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых помещен в гондолу, в которой находится также группа вспомогательных приводных устройств, связанных с ее работой и обеспечивающих выполнение различных функций в процессе работы или во время останова турбореактивного двигателя. В состав этих вспомогательных приводных устройств входит, в частности, механическая система привода реверсоров тяги.

Гондола имеет, как правило, трубчатую структуру, включающую в себя воздухозаборник, помещенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, которая обеспечивает направленную циркуляцию вторичного воздушного потока турбореактивного двигателя и в которую могут быть помещены средства реверса тяги, и заканчивается, как правило, реактивным соплом, выход которого находится за турбореактивным двигателем.

Современные гондолы часто используются для установки в них двухконтурного турбореактивного двигателя, способного генерировать с помощью вращающихся лопастей вентилятора вторичный поток холодного воздуха, который складывается с первичным потоком горячих газов, выходящих из турбины турбореактивного двигателя.

Гондола имеет, как правило, наружную конструкцию (так называемая наружная неподвижная конструкция - ННК), которая вместе с концентрической внутренней конструкцией (так называемая внутренняя неподвижная конструкция - ВНК), включающей в себя капот, охватывающий собственно конструкцию турбореактивного двигателя сзади от вентилятора, образует кольцевой канал циркуляции, называемый также трактом, который обеспечивает направленное перемещение холодного воздушного потока, циркулирующего снаружи от турбореактивного двигателя. Первичный и вторичный потоки выталкиваются из турбореактивного двигателя через заднюю часть гондолы.

Таким образом, каждая самолетная силовая установка образована гондолой и турбореактивным двигателем и подвешивается к какой-либо неподвижной конструкции самолета, например, под крылом или на фюзеляже, с помощью пилона (стойки), прикрепляемого к турбореактивному двигателю или к гондоле.

Гондола включает в себя, по меньшей мере, одну пару капотов, образованных обычно двумя полустворками, по существу, полуцилиндрической формы, установленными по обе стороны от продольной вертикальной плоскости симметрии гондолы с возможностью перемещения, при котором они могут выдвигаться из рабочего положения в положение техобслуживания для получения доступа к турбореактивному двигателю.

Оба капота устанавливают, как правило, с возможностью поворота вокруг продольной оси, образующей шарнир в верхней части реверсора (в точке, соответствующей положению часовой стрелки «12 часов»). Эти капоты удерживаются в закрытом положении с помощью специальных замков, расположенных по линии стыка, проходящей в нижней части («6 часов» по часовой стрелке).

В состав гондолы могут входить, например, пара кожухов вентилятора, закрывающих вентиляторный узел турбореактивного двигателя, и пара капотов реверсора тяги, под которыми помещен реверсор тяги и которые закрывают заднюю часть турбореактивного двигателя.

Каждый капот раскрывается с помощью, по меньшей мере, одного привода, например силового цилиндра, и удерживается в раскрытом состоянии с помощью, по меньшей мере, одной штанги, причем и у привода и у штанги имеется первый конец, закрепляемый, как правило, на турбореактивном двигателе, и второй конец, закрепляемый на капоте.

Как и во всех известных системах, приводы могут быть выполнены в виде гидравлических исполнительных органов.

Известно также использование электромеханических приводов для обеспечения перемещения некоторых частей гондолы, таких как капоты реверсоров тяги, как описано в документе ЕР 0843089. Эти приводы содержат обычно электромеханический тормоз для их удержания в выдвинутом положении. Для такого тормоза может быть предусмотрено нерабочее положение при отключенном электропитании в режиме разблокирования или блокировки в зависимости от данной конкретной ситуации применения.

В документе US 6622963 описана система управления, в которой различные средства контроля перемещений капота могут быть присоединены к одному и тому же источнику через посредство переключателя. Взятая сама по себе такая система не в состоянии обеспечить возможность управления несколькими двигателями приводов, для которых используются разные напряжения питания.

