Устройство и способ управления питанием, по меньшей мере, одним приводом техобслуживания летательного аппарата

Устройство и способ управления питанием, по меньшей мере, одним приводом техобслуживания летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к способу и устройству управления питанием, по меньшей мере, одним приводом техобслуживания летательного аппарата, а также к гондоле турбореактивного двигателя летательного аппарата, снабженной таким устройством.

Самолет приводится в движение с помощью нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых помещен в гондолу. В гондоле 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), которая включает 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 капотов 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.

Управление приводами осуществляется с помощью находящегося в распоряжении пользователя блока управления, снабженного, по меньшей мере, одной кнопкой управления приводом.

Электрическое напряжение для электросети техобслуживания, обеспечивающей питание приводов техобслуживания, подается, как правило, в тот период, когда летательный аппарат находится в нерабочем состоянии, то есть когда он стоит на земле, двигатель выключен и на борту не имеется никакого источника огня.

Иногда оказывается, что какая-либо из кнопок блока управления осталась нажатой, например, из-за заедания.

В этих случаях возникает опасность выдвигания привода на раскрытие капота, как только подано напряжение в электросеть техобслуживания, что может привести к преждевременному ухудшению эксплуатационных показателей двигателей и схем электроники приводов, если капот заблокирован. Кроме того, указанное выдвигание может создать опасные условия для безопасности персонала вследствие внезапного смещения капота в момент его разблокирования. Следует также добавить, что выдвигание привода происходит без подачи команды на такое перемещение. Необходимо иметь в виду, что подобная опасность несвоевременного выдвигания существует также в других типах приводов техобслуживания летательного аппарата с конструкцией, отличной от конструкции приводов капотов гондолы.

Цель изобретения состоит в предотвращении выдвигания, не санкционированного пользователем привода техобслуживания, после подачи напряжение в электросеть техобслуживания.

Для достижении указанной цели предложено устройство управления питанием, по меньшей мере, одного привода техобслуживания летательного аппарата от сети электропитания летательного аппарата, содержащее:

- средства управления электропитанием, по меньшей мере, одного привода техобслуживания,

- средства обеспечения связи средств управления с, по меньшей мере, одним блоком управления, позволяющим пользователю осуществлять управление работой, по меньшей мере, одного привода, отличающееся тем, что

средства управления выполнены таким образом, чтобы они сравнивали состояние, по меньшей мере, одного блока управления с, по меньшей мере, одним исходным состоянием и/или аномальным для подачи напряжения состоянием и блокировали включение привода, если состояние блока управления отлично от исходного состояния или соответствует аномальному состоянию при подаче напряжения в сеть электропитания.

Благодаря указанным мерам, если при подаче напряжения блок управления не находится в нормальном исходном состоянии, выдается запрет на функционирование электрического привода.

При этом удается, в частности, выявить, что кнопка блока управления остается нажатой, например, вследствие ее заедания, и предотвратить тем самым смещение привода без соответствующей команды пользователя.

В результате повышается безопасность эксплуатации приводов.

Целесообразно, чтобы средства управления были выполнены таким образом, чтобы они выдавали разрешение на включение привода, когда состояние блока управления изменено на возврат в исходное состояние для подачи напряжения.

В соответствии с одним из вариантов осуществления исходное или исходные состояния соответствует или соответствуют состояниям блока, в которых не осуществляется управление никаким перемещением привода.

Предметом изобретения является также гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащая, по меньшей мере, один привод техобслуживания, один блок управления и одно устройство типа описанного выше.

В соответствии с одним из возможных вариантов устройство помещено в блок питания и контроля приводов.

В соответствии с другим возможным вариантом устройство установлено на приводе.

Изобретение охватывает также способ управления питанием, по меньшей мере, одного привода техобслуживания летательного аппарата от сети электропитания летательного аппарата, включающий в себя при подаче напряжения в сеть электропитания этап, на котором сравнивают состояние, по меньшей мере, одного блока управления с, по меньшей мере, одним исходным состоянием и/или аномальным для подачи напряжения состоянием и блокируют включение привода, если состояние блока управления отлично от исходного состояния или соответствует аномальному состоянию.

