система управления для гондолы турбореактивного двигателя и гондола, оснащенная такой системой

Формула изобретения

1. Система управления множеством исполнительных органов (15), обеспечивающих перемещение подвижной панели (13, 17), являющейся частью гондолы (1) летательного аппарата, каковая система содержит по меньшей мере два двигателя (16), обеспечивающих приведение в действие указанных исполнительных органов (15),

отличающаяся тем, что она дополнительно содержит два отдельных блока управления (33, 35), каждый из которых выполнен с возможностью обеспечения управления и питания всех двигателей, причем каждый блок выполнен таким образом, чтобы обеспечивать управление и питание по меньшей мере одного двигателя, который не получает питания от другого блока управления и не находится под управлением другого блока управления.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что блоки управления (33, 35) разделены и каждый из них получает питание от одного источника питания, причем источники питания являются независимыми друг от друга.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что блоки управления (33, 35) сгруппированы в рамках главного блока.

4. Система по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что каждый блок (33, 35) вырабатывает мощность, достаточную для того, чтобы один двигатель мог приводить в действие все исполнительные органы (15) системы.

5. Система по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит блокировочные средства (42, 43), