专利名称：用于涡轮喷气发动机机舱的活动板的致动器系统的制作方法
用于涡轮喷气发动机机舱的活动板的致动器系统本发明涉及一种用于驱动多个致动器的致动器系统，该致动器系统能够移动属于飞行器机舱的活动板。飞行器机舱设用于容纳涡轮喷气发动机，该涡轮喷气发动机可以是能够产生热气流(也称为主流)和冷气流(二次流)的双流喷气发动机，该热气流来自涡轮喷气发动机的燃烧室，冷气流来自风扇，该冷气流通过在发动机机舱内壁和涡轮喷气发动机整流罩之间形成的环形通道而在涡轮喷气发动机外部流通，该环形通道也称为“溪”。二次流的排气段叫做“第二喷嘴”而主流的排气是在主喷嘴中完成的。在机舱的后部，这两主次流混合在一起。该机舱可以是平滑的，或者可以装配有推力反向器，在着陆过程中，可以通过使涡轮喷气发动机所产生的推力中的至少一部分向前来改善飞机的制动能力。在该阶段中，反向器阻隔气体喷嘴并且将废气流从发动机向机舱的前部引导，由此产生被增加至飞机机轮制动系统的反推力。从这个角度来看，推力反向器包括不同的推力反向器装置，如一般至少一个活动罩，被称为“推力反向器罩”，由于致动器该活动罩在大致平行于机舱的纵向轴线的方向上平移。因此，该活动罩能够可选择地从关闭位置进入到打开位置，其中，处于关闭位置时，推力反向器罩确保机舱的气动连续性；处于打开位置时，在机舱的固定结构上显出一条通道以使次流反向。此外，该机舱可以包括一种附加设备，该附加设备使得第二喷嘴的排气段能够变化。这种设备通常被指定为一种可变的喷嘴并且能够与推力反向器装置结合或者能够被整合至平滑的机舱。虽然已存在多种可变的喷嘴的实施例，已知一种设备的使用，多个喷嘴襟翼能够在气流内枢转以改变其宽度。以这种方式，可以调整第二喷嘴的排气段，以根据飞行阶段优化涡轮喷气发动机的消耗率或者降低气体的喷射噪音。—个具体的例子是在法国专利申请08/04295中描述的实施例，其中喷嘴襟翼位于气流的出口处，并且在推力反向器罩的有限的平移过程中也用于引起第二喷嘴的变化。喷嘴襟翼和推力反向器罩构成活动板。所述板的移动由多个致动器来确保。所述致动器可以呈现为不同的形式，特别是文献EP0843089的所描述的机电致动
ο致动器的类型与包括至少一个能够驱动所述致动器的电动机的致动器系统密切相关。该致动器系统特别用于机械地驱动所述致动器。推力反向器和第二喷嘴剖面变化系统的可用性是一个重要的考虑因素，并且构成了电动机械致动器的一个重要的发展领域。可用性标准是指，待配置的推力反向器和/或可变喷嘴装置的活动板实现它们的功能并且在恶化模式下阻止运行的能力。它要求普通的冗余水平，但是不会严重地破环整个装置的可靠性；以及适当的架构以减小普通模式如机械阻塞最小化。因此，本发明的目的之一是提供一种用于驱动多个致动器，所述致动器能够移动具有极大可用性的活动板.为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于驱动多个致动器的系统，所述致动器能够移动飞行器机舱的活动板，所述系统包括至少两个能够驱动致动器的电动机，其特征在于所述两个电动机由至少两个独立的控制单元控制和供电，并且所述致动器由机械传动装置机械地互连。本发明使得在两个控制单元中的一个不再运行时，可以通过推力反向器和/或第二喷嘴剖面变化系统的机械传动装置保持运行。所述传动装置因部分电动机确保，所述电动机驱动与其连接的致动器，然后，通过机械传动装置驱动未被电动机供电的致动器。因此，推力反向器的可用性提高了。根据本发明其他的特征，单独考虑或者根据所有可能的组合，本发明系统包括一个或多个以下可选的特征一所述机械传动装置包括一个或多个柔性电力电缆；一每一致动器由一个电动机直接驱动；一单个致动器或者部分致动器由所有电动机驱动，其他致动器由一个或多个机械传动装置驱动；一所述两个控制单元由两个不同的电源系统供电；一每一单元能够向连接至控制单元的单个发动机或整套发动机传递足够的动力以驱动所有致动器；一所述电动机是电气同步的。