Дело в том, что в случае электромеханического исполнения для приводов кожухов вентилятора и капотов реверсора тяги могут использоваться разные источники энергии. При подключении этих приводов к самолетной бортовой сети электропитания возникают следующие проблемы.

Из-за наличия нескольких приводов, для которых не обязательно используется одно и то же напряжение питания, требуется предусматривать электронный блок, который выполнял бы ряд преобразований напряжения питания в каждое из напряжений питания приводов.

Кроме того, наличие приводов служит причиной создания помех, которые распространяются в сеть, вследствие чего необходимо предусматривать фильтрацию сигнала в указанном электронном блоке.

Этот электронный блок запитывается напряжением, когда самолет находится на земле и двигатель выключен. Но поскольку он зажат в тесном пространстве между капотами гондолы и двигателем, он подвергается после выключения двигателя действию термических напряжений, а именно претерпевает воздействие солнечного излучения, нагревающего капоты, и теплового излучения от двигателя, который еще не остыл после полета. Кроме того, в силу того, что этот блок остается под напряжением даже при выключенных приводах и закрытых капотах, происходит выделение его собственного тепла, что влияет на его температурный режим.

Цель изобретения состоит в устранении указанных выше недостатков, в частности в устранении необходимости обеспечения чрезмерной теплоустойчивости компонентов, а также в предотвращении потребления ими энергии в режиме ожидания и в ограничении помех сети электропитания летательного аппарата, обусловленных наличием ряда приводов.

Для достижения указанной цели предложено устройство управления приводами техобслуживания капотов гондолы турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащее:

- первую ступень, подключаемую к сети электропитания летательного аппарата,

- по меньшей мере, одну вторую силовую ступень, включающую в себя преобразователи первого постоянного напряжения, поступающего от первой ступени, во второе постоянное напряжение, предназначенное для электропитания, по меньшей мере, одного привода техобслуживания, включенного за устройством,

- средства управления первой и второй ступенями, и

- средства обеспечения связи средств управления с, по меньшей мере, одним блоком управления, обеспечивающим для пользователя возможность управления работой приводов,

- причем средства управления предназначены для обеспечения перевода из первого рабочего режима, в котором вторая/ые ступень/и получает/ют питание, во второй режим ожидания, в котором вторая/ые ступень/и не получает/ют питание от первой ступени.

Благодаря предложенным мерам потребление электроэнергии всеми приводами и устройством оптимизируется в режиме ожидания с помощью средств управления, в состав которых входят, например, одна или несколько электронных плат. Питание при этом получают только те компоненты, которые потребляют мало электроэнергии. Силовые ступени не запитаны, и, следовательно, не запитаны приводы. Воздействие на один из блоков управления одного из приводов, которые могут включать в себя, например, выключатель или вынесенную кнопку, приводит к подаче напряжения на силовые ступени, что делает возможным использование приводов техобслуживания.

Можно также обойтись без расчета параметров блоков с учетом слишком высоких температур. Такие меры особенно важны в случае высоких наружных температур, например в пределах от 30 до 55°С. В этих условиях температура под закрытым капотом может достигать 90°С, и тогда необходимо предотвратить тепловыделение, которое могло бы привести к повреждению компонентов.

Кроме того, благодаря наличию средств для перевода в режим ожидания удается предотвратить такие ситуации, когда на приводы поступает питание, если забудут отключить сеть электропитания для целей техобслуживания перед взлетом или произойдет случайное включение, что может нанести вред другим компонентам.

Далее, указанные меры позволяют увеличить продолжительность использования электронных компонентов приводов, которые находятся под напряжением в течение меньшего времени.

Целесообразно, чтобы средства управления обеспечивали возможность переключения из первого рабочего режима во второй режим ожидания при выявлении закрытого состояния, по меньшей мере, одного капота.

Благодаря этим мерам появляется возможность перехода в режим ожидания без участия пользователя, исходя из положения капотов. Таким образом, режим ожидания оказывается действующим лишь тогда, когда капот/ы закрыт/ы.

