伸缩式致动器和包括这种致动器的飞机发动机的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种伸缩致动器以及飞机发动机。所述发动机包括至少一个罩，诸如风机整流罩或推力反向器罩，以及本发明的伸缩式致动器，用于打开或关闭该罩。
【背景技术】
[0002]某些现代飞机设有多个涡扇式推进发动机，每个发动机设有包括两个风机罩和两个反向器罩的机舱。每个罩通过上边缘铰接地连接到机舱的结构，诸如以允许在飞机在底面上时打开和关闭所述罩。地面处理人员可因此触及发动机内部以进行维护操作。
[0003]地面上罩的打开和关闭借助于一定数量的发动机装置来进行。在所述装置中有机电致动器和适于控制机电致动器的电气控制单元。
[0004]所述装置的设计必须符合飞机制造商规定的要求，对所有飞机机载装置的“共同”要求和关于所述装置的具体使用的“具体”要求，且具体是所述装置用于在飞机位于地面上由地面人员进行维护操作时使用的情况。
[0005]共同要求包括电气和机械接口要求，以及可靠性、安全性和对各种环境条件的耐受性的要求。
[0006]各具体要求具体包括操作要求。例如，应当能够通过在罩的下部上施加力以将机舱结构的所述下部后推而手动打开罩，而不使用专用工具。
[0007]还发现关于实施维护操作的地面人员的安全性的要求。例如重要的是确保罩不意外关闭，尤其是当任何给定压缩载荷非故意施加到罩时。
[0008]还发现关于机电致动器的电力消耗的要求。由于所述致动器用于在飞机在地面上且其发动机关闭时使用，所以致动器的电力源来自应当节省的飞机内部或外部的能量源(动力单元)。用于打开或关闭罩的机电致动器因此应具有相对低的电力消耗。
【发明内容】
[0009]本发明的目的是一种符合上述特定要求的伸缩式致动器以及包括这种致动器的飞机发动机。
【发明内容】
[0010]
[0011 ]为了实现该目的，本发明提出一种伸缩式致动器，包括:
[0012]-致动器本体；
[0013]-套筒，所述套筒具有纵向轴线并安装成诸如转动且至少部分地延伸到所述本体内，所述套筒通过附连装置保持在所述本体内的轴向位置；
[0014]-螺纹杆，所述螺纹杆安装成诸如在所述套筒内沿所述纵向轴线伸缩滑动并借助于螺旋连接与所述套筒配合；
[0015]-转动装置，所述转动装置适于转动所述套筒诸如使所述螺纹杆选择性地在延伸位置与缩回位置之间滑动；
[0016]-锁定装置，所述锁定装置适于使所述螺旋连接的缩回不可逆，使得防止当所述缩回不是由所述驱动装置所致时防止压缩负载造成的所述螺纹杆的缩回。
[0017]本发明致动器的使用对于打开或关闭飞机推进发动机的罩是尤其有利的。
[0018]螺旋连接允许地面操作人员通过后推发动机机舱的结构的罩的底部而手动打开罩。
[0019]但使得螺旋连接的缩回不可逆的锁定装置使得能够确保当尚未命令关闭时罩不会意外关闭，因此使得能够确保地面操作人员的安全性。
[0020]最后，尤其通过使用固定到套筒并与螺纹杆啮合的滚珠螺母可形成螺旋连接。这种连接具有非常低的摩擦系数且因此是显著高效的:因此优化本发明的致动器的功耗。
[0021]从阅读本发明的以下非限制具体实施例的描述会更好地理解本发明。
【附图说明】
[0022]参考附图，其中:
[0023]-图1是本发明的发动机的立体图，其中风机罩和推力反向器罩关闭；
[0024]-图2是类似于图1的视图，其中发动机的风机罩和推力反向器罩部分地打开；
[0025]-图3是本发明的致动器的立体图，其中致动器的螺纹杆处于延伸位置；
[0026]-图4是类似于图3的视图，其中致动器的螺纹杆处于缩回位置；
[0027]-图5是本发明的发动机的控制单元的立体图；