电气同步方法的例子在2008年6月6日提交的专利申请FR08/03157中被描述，但仍未公开。一每一控制单元包括控制装置，该控制装置控制至少一个变换器，该变换器能够控制一个或多个电动机。根据另一个方面，本发明设计一种用于双流喷气发动机的机舱，具有限定冷气流环形流道的外部结构，所述外部结构至少包括一个活动板，所述活动板装配有根据本发明的致动器系统。根据一个实施例，所述活动板为能够基本上沿纵向移动的推力反向器罩。所述活动板为枢转安装的喷嘴襟翼，以减小环形流道的宽度。根据又一有利的实施例，所述机舱包括至少一个推力反向器罩和至少一个喷嘴板。有利地，所述机舱包括多个通过机械连接法互相连接的活动板，以使得所述活动板相对于彼此基本上作同步运动。有利的是，通过由控制单元控制的同步装置，能够实现一个活动板的发动机与另一活动板的发动机的位置同步。参阅附图，阅读以下非限定性的描述，可更好地理解本发明。-
图1是根据本发明的第一实施例的机舱的纵向剖视图；-图2和图3是根据本发明机舱的下游部分的纵向剖视图；-图4和图5是根据本发明装配有一对活动板的致动器系统的实施例的例子；-图6是属于与根据本发明的致动系统相关的控制体系的锁定装置的视图。根据图1所示的实施例，根据本发明的机舱1包括上游进气口结构2，环绕涡轮喷气发动机5的风扇4的中间结构3以及下游结构。已知的，下游结构包括外部结构6 (被称为0FS)和内部结构9 (被称为IFS)，其中外部结构6容纳推力反向装置7，内部结构9用于覆盖涡轮喷气发动机5的下游部分。使用任何合适的装置(特别是连杆)，将机舱1的下游固定至吊挂架(未示出)，该吊挂架用于将机舱1附接至飞行器机翼下方。外部结构6和内部结构9限定出冷气流的环形流道8。内部结构9用于覆盖延伸至风扇下游的涡轮喷气发动机的下游段11。下游段11可以装配有推力反向器，例如格栅推力反向器。在这种情况下，外部结构6包括至少一个推力反向器罩13，该推力反向器罩13在关闭位置和打开位置之间沿机舱1的大致成纵向的轴10平移安装，其中处于关闭位置时， 推力反向器罩13确保机舱1的气动连续性；处于打开位置时，推力反向器罩13在机舱1中释放一个开口，同时暴露出冷气流的换向装置(特别是换向格栅，未用附图标记示出，但明显位于致动器15的后部)。根据一个替代实施例，机舱1可以包括一个、两个甚至多于两个的推力反向器罩。 此外，推力反向器罩可以互相连接以使这些罩13的一个的运动引起其他罩13的运动。该外部结构6，以及在这种情况下的推力反向器罩13，由包括多个喷嘴襟翼17的喷嘴段延伸，该喷嘴襟翼17安装在所述推力反向器罩13的下游端。例如，每一喷嘴襟翼17通过连杆19枢转地安装，使得襟翼17通过移动至少部分地或者全部地(见图幻减小环形通道8的宽度。因此，当推力反向器罩13打开时，该推力反向器罩13转动该喷嘴襟翼17，进而至少部分地阻隔通道8，从而优化冷气流的反向。因此，该推力反向器罩13和喷嘴襟翼17构成能够通过多个致动器15移动的活动板。根据图4和图5所示的实施例，每个罩13装配有两个分别由电动机驱动的电动类型的致动器。电动致动器15可以呈现为安装在外部结构6的固定结构(前框架)上的传动装置。根据一个替代实施例，在活动板13，17上的致动器15的数量可以多于两个、或者等于三个、四个或者多个。机舱1能够包括使得可以控制活动板的致动器15的运动的控制系统。所述控制系统包括至少两个能够驱动所述致动器15的电动机16 (参见图4和图 5)。根据优选实施例，每一致动器15能够连接到特定于其的电动机16。根据另一替代实施例，部分致动器可以连接多于两个电动机，其他致动器连接至所述部分致动器，以使所述其他致动器能够被驱动。控制系统还包括两个不同的控制单元33，35，每一单元33和35被配置来控制和驱动至少一个电动机16，该电动机不受另一控制单元35，33驱动和控制。