Целесообразно, чтобы средства управления обеспечивали возможность переключения из второго режима ожидания в первый рабочий режим при приеме команды от блока управления.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения, перевод из второго режима ожидания в первый рабочий режим производится лишь тогда, когда эта команда инициирована после подачи напряжения в сеть питания.

Целесообразно, чтобы, по меньшей мере, часть первой ступени не получала питания в режиме ожидания.

В соответствии с другим вариантом осуществления, раскрытое или закрытое положение капота обнаруживается посредством сравнения потребления энергии приводом капота и/или тормозом привода с одним или несколькими заданными значениями.

Благодаря этим мерам появляется возможность обнаружения раскрытого или закрытого положения капота без применения специально предназначенных для этого датчиков положения.

Целесообразно, чтобы потребление энергии приводом измерялось тогда, когда капот находится в статическом положении.

В соответствии с одним из вариантов осуществления, устройство содержит, по меньшей мере, две вторые ступени, вырабатывающие разные напряжения питания для разных приводов.

Целесообразно, чтобы для устройства был предусмотрен третий режим диагностики, в котором устройство выдает информацию о своем состоянии на выходе одной из вторых ступеней.

Благодаря этим мерам удается легко и без использования специальной коммуникационной шины узнавать состояние устройства путем считывания уровня напряжения или частоты на выходе второй ступени, предпочтительно работающей под низким напряжением, при этом определенные пороговые значения напряжения или частоты позволяют определить вид отказа.

В соответствии с одним из вариантов осуществления, средства управления вызывают переход в режим диагностики устройства при приеме последовательности особых команд от блока управления.

Благодаря этим мерам удается обойтись без специального управляющего интерфейса для режима диагностики.

Предметом изобретения является также гондола, снабженная устройством типа описанного выше.

В соответствии с одним из возможных вариантов, устройство помещено в кожух вентилятора турбореактивного двигателя.

В соответствии с другим вариантом, устройство помещено в стойку крепления гондолы к крылу летательного аппарата.

Благодаря этой мере удается уменьшить термические напряжения в устройстве, отдалив его от турбореактивного двигателя.

Изобретение станет более понятным при чтении нижеследующего описания, приводимого со ссылками на приложенные схематические чертежи, иллюстрирующие в качестве примера, не имеющего ограничительного характера, один из вариантов осуществления рассматриваемого устройства.

Фиг.1 представляет собой общий схематический вид в аксонометрии снизу, иллюстрирующий гондолу и турбореактивный двигатель, где капоты вентилятора и реверсора тяги показаны раскрытыми;

фиг.2 - схематический вид спереди гондолы по фиг.1;

фиг.3 - схематическое изображение устройства согласно изобретению.

Как видно на фиг.1 и 2, как и во всех известных системах, гондола 2 летательного аппарата, как уже сказано ранее, снабжена парой кожухов 3 вентилятора, закрывающих вентиляторную часть турбореактивного двигателя 4, и пару капотов 5 реверсора тяги, под которыми находится реверсор тяги и которые закрывают заднюю часть 6 турбореактивного двигателя.

Указанные капоты 3, 4 приводятся в движение между закрытым и раскрытым положениями с помощью специального привода, например электромеханического силового цилиндра 7, и удерживаются в раскрытом положении штангой 8, как более четко видно на фиг.2.

В соответствии с изобретением, гондола снабжена устройством 9 управления приводами техобслуживания 7, которое схематически представлено на фиг.3.

Это устройство содержит первую ступень 12, к которой подключена сеть 10 электропитания летательного аппарата, вырабатывающая как обычно трехфазное переменное напряжение. Указанная первая ступень содержит, в частности, преобразователь переменного напряжения в постоянное, в состав которого входят выпрямитель и компонент, повышающий напряжение, например, с целью выдачи постоянного напряжения величиной порядка нескольких сотен вольт.