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

Фиг.1 представляет собой схематический общий вид снизу в перспективе гондолы и турбореактивного двигателя, где капоты вентилятора и капоты реверсора тяги показаны раскрытыми;

фиг.2 - вид спереди гондолы и турбореактивного двигателя по фиг.1;

фиг.3 - блок-схема устройства согласно изобретению;

фиг.4 - схематическое изображение исходного состояния блока управления при подаче напряжения в сеть электропитания;

фиг.5а-5с - схематические изображения аномальных состояний блока управления при подаче напряжения в сеть электропитания.

Как видно на фиг.1 и 2, гондола 2 летательного аппарата снабжена, как и во всех известных системах, как сказано выше, парой капотов 3 вентилятора, которые закрывают вентиляторную часть 4 турбореактивного двигателя, и парой 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, образованного, например, электромеханическим силовым цилиндром 7, и удерживаются в раскрытом положении с помощью штанги 8, как видно, в частности, на фиг.2.

В соответствии с изобретением гондола снабжена устройством 9 управления питанием приводов техобслуживания 7 от сети электропитания для техобслуживания, блок схема которого представлена на фиг.3.

Это устройство помещено в специальный блок питания и контроля приводов.

Устройство 9 содержит первую ступень 12, к которой подключена сеть 10 электропитания летательного аппарата, обеспечивающая традиционным способом подачу трехфазного переменного напряжения. В состав этой ступени входит, в частности, преобразователь переменного напряжения в постоянное, содержащий выпрямитель и специальный компонент для повышения напряжения, например для получения постоянного напряжения 400 В.

В состав устройства управления 9 входит также вторая силовая ступень 13, предназначенная для питания, по меньшей мере, одного привода техобслуживания 7, подключенного за устройством. Эта вторая ступень 13 содержит, в частности, преобразователь первого постоянного напряжения, поступающего от первой ступени, во второе постоянное напряжение, служащее для питания привода 7.

Кроме того, устройство снабжено средствами управления работой первой 12 и второй 13 ступеней, образованными микроконтроллером 14.

Этот микроконтроллер соединен посредством специальных средств связи 15, например, проводного типа с, по меньшей мере, одним блоком управления 16, находящимся в распоряжении пользователя.

Микроконтроллер 14 выполнен таким образом, чтобы он сравнивал состояние, по меньшей мере, одного блока управления 16 с, по меньшей мере, одним исходным состоянием для подачи напряжения и блокировал подачу напряжения на привод, если состояние блока управления отлично от исходного состояния при подаче напряжения в сеть электропитания.

На фиг.4 и 5а-5с показаны различные состояния блока управления 16.

В состав этого блока входят две кнопки управления 17А и 17В, предназначенные соответственно для управления раскрытием капота 3, 5, приводимого в действие приводом 7, и управления закрытием того же капота.

Указанные две кнопки 17А и 17В замыкают два электрических контакта, что позволяет подавать при их нажатии электрический сигнал в микроконтроллер 14 по электрическим линиям 18, образующим средство связи 15.

На фиг.4 кнопки 17А и 17В показаны в нерабочем положении. Поскольку ни одна из кнопок не нажата, из блока управления не исходит никаких команд на перемещение привода. Такой режим блока соответствует исходному состоянию SBR, в котором микроконтроллер может выдавать разрешение на подачу напряжения на привод при подаче напряжения в сеть электропитания.

На фиг.5а-5с показаны три состояния SBE1, SBE2, SBE3 блока управления, которые являются не исходными, а аномальными. Так, в частности, в состоянии SBE1 (фиг.5а) нажата кнопка 17А раскрытия капота, что соответствует посылке команды на перемещение привода 7 в направлении раскрытия капота, при этом кнопка закрытия 17В находится в нерабочем положении.

В состоянии SBE2, соответствующем фиг.5b, нажата кнопка 17В закрытия капота, что соответствует посылке команды на перемещение привода в направлении закрытия капота, при этом кнопка раскрытия 17А находится в нерабочем положении.

Наконец, в состоянии SBE3 - фиг.5 с - нажаты обе кнопки закрытия и раскрытия 17А и 17В, что не соответствует какому-либо однозначному сигналу управлению приводом.