有利地，如果一个控制单元33或35不再运行，另一控制单元35或33仍然可驱动连接至它的电动机16。因此，该活动板13，17由致动器15所驱动，其中，电动机16仍被供 H1^ ο因此，推力反向装置的可用性提高了。因为如果一个单元33，35出现故障，那么该活动板13，17由至少一个致动器15驱动。此外，该机舱1仅具有两个控制单元33和35用于启动所有电动机16，而不再是每一个控制单元一台电动机。因此，所述电动机16的电源的体积减小了。根据一个实施例，这些电动机16均通过机械方式彼此互相连接，例如，通过软轴 (“flexshaft”)。有利地，当控制单元33或35出现故障时，所有致动器15由机械传动装
置驱动。根据本发明，机舱1包括配置成驱动致动器15的致动系统。所述系统包括电动机 16，该电动机16由两个供电单元33和35供电并且能够驱动所述致动器15。致动器15也由机械传动装置37机械地互相连接。因此，如果单元33或35出现故障，由另一单元33或 35驱动的电动机16足够驱动所有的致动器15以移动活动板15。通常选择机械传动装置37，以将发生故障时两个剩余电机16的致动迟延最小化。 因此，减小了活动板的致动器15之间的迟延。机械传动装置37可以包括一个或两个柔性轴以使得在机舱中容易安装。根据一个实施例，单个致动器或者部分致动器配置成由所有电动机驱动，其余致动器由一个或多个机械传动装置驱动。优选的，每一单元33，35可以为单个电动机16传递足够的动力以能够驱动由机械传动装置相连的所有致动器的集合。因此，推力反向装置的可用性进一步提高了。通常，需要额外的同步传输软管或传输轴传送动力或者同步致动器的位置。能够收集来自涡轮喷气发动机5和机舱1的数据的机舱计算机也能够通过电子命令同步软管同步控制电动机16的位置，以去除同步软管。因此，在维修期间当将每一活动板13，17锁定时，则不需要相对彼此调整这些软管，这使得可以节省时间。控制单元33和35可以组合在一个主要实体内。根据一个替代实施例，控制单元 33和35可以是分开的，并且每一单元通过一个电源供电，所述电源彼此独立。以这种方式， 可以减小这两个单元出现故障的风险，特别是在出现短路型故障的情况下。优选地，每一控制单元33和35包括控制装置39，控制至少一个启动一个或多个电动机16 (未示出)的变换器40。该控制装置39使得能够控制和管理适于每一变换器40 的整流器的功率。在一个变换器40启动一个电动机16的情况下，电动机16被独立地控制。因此， 如果一个变换器40不再运行，未供电的电动机16通过机械传动装置37由该对致动器的另一电动机16驱动。机舱1可以包括用于控制每一电动机16的速度的装置，该装置能够校正电动机16 的速度。因此，可以控制每一电动机16的速度，以使得所述推力反向器罩13能够做同质运动。通常，该控制装置对应于位置测量元件，该位置测量元件例如包括一个“分解器” 并且连续地传递至少一个数值，使得能够确定电动机的位置并控制该电动机。更具体地说， “分解器”是一种角位置传感器，它能够计算出相对于选定的固定参考值的位置。该控制装置可以附接一个“电动机器”或者“LVDT”线性角位置测量装置，以绝对精确地测量致动器的位置，尤其位于活动板上的传动中间轴的位置。有利地，位置元件以及致动器15的转速计数器也可以由两个控制单元之一 33或 35供电。此外，机舱1可以包括相对彼此的电动机16的电气同步装置，以保证活动板13，17相对于彼此基本上作同步运动。因此，一个推力反向器罩13比其他罩移动得快的风险(这会使推力反向器配置下的飞行器失衡)是受到限制的。在控制单元33或35或者变换器40出现故障的情况下，致动器15进而是活动板 13，17的定位误差被最小化，足以为涡轮喷气发动机所容许。例如，电气同步装置使得可以实现混合扭矩-位置范围，以优化控制且平滑任何动力撤回。