航空发动机的超速保护设备的制作方法

本发明涉及驱动航空发动机，更具体地，涉及航空发动机的超速保护。

背景技术：

在航空发动机中，轴的过大的旋转速度可能具有严重的后果，特别是和尤其是，导致安装在轴上的转子盘损坏。此外，这种发动机通常配备有超速保护设备，超速保护设备接收表示发动机轴的旋转速度的信息，并且当例如该旋转速度超过预定阈值时或者当作为该速度的函数的加速度超过阈值时，控制发动机燃料供应的切断、调节或限制。

超速安全功能可由电子超速保护单元确保，电子超速保护单元控制伺服阀或者配置为切断/调节/限制发动机的燃料供应或防止发动机进入超速的任何其他元件。

该电子单元通常与发动机控制单元(ECU)隔离并通过飞机的机载网络供应。

这种类型的方案的问题是超速安全功能由与调节功能相同的机载网络供应，因此涉及ECU共有的模式，意味着一个的故障可导致另一个的故障。

技术实现要素：

本发明的目的是提出如下方案，该方案提供超速安全功能和发动机控制单元之间的独立性的良好折衷，但不存在使供应复杂化的任何需要。

为此，根据第一方面，本发明提出一种航空发动机的超速保护设备，所述航空发动机包括所述旋转机械的燃料供应系统，所述保护设备包括：

电压源，配置为根据负的或正的极化来输送电压；

逻辑控制设备，串联连接到电压源，所述逻辑控制设备配置为根据输送的电压的极化打开或关闭供应系统；

第一电子单元，串联连接到电压源和逻辑控制设备，所述第一电子单元包括：

第一速度传感器，根据发动机的速度输送第一离散电控制信号；

常闭型第一开关，由所述第一离散电控制信号控制；

第二电子单元，串联连接到电压源和逻辑控制设备，所述第二电子单元包括：

第二速度传感器，根据发动机的速度输送第二离散电控制信号；

常闭型第二开关，由所述第二离散电控制信号控制；

常闭型第一开关和常闭型第二开关具有允许电流经过的‘闭合’状态和不允许电流经过的‘打开’状态；

逻辑控制设备布置在第一电子单元和第二电子单元两者之间；

只有电压具有预定的极化的情况下，常闭型第一开关和常闭型第二开关才分别对第一离散电控制信号和第二离散电控制信号敏感，对于该预定的极化，第一开关和第二开关根据所述离散电控制信号允许第一电子单元和第二电子单元隔离或连接电压源的逻辑控制设备。

有利地，通过单独地或以其技术上可能的组合的任何关联实施的以下可选的特征，完成本发明：

●第一速度传感器和第二速度传感器配置为测量发动机的速度并输送具有如下状态的离散电控制信号：用于发动机的速度V发动机的高状态，例如V阈值1≤V发动机<V阈值2，其中V阈值1是航空发动机超速特性的第一阈值，V阈值2是航空发动机超速特性的第二阈值；用于所述发动机的速度的低状态，例如0≤V发动机<V阈值1和例如V发动机≥V阈值2，或者当发动机出故障时；

●只要第一开关和第二开关从‘打开’状态运动到‘闭合’状态同时逻辑控制设备开启，则第一电子单元和第二电子单元使逻辑控制设备与电压源隔离，所述第一开关和第二开关的状态的改变导致伺服阀的关闭。