Кроме того, в состав устройства управления 12 включены, по меньшей мере, две вторые силовые ступени 13а, 13b, предназначенные для питания, по меньшей мере, двух приводов техобслуживания 7а, 7b, которые включены за устройством. В частности, вторые силовые ступени 13а, 13b содержат преобразователи первого постоянного напряжения, поступающего от первой ступени, во второе постоянное напряжение для питания привода.

Рассматриваемые вторые ступени выдают в разные приводы разные напряжения питания. В частности, две вторые ступени 13а, 13b могут выдавать в два разных привода 7 два сильно различающихся напряжения - соответственно одно порядка нескольких десятков вольт и другое порядка нескольких сотен вольт.

Устройство содержит также средства управления первой и вторыми ступенями 12, 13а, 13b, образованные микроконтроллером 14.

Этот микроконтроллер соединен с помощью средств связи 15, например, проводного типа, с, по меньшей мере, одним блоком 16а, 16b управления приводом для пользователя.

Микроконтроллер 14 обеспечивает возможность переключения в режим ожидания, что позволяет отключать электропитание приводов техобслуживания 7а, 7b или восстанавливать это питание по команде от блоков управления 16а, 16b.

В процессе указанного переключения в режим ожидания вторые ступени 13а, 13b отключаются, как и компонент для повышения напряжения в первой ступени 12, с тем чтобы существенно снизить потребление устройством электроэнергии.

Переключение приводов в режим ожидания осуществляется при закрытых капотах 3, 5.

Для того чтобы определить положение капотов 3, 5, микроконтроллер 14 приступает к выявлению раскрытого или закрытого положения капота посредством сравнения потребления энергии приводом 7а, 7b или тормозом привода с одним или несколькими заданными значениями.

Это нужно по той причине, что потребление электроэнергии приводом 7 будет разным в зависимости от того, находится ли привод в убранном, промежуточном или выдвинутом положении, что соответствует закрытому, промежуточному или раскрытому положениям соответствующего капота.

Следует отметить, что измерение потребления осуществляют тогда, когда капот находится в некотором статическом положении, то есть когда нет никакой команды, которая подавалась бы от блока управления 16а, 16b с помощью соответствующих кнопок.

Переключение из режима ожидания в режим подачи напряжения в ступени 12, 13а, 13b устройства производится в процессе активации управляющей кнопки в блоке управления 16а, 16b.

Однако эти команды предварительно проверяются микроконтроллером 14 на предмет их совместимости с положением капота 3, 5.

Так, если капот 3, 5 уже закрыт, команда на закрытие, подаваемая из блока управления 16а, 16b, не приведет к выходу из режима ожидания.

Кроме того, прием команды от блоков 16а, 16b управления приводом приведет к выходу из режима ожидания с помощью микроконтроллера 14 только в том случае, если эта команда была инициирована после подачи напряжения в сеть электропитания 10. В противном же случае система будет ждать новой команды.

В состав устройства 9 входят также средства диагностики его состояния.

В частности, эта диагностика может производиться путем включения специального измерителя напряжения на выходе второй ступени, предпочтительно вырабатывающей низкое напряжение питания, например 28 В.

При выполнении определенной управляющей последовательности, например последовательности нескольких нажатий на кнопки блока управления 16а, 16b, устройство переходит в режим диагностики, в котором на выходе одной из вторых ступеней 13а, 13b вырабатываются особые значения напряжения или частоты сигнала. Каждое значение напряжения или частоты соответствует какому-либо состоянию устройства, например рабочему режиму или отказу.

Устройство управления 9 помещено в специальный корпус, находящийся в кожухе 4 вентилятора.

В соответствии с одним из вариантов осуществления, корпус помещен в стойку 17 крепления гондолы к крылу летательного аппарата, что позволяет уменьшить возникающие в устройстве термические напряжения.

Разумеется, изобретение не ограничивается единственным вариантом его осуществления, описанным выше лишь в качестве примера, а напротив, охватывает его самые разнообразные модификации.

Следует иметь в виду, в частности, что получающие питание от устройства приводы могут управлять перемещением и капотов иных типов.