例如，在加速和减速阶段，电动机16能够在具有超速限制的有利扭矩范围的基础上被操控，而在速度稳定阶段能够通过调整速度和扭矩范围来进行控制。有利地，在图4和图3中示出的实施例中，这些元件使得可以改变环形通道8的截面并且所述元件还使得推力反向器能够组合在一起。根据一个实施例，控制系统包括锁定装置，该锁定装置能够在行进中或行进结束时锁定致动器15。锁定装置可以是能够被组装的螺栓的形式。如上所显示，存在两种类型的螺栓。第一类型由设置在活动板的致动器15上的主次螺栓42组成。第二类型由一个或多个相对于活动板13，17独立的第三螺栓43形成，但是可以通过结构连接线45连接至活动板13，17。通常，该第三螺栓43相对于活动板13，17，特别是推力反向器罩13布置在6 00点钟的位置。该6:00点钟的方向是指当螺栓43安装在飞行器的机翼上并由上游进气口结构 2所看见的相对于机舱1的位置。与此对应的，锁定装置47，或者“第二喷嘴间”的存在使得能够锁定或者控制所述襟翼17在某一位置，以确保环形通道8的全部或部分密闭，例如通过致动器。通常存在两个这种闸47，每个均布置在活动板13，17上。根据图4示出的实施例，同一活动板的主次螺栓42和喷嘴闸47可以布置在不同致动器15上，特别是两个不同的致动器。根据图5示出的实施例，同一活动板的主次螺栓42和喷嘴闸47可以布置在同一致动器上。每一控制单元33或35可以容纳其他功能，诸如进气口唇缘2的除冰控制以及主次螺栓42的电控制。因此，根据图6所示的实施例，根据航空条例(CS25-933)，本发明所使用的主次螺栓42和第三螺栓43是独立电控的，以确保出现故障时最佳的安全性。该条例要求通过布置三条防线来保护推力反向器的控制系统免受不适当使用的风险，该三条防线确保了锁定及解锁激活系统，根据分离原则，该锁定及解锁激活系统的命令必须是独立的。该第三螺栓由包括用于锁定或解锁所述螺栓43的装置的第一飞行器计算机所控制的。第一飞行器计算机能够处理来自飞行器的数据，诸如高度数值或者代表施加于起落装置的轮子上的重量的数据。关于主次螺栓42，次螺栓可以通过传感器61控制。主次螺栓42和/或传感器61连接至两个控制单元33和35。两个控制单元33和 35都可以包括能够以同步方式引发所述主螺栓42动作的逻辑同步装置63和65。为此，所述同步装置互相连接。根据一个可替代实施例，可以使用一个逻辑同步装置代替两个逻辑同步装置。这些同步装置63和65均连接至第二飞行器计算机67和一个或多个机舱计算机69和70，其中，第二飞行器计算机67能够处理来自飞行器的数据，机舱计算机69和70 能够处理来自涡轮喷气发动机5的数据。第二飞行器计算机67以及机舱计算机69和70可以位于控制单元33和35的外部，这使得可以进一步改善主次螺栓42的控制系统的安全性。第二飞行器计算机67通常处理不涉及涡轮喷气发动机的飞行器数据，诸如高度数据或施加至起落装置的轮子上的重量数据。根据另一实施例，飞行器计算机69和70能够被配置来通过电子命令同步电动机 16的位置控制。为了能够耐受普通的电击穿，所述机舱计算机69和70包括两个独立的电源或者两个独立自控的内部路径。在两个独立自控的内部路径的情况下，每一路径包括采用特定电源的接口、控制至少一半电动机16的一套变换器、变换器40的电子转向卡及其管理机构、用于可变喷嘴功能的结构的机械维护的电激活和控制装置、用于维护锁定装置42、43 的电激活和控制装置、与机舱计算机的通信接口，以及介于机舱计算机69和70的两条路径之间的通信接口。这种计算机的体系结构使得控制系统可以耐受电源的损失而保持控制系统的性能，耐受一个或一套相同路径的变换器的损失，耐受电子致动电机的激活(开路)的损失， 耐受两个相邻致动器的机械传动装置的损失或者维护装置的损失。因此，有利的是，机舱计算机69和70不需要任何电子冗余，从而降低了组件的数量。