●第一速度传感器和第二速度传感器配置为提供来自发动机的旋转的电能，以为所述保护设备自动供能(autoalimenter)。

●第一速度传感器和第二速度传感器是感应式的，例如具有发音轮，或者是交流发电机绕组式的，或者是用于测量速度的有源电传感器。

●所述设备包括与电压源平行地安装的极化器，所述极化器配置为极化来自电压源的电压。

●第一开关和第二开关由晶体管构成，所述晶体管优选地是达灵顿或双极型晶体管。

本发明存在许多优点。

■两个独立的外壳上的两个独立的功能共享单一架构；

■在超速安全功能和发动机控制单元之间存在完全的隔离；

■可使用来自飞机或超速安全功能和发动机控制单元之间的控制系统的不同的供应源；

■供应独立性免除了关于控制部件的供应功能的耐火性要求；

■由于设备的操作能力与传感器的正常运行关联，所以改善了故障检测。

■设备的架构维持单一致动器以防止超速的开始并确保操作安全要求，在每次启动之前测试致动设备的能力，在故障的情况下结果是不会启动。

本发明还涉及一种航空发动机的燃料供应系统，该系统包括根据第一方面的超速保护设备。

本发明还涉及一种航空发动机，该发动机包括根据第一方面的供应设备。

附图说明

通过下面是纯说明性和非限制性的且必须针对附图考虑的描述，本发明的其他特征、目的和优点将显露出来，在附图中：

-图1示意性地示出了根据本发明的保护设备；

-图2示出了根据本发明的保护设备的开关的实施例；

-图3至5示出了根据本发明的保护设备的操作。

在所有附图中，相似的元件具有相同的参考标记。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的实施例的航空发动机的超速保护设备。

飞机的发动机(未示出)包括例如可通过保护设备关闭或限制的燃料供应线10。当然，保护设备应用于包括燃料供应设备的任何旋转机械。

当然，与本实施例相关地描述的发明可应用于用于防止发动机开始超速(停止，减速等)的任何装置。

保护设备包括电压源S，电压源S配置为根据负的或正的极化来输送电压V。因此，电压源S配置为根据负的或正的极化来输送具有绝对值|V|的振幅电压。因此，电压源输送根据施加的极化、等于±V的供应电压。

保护设备包括极化器P，极化器P由源于从飞机发送的命令的控制信号CMD#P控制，或者通过由控制计算机(未示出)发送的命令，基于确保极化的触发的特定算法控制(在此不详细说明)。

结果是燃料供应线10可打开或关闭，通过非限制性示例，保护设备包括逻辑控制设备，例如串联连接到电压源S的伺服阀ECA。根据由电压源S输送的电压的极化控制伺服阀ECA。

如从本身已知的，该伺服阀ECA是双稳态的，因此包括两个稳定状态。实际上，人们认为：只要电压的极化改变以根据正的或负的电流供应伺服阀ECA，则伺服阀从‘打开’状态(供应线10打开)运动到‘关闭’状态(供应线10关闭)。

保护设备包括第一电子单元ECU#1，第一电子单元ECU#1串联连接到电压源S和伺服阀ECA，在图中，第一电子单元ECU#1位于伺服阀的下游。

第一电子单元ECU#1包括：第一速度传感器C1，根据发动机的速度输送第一离散电控制信号CMD#1；常闭型第一开关I1，由第一离散电控制信号CMD#1控制。

这里详细说明的是，术语“速度传感器”意指用于通过物理信息/电信号转换阶段从物理信息例如速度确定控制信号的组件。

此外，保护设备包括第二电子单元ECU#2，第二电子单元ECU#2串联连接到电压源S和伺服阀ECA，在图中，第二电子单元ECU#2位于伺服阀ECA的上游。

如将明显的，伺服阀ECA布置为两个部件均在第一电子单元ECU#1还有第二电子单元ECU#2之间。

第二电子单元ECU#2包括：第二速度传感器C2，根据发动机的速度输送第二离散电控制信号CMD#2；常闭型第二开关I2，由第二离散电控制信号CMD#2控制。

人们认为：常闭型开关具有允许电流经过的‘闭合’状态和不允许电流经过的‘打开’状态。

第一速度传感器C1和第二速度传感器C2配置为测量发动机的速度并输送呈现如下状态的离散电控制信号：

-用于发动机的速度V发动机的高状态(‘1’)，例如V阈值1≤V发动机<V阈值2，其中V阈值1是超速特性的第一阈值，V阈值2是超速特性的第二阈值；

-用于所述发动机的速度的低状态(‘0’)，例如0≤V发动机<V阈值1和例如V发动机≥V阈值2，或者当发动机出故障时。

当然，第二阈值高于第一阈值。

因此，对于已达到高于第一阈值(V阈值1)的速度的发动机来说，高状态‘1’对应于不存在故障或不存在超速，低状态‘0’对应于超速或故障。通常的第一阈值V阈值1是例如等于航空发动机优选的巡航速度的30％的航空发动机速度。