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к устройству управления приводами техобслуживания капотов гондолы турбореактивного двигателя летательного аппарата и гондоле, содержащей такое устройство. Устройство (9) управления приводами (7а, 7b) техобслуживания капотов (3, 5) содержит первую ступень (12), подключаемую к сети (10) электропитания летательного аппарата, вторую силовую ступень (13а, 13b), содержащую преобразователи первого постоянного напряжения, поступающего от первой ступени (12), во второе постоянное напряжение, предназначенное для электропитания привода техобслуживания (7а, 7b). Также устройство управления содержит средства (15) обеспечения связи средств управления (14) с блоком управления (16а, 16b), обеспечивающим для пользователя возможность управления работой приводов. Технический результат заключается в устранении необходимости обеспечения чрезмерной теплоустойчивости компонентов устройства управления капотов гондолы турбореактивного двигателя. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Устройство (9) управления приводами (7а, 7b) техобслуживания капотов (3, 5) гондолы турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащее первую ступень (12), подключаемую к сети (10) электропитания летательного аппарата, по меньшей мере, одну вторую силовую ступень (13а, 13b), содержащую преобразователи первого постоянного напряжения, поступающего от первой ступени (12), во второе постоянное напряжение, предназначенное для электропитания, по меньшей мере, одного привода техобслуживания (7а, 7b), включенного за устройством (9), средства (14) управления первой и второй ступенями (12, 13а, 13b), и средства (15) обеспечения связи средств управления (14) с, по меньшей мере, одним блоком управления (16а, 16b), обеспечивающим для пользователя возможность управления работой приводов, причем средства управления обеспечивают возможность переключения из первого рабочего режима, в котором вторая/ые ступень/и (13а, 13b) получает/ют питание, во второй режим ожидания, в котором вторая/ые ступень/и (13а, 13b) не получает/ют питание от первой ступени (12).

2. Устройство (9) по п.1, в котором средства управления (14) обеспечивают возможность переключения из первого рабочего режима во второй режим ожидания при выявлении закрытого состояния, по меньшей мере, одного капота (3, 5).

3. Устройство (9) по любому из предшествующих пунктов, в котором средства управления (14) обеспечивают возможность переключения из второго режима ожидания в первый рабочий режим при приеме команды от блока управления (16а, 16b).

4. Устройство (9) по п.3, в котором переключение из второго режима ожидания в первый рабочий режим происходит лишь тогда, когда эта команда инициирована после подачи напряжения в сеть питания (10).

5. Устройство (9) по любому из пп.1, 2 или 4, в котором, по меньшей мере, часть первой ступени (12) не получает питание в режиме ожидания.

6. Устройство (9) по любому из пп.1, 2 или 4, в котором раскрытое или закрытое положение капота (3, 5) выявляют посредством сравнения потребления энергии приводом (7а, 7b) капота (3, 5) и/или тормозом привода (7а, 7b) с одним или несколькими заданными значениями.

7. Устройство (9) по п.6, в котором потребление энергии приводом (7а, 7b) измеряют, когда капот (3, 5) находится в статическом положении.

8. Устройство (9) по любому из пп.1, 2, 4 или 7, содержащее, по меньшей мере, две вторые ступени (13а, 13b), вырабатывающие разные напряжения питания для разных приводов (7а, 7b).

9. Устройство (9) по любому из пп.1, 2, 4 или 7, имеющее третий режим диагностики, в котором устройство выдает информацию о своем состоянии на выход одной из вторых ступеней (13а, 13b).

10. Устройство (9) по п.9, в котором средства управления (14) обеспечивают переключение в режим диагностики устройства при приеме последовательности определенных команд от блока управления (16а, 16b).

11. Гондола летательного аппарата, снабженная устройством (9), выполненным по любому из предшествующих пунктов.

12. Гондола по п.11, в которой устройство (9) помещено в кожух вентилятора (4) турбореактивного двигателя.

13. Гондола по п.11, в которой устройство (9) помещено в стойку (17) крепления гондолы к крылу летательного аппарата.