[0028]-图6示出本发明的致动器的电子板的布线图；
[0029]-图7和8是本发明的致动器的本体的立体图；
[0030]-图9是本发明的致动器的简化示意图；
[0031]-图10是本发明的致动器的机械接口的剖视图；
[0032]-图11和图12示出本发明的致动器的锁定装置；
[0033]-图13是本发明的致动器的螺纹杆的自由端的剖视图；
[0034]-图14是类似于图13的视图，其示出施加到杆的压缩负载；
[0035]-图15是类似于图13的视图，其示出施加到杆的张力负载；
[0036]-图16是本发明的致动器所设有的扭矩限制器的剖视图。
【具体实施方式】
[0037]图1和2中所示本发明的飞机发动机I是涡扇型飞机推进发动机。发动机I常规地设有机舱2，机舱2包括机舱结构3、位于穿过发动机的纵向轴线X的竖直平面两侧上的两个风机罩4a以及也位于竖直平面两侧上的两个反向器罩4b。
[0038]每个所述罩4通过上边缘5铰接地连接到机舱3的结构，诸如以能够在飞机在地面上时打开和关闭所述罩4，因此允许地面人员触及发动机I内部以实施维护操作。
[0039]每个罩4通过根据本发明的伸缩式致动器7打开和关闭。
[0040]关于图3和4，本发明的伸缩式致动器7包括螺纹杆8、本体9和驱动装置，它们布置成使得螺纹杆8适于通过驱动装置相对于本体9沿其纵向轴线移动。螺纹杆8的所述运动在本说明书中称为滑动。
[0041]致动器7的本体9安装在机舱3的结构上，且螺纹杆8包括固定到罩4的自由端12，使得图3所示杆8朝向杆的延伸位置的滑动致使罩4打开，而图4所示杆朝向缩回位置的滑动致使罩4关闭。
[0042]每个致动器7的驱动装置包括包括电动机13的第一机电驱动装置和第二全机械驱动装置。第一驱动装置适于实施罩4的打开和关闭的电控制，并为所述目的连接至飞机的电力源装置，而第二驱动装置适于实施即使在没有可用电力源时也可利用的机械控制。
[0043]首先描述电气控制的操作。
[0044]致动器7的电气控制经由位于发动机I下部内的控制单元14执行，诸如以供地面人员方便地触及。
[0045]控制单元14包括允许地面人员控制该控制单元的接口装置。所述接口装置是“STOT”(单刀双掷)开关16a和16b，其中第一开关16a控制罩4的打开，而第二开关16b控制罩4的关闭。控制单元14由于致动开关16而经由电连接器17向伸缩式致动器7提供控制信号。应当注意，各开关16彼此电连接，使得在同时命令打开和关闭的情况下，首先执行打开。
[0046]除了电动机13之外，致动器7还包括电子板19以及第一电连接器20和第二电连接器21，电子板19布置在致动器7的本体9内部并电连接到电动机13，第一电连接器20和第二电连接器21安装在致动器7的本体9上且电连接到电子板19。
[0047]参照图6，第一电连接器20用于将致动器7的电子板19连接到飞机的提供第一输入电压Vl的第一电源装置Dal。第一输入电压Vl用在电子板19的电源部分中用于产生电动机3的相电流。第一输入电压Vl这里是具有相对高幅值的三相电压，在该情况下是115伏的AC电压。飞机的第一电源装置Dal为例如电池或并不需要飞机的推进发动机工作来产生电压和电流的发电机。
[0048]第二电连接器21用于将致动器的电子板19连接到飞机的提供第二输入电压V2的第二电源装置Da2。第二输入电压V2这里是具有相对低幅值的DC电压，在该情况下DC电压是28伏。第二输入电压V2用在电子板19的信号部分中，用于处理电子板19的低电平信号。第二电连接器21还用于将电子板19连接到控制单元14的电连接器17。
[0049]致动器7的电动机13是具有永久磁铁的