然而，人们认为：只要速度等于或大于通常包括在航空发动机的巡航速度的110％和130％之间通常是航空发动机的巡航速度的120％的第二阈值(V阈值2)，则发动机处于超速。

此外，第一速度传感器C1和第二速度传感器C2在不同的点测量速度以产生测量独立性，且除了发动机的旋转之外没有共模。

这确保了充足的耐火性且避免了共模的影响，此外，执行路线预警以确保用于测量的拓扑隔离。

这些第一速度传感器C1和第二速度传感器C2配置为提供来自发动机的旋转的电能，以为所述保护设备自动供能。

第一传感器和第二传感器是感应式的，或者更通常地，是能够提供速度和功率的指示的类型。该传感器用作电源，还用作测量源。一种类型的传感器例如具有发音轮，或者是交流发电机绕组式的，或者是角位置的有源电传感器“旋转可变差动变压器(RVDT)”。

在保护设备中，伺服阀ECA分别由第一电子单元ECU#1和第二电子单元ECU#2环绕，在某些情况下，第一电子单元ECU#1和第二电子单元ECU#2使伺服阀ECA与电压源S隔离。

实际上，对于电压的单一极化，第一电子单元ECU#1和第二电子单元ECU#2中的每个的第一开关I1和第二开关I2对第一离散电控制信号CMD#1和第二离散电控制信号CMD#2敏感。

为了更改电压的极化，保护设备包括极化器P，极化器P由作为航空发动机的状态：‘启动’、‘减速(即，已启动)’的函数的控制信号CMD#P控制。

人们认为：当电压源S输送处于正的极化，即等于+V的电压时，第一开关I1和第二开关I2对第一离散电控制信号CMD#1和第二离散电控制信号CMD#2敏感。

人们还认为，当极化为正时：

-对于第一离散电控制信号CMD#1＝‘0’(低状态)，第一开关I1闭合；

-对于第一离散电控制信号CMD#1＝‘1’(高状态)，第一开关I1打开；

-对于第二离散电控制信号CMD#2＝‘0’(低状态)，第二开关I2闭合；

-对于第二离散电控制信号CMD#2＝‘1’(高状态)，第二开关I2打开。

对于该正的极化，只要第一开关I1和第二开关I2从‘打开’状态(CMD#1＝‘0’，CMD#2＝‘0’)运动到‘闭合’状态(CMD#1＝‘1’，CMD#2＝‘1’)而且伺服阀ECA开启，则第一电子单元ECU#1和第二电子单元ECU#2关闭电压源S的伺服阀ECA，因此第一开关I1和第二开关I2的状态的改变导致伺服阀(ECA)的关闭。

按照这种方式，确保了两个电控制信号均处于高状态以用于关闭燃料线10，避免了燃料线10的过早关闭。实际上，当第一开关或第二开关中的一个或另一个‘打开’同时另一个开关‘闭合’时，不能通过电压源S供应伺服阀ECA。这是更加有利的，其原因是由于第一传感器C1和第二传感器C2独立地测量航空发动机的速度，使得第一电子单元ECU#1和第二电子单元ECU#2是独立的。

图2示出了上文描述的保护设备的电子单元(第一ECU#1或第二ECU#2)的可能的电子电路。

常闭开关(第一I1或第二I2)包括由离散电控制信号CMD#N(N＝1或2)控制的第一晶体管T1NPN和第二晶体管T2NPN，第一晶体管T1的集电极连接到第二晶体管T2的基极。