Таким образом, как можно видеть на фиг.6, после подачи Е0 напряжения в сеть электропитания выполняются операции способа управления питанием, реализуемого с помощью рассматриваемого устройства. Этот способ включает в себя первый этап Е1, в ходе которого сравнивают состояние, по меньшей мере, одного блока управления 16 с, по меньшей мере, одним исходным состоянием SBR для подачи напряжения.

Если состояние блока управления соответствует исходному состоянию SBR, то на втором этапе Е2 микроконтроллер 14 инициирует подачу напряжения на привод, после чего на третьем этапе Е3 ожидает команду от блока управления 16.

В противном случае, то есть когда блок управления 16 пребывает в одном из состояний SBE1, SBE2, SBE3, рассмотренных выше со ссылками на фиг.4а-4с, разрешение на подачу напряжения на привод не выдается, поскольку состояние блока управления отлично от исходного.

Этап Е1 повторяют до тех пор, пока состояние блока управления не будет изменено таким образом, чтобы он вернулся в исходное состояние SBR для подачи напряжения.

В соответствии с одним из вариантов устройство установлено непосредственно на приводе.

В соответствии с другим вариантом, одно и то же устройство управления обеспечивает контроль подачи напряжения на несколько приводов, проверяя состояние при подаче напряжения на несколько блоков управления.

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

Следует, в частности, отметить, что с помощью приводов, получающих питание от устройства, можно управлять работой капотов других типов.

1. Устройство (9) управления питанием, по меньшей мере, одного привода (7) техобслуживания летательного аппарата от сети (10) электропитания летательного аппарата, содержащее средства (14) управления электропитанием, по меньшей мере, одного привода техобслуживания (7), средства (15) обеспечения связи средств управления (14) с, по меньшей мере, одним блоком управления (16), позволяющим пользователю осуществлять управление работой, по меньшей мере, одного привода (7), отличающееся тем, что средства управления (14) предназначены для сравнивания состояния, по меньшей мере, одного блока управления (16) с, по меньшей мере, одним исходным состоянием (SBR) и/или аномальным для подачи напряжения состоянием (SBE1, SBE2, SBE3) и блокирования включения привода, если состояние блока управления (16) отлично от исходного состояния (SBR) или соответствует аномальному состоянию (SBE1, SBE2, SBE3) при подаче напряжения в сеть электропитания (10).

2. Устройство (9) по п.1, в котором средства управления (14) предназначены для выдачи разрешения на включение привода, когда состояние блока управления (16) изменено на возврат в исходное состояние (SBR) для подачи напряжения.

3. Устройство (9) по п.1 или 2, в котором исходное или исходные состояние или состояния (SBR) соответствует или соответствуют состояниям блока, в которых не осуществляется управление никаким перемещением привода (7).

4. Гондола (2) турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащая, по меньшей мере, один привод техобслуживания (7), один блок управления (16) и одно устройство (9) по любому из предшествующих пунктов.

5. Гондола (2) по п.4, в которой устройство (9) помещено в блок (16) питания и контроля приводов (7).

6. Гондола по п.4, в которой устройство (9) установлено на приводе (7).

7. Способ управления питанием, по меньшей мере, одного привода (7) техобслуживания летательного аппарата от сети (10) электропитания летательного аппарата, включающий в себя при подаче (Е0) напряжения в сеть электропитания этап (Е1), на котором сравнивают состояние, по меньшей мере, одного блока управления с, по меньшей мере, одним исходным состоянием (SBR) и/или аномальным для подачи напряжения состоянием (SBE1, SBE2, SBE3) и блокируют включение привода (7), если состояние блока управления (16) отлично от исходного состояния (SBR) или соответствует аномальному состоянию (SBE1, SBE2, SBE3).

8. Способ по п.7, в соответствии с которым разрешение на включение привода (7) выдают тогда, когда состояние блока управления (16) изменено на возврат в исходное состояние (SBR) для подачи напряжения.

9. Способ по п.7 или 8, в соответствии с которым исходное или исходные состояние или состояния (SBR) соответствует или соответствуют состояниям блока, в которых не осуществляется управление никаким перемещением привода (7).