为了将第二喷嘴保持在适当的位置，一个或两个机舱计算机69和70能够引导和保持喷嘴襟翼在需要的位置。更有利的是，机舱1还包括机械维护装置，该机械维护装置使致动器15的运动停止，以提高控制系统的输出量、密实度和可靠性。这种功能可以是“零电流闸”类型，以在不消耗电力的情况下即可保持锁定，可用性由该闸的控制元件的双转向以及机舱计算机69和70来确保。例如图6，每个内部停止装置73和75均连接到机舱计算机69和70。机舱计算机69和70也可以包括两个不同的子单元，每一子单元能够独立地控制内部停止装置73和 75。在控制单元33和35包括一个或多个逻辑同步装置的情况下，机舱计算机69和70 的输出端连接到逻辑同步装置的输入端，逻辑同步单元的输入端连接内部停止装置73或 75。换言之，用于内部停止装置73和75的命令“关闭”或“保持开启”经过同步装置，以同步所述内部停止装置73和75的开启或关闭。设置安全体系以防止一个或多个主次螺栓42 的任何不适当的运行。为此，外部停止装置71被插在控制单元33和35以及第二飞行器计算机67之间。 此外，每一控制单元33和35包括内部停止装置73和75，该内部停止装置73和75设置在所述单元33和35的内部并且连接至外部停止装置71。内部停止装置73和75以及外部停止装置71充当开关允许或者禁止锁定命令或者解锁命令通向主螺栓42。从这个角度，内部停止装置73和75以及外部停止装置71可以包括控制元件和开关。所述控制元件可以直接连接至计算机67或69和70的输出端和/或连接至同步装置。第二飞行器计算机67以及机舱计算机69和70均根据内部停止装置73和75的开启和关闭进行动作。此外，为了降低主或次螺栓42不适当驱动的风险，第二内部停止装置73和75通过电气连接。因此，如果需要驱动这两个主次螺栓42，第二飞行器计算机67发送关闭外部停止装置71的命令。为了关闭内部停止装置73和75，机舱计算机69也必须发送与第二飞行器计算机 67相同的命令。那样的话，两个内部停止装置73和75关闭，之后通过传感器61驱动主次螺栓42。当外部停止装置71由未被机舱计算机69确认的来自第二飞行器计算机67的错误命令关闭时，两个内部停止装置73和75保持开启，因此不会触发两个主次螺栓42的解锁。尽管来自机舱计算机69的命令不关闭内部停止装置73和75，如果其输出端中的一个发送关闭内部停止装置73和75的命令，两内部停止装置73和75之间的电接线阻止所述装置关闭。如图6所示的实施例，虽然锁定装置42、43以及其控制装置被描述成与电动机以及其电源和控制装置相连，但是机舱中的锁定装置42、43及其控制装置可以不具有这样的控制系统，该控制系统包括两个不同的控制单元33、35，每一控制单元33、35被配置来控制和驱动至少一个电动机，而该电动机不由另一控制单元控制或驱动。在飞行的情况下，推力反向器通常没有接电源。因此，没有电流通过推力反向器。 这使得能够防止不适当地使用推力反向器的电源。在喷嘴襟翼的情况下，在飞行过程中机舱计算机69和70的电源是被供给以能够移动第二喷嘴剖面。事实上，根据涡轮喷气发动机的不同回路，有时必需改变二次风量从而改变环形流道8的宽度。因此，根据一个实施例，机舱计算机69和70结合主次螺栓42的外部控制以恢复必要的分离水平。在机舱计算机69和70内，通过引入防护栏杆巩固这种控制，这种防护栏杆将外部命令与来自涡轮喷气发动机5的命令相结合。此外，依照安全条例，锁定装置42、43的控制线可以被限制且独立于机舱计算机 69和70的其余部分。在机舱计算机69和70的路径缺失的情况下，为了使主次螺栓42打开，每一路径可以自动地启动这两个主次螺栓42。在这种情形下，该命令由机舱计算机69和70内部的逻辑巩固以防止任何不适当的激活。机舱计算机69和70也能够结合可变第二喷嘴的维护装置的命令。为了提高可用性，机舱计算机69和70的每一路径能够使所有维护装置无效。在另一实施例中，机舱计算机69和70能够配置成不引入任何附加的机械装置而确保结构的维护，或者通过将发动机适当地转向在位置回路来确保可变第二喷嘴保持在适当的位置。虽然采用一个具体的实施例来描述本发明，但是本发明当然决不限于此并且包括本发明范围内所有等同的技术方案以及组合。