电路还包括连接在伺服阀ECA和电压源11之间的二极管D，二极管D反向安装到晶体管T2。

此外，电路包括连接到第一晶体管T1的基极的第一电阻R1，第一电阻R1向第一晶体管T1的基极施加电控制信号CMD#N。

此外，第二电阻R2连接在第二晶体管T2的基极和第二晶体管T2的集电极之间。

有利地，第二晶体管T2是达灵顿型，其具有的优点是通过非常弱的电流极化晶体管T2，且当晶体管T2打开时大幅限制漏电流。

下面解释上文描述的保护设备的优选操作。

关于图3，航空发动机的状态是“启动”。极化器P接收命令CMD#P，从而控制电压源，使得电压源输送具有负的极化、等于-V的电压。如将明显的，发动机因此必须供应有燃料，常闭开关I1、I2对电控制信号CMD#1、CMD#2不敏感，以防止发动机的在这种情况下打开的燃料供应线10的过早关闭。在启动期间，第一传感器C1和第二传感器C2分别输送处于低状态(CMD#1＝‘0’，CMD#2＝‘0’)的第一离散电控制信号CMD#1和第二离散电控制信号CMD#2。发动机可启动。注意的是，在“启动”模式下，只对二极管的状态计数，使得控制设备对电控制信号CMD#1、CMD#2不敏感。

航空发动机随后迁移到‘已启动’状态。关于‘已启动’状态，第一传感器C1和第二传感器C2现在输送处于高状态(CMD#1＝‘1’，CMD#2＝‘1’)的第一离散电控制信号CMD#1和第二离散电控制信号CMD#2，发动机的速度处于其巡航速度的30％。当然，伺服阀ECA仍然保持燃料线10打开，以能够使燃料供应到发动机。从该状态起，超速保护必须有效。

关于图4，航空发动机的状态是“减速”，即航空发动机已能够启动。在这种情况下，超速保护必须有效。第一离散电控制信号CMD#1和第二离散电控制信号CMD#2处于高状态(CMD#1＝‘1’，CMD#2＝‘1’)，极化器P接收命令CMD#P，从而控制电压源S，使得电压源S输送具有正的极化、等于+V的电压。在这种情况下，第一开关I1和第二开关I2分别对电控制信号CMD#1、CMD#2敏感，且从‘闭合’状态运动到‘打开’。按照这种方式，伺服阀不再被驱动，使得通过电压源S对输送的电压的极化的改变对于伺服阀没有影响。因此，航空发动机仍然供应有燃料，伺服阀ECA现在打开。此外，第一传感器C1和第二传感器C2仍然输送处于高状态(CMD#1＝‘1’，CMD#2＝‘1’)的第一离散电控制信号CMD#1和第二离散电控制信号CMD#2，发动机的速度仍然高于发动机的巡航速度的30％。

关于图5，航空发动机的状态是“故障”。例如，故障是第一离散电控制信号CMD#1和/或第二离散电控制信号CMD#2的丢失或对于发动机超速的检测。丢失可起因于发动机的故障或者第一速度传感器C1和/或第二速度传感器C2的故障。由于保护功能有效(电压源S输送具有正的极化且等于+V的电压)，所以第一开关I1和第二开关I2分别对第一离散电控制信号CMD#1和第二离散电控制信号CMD#2敏感。但是，考虑到第一电子单元ECU#1和第二电子单元ECU#2位于伺服阀ECA的两侧以连接到电压源S，两个开关I1、I2必须处于闭合状态。按照这种方式，它可改变状态(之前它打开)，其原因是极化将改变。按照这种方式，只有当两个电控制信号处于低状态(CMD#1＝‘0’，CMD#2＝‘0’)时，才存在燃料线10的关闭。如之前解释的，由于电控制信号的状态是独立的，所以燃料线10的关闭不会过早发生。

本发明不限于上文描述的保护设备，还涉及航空发动机的包括上文描述的超速保护设备的燃料供应系统以及包括这种供应设备的航空发动机。