权利要求
1.一种用于驱动多个致动器(1 的系统，所述多个致动器能够移动飞行器发动机机舱(1)的活动板(13，17)，所述系统包括至少两个能够驱动所述致动器(1 的电动机 (16)，其特征在于，所述两个电动机(16)由至少两个独立控制单元(33，35)控制和供电，并且所述致动器(1 通过机械传动装置(17)机械地互连。
2.如前述权利要求所述的系统，其特征在于，所述机械传动装置(37)包括一个或更多个柔性电力电缆。
3.如前述任一权利要求所述的系统，其特征在于，每一致动器(15)直接由电动机(16) 驱动。
4.如权利要求1或2所述的系统，其特征在于，单个致动器或者部分所述致动器由所有所述电动机驱动，其他致动器由一个或更多个机械传动装置驱动。
5.如前述任一权利要求所述的系统，其特征在于，所述两个控制单元(33，35)由两个不同的电力系统供电。
6.如前述权利要求所述的系统，其特征在于，每一单元(33，35)能够向连接到所述控制单元的单个电动机或者一套电动机(16)传送足够的电力，以能够驱动所有所述致动器 (15)。
7.如前述任一权利要求所述的系统，其特征在于，所述电动机(16)是电气同步的。
8.如前述任一权利要求所述的系统，其特征在于，每一控制单元(33，35)包括控制装置(39)，所述控制装置(39)控制至少一个能够控制一个或多个电动机(16)的变换器 00)。
9.一种用于双流喷气发动机(5)的发动机机舱(1)，具有限定用于冷气流的环形流道 (8)的外部结构(6)，所述外部结构(6)包括至少一个活动板(13，17)，所述活动板(13，17) 装配有根据前述任一权利要求所述的致动器系统。
10.根据前述权利要求所述的发动机机舱(1)，其特征在于，所述活动板是能够基本上纵向移动的推力反向器罩(13)。
11.根据权利要求9或10所述的发动机机舱(1)，其特征在于，所述发动机机舱(1)包括两个推力反向器罩。
12.根据权利要求9至11中任一项所述的发动机机舱(1)，其特征在于，所述活动板为枢转安装的喷嘴襟翼(17)，以减小所述环形流道(8)的宽度。
13.根据权利要求9至12中任一项所述的发动机机舱(1)，其特征在于，所述发动机机舱(1)包括至少一个推力反向器罩(13)和至少一个喷嘴板(17)。
14.根据权利要求9至13中任一项所述的发动机机舱(1)，其特征在于，所述发动机机舱包括多个通过机械连接彼此连接的活动板(13，17)，以使得所述活动板(13，17)可以相对于彼此基本上作同步运动。
15.根据权利要求9至13中任一项所述的发动机机舱(1)，其特征在于，通过由控制单元控制的同步装置，实现一个活动板的发动机(16)与另一活动板的发动机的位置同步。
全文摘要
本发明涉及一种用于驱动多个致动器(15)的系统，所述致动器(15)能够移动飞行器机舱的活动板。所述系统包括至少两个能够驱动致动器(15)的发动机(16)，所述两个发动机(16)由至少两个独立的控制单元(33，35)控制和供电，并且所述致动器(15)由机械传动装置(37)机械地互联。本发明还涉及一种包括这种致动系统的机舱。
文档编号F02K1/76GK102395509SQ201080017111
公开日2012年3月28日 申请日期2010年4月7日 优先权日2009年4月16日
发明者文森特·勒-科, 皮埃尔·莫拉德尔-卡瑟拉, 费尔南·罗德里格, 阿坎·马利奥纳 申请人:埃尔塞乐公司, 萨基姆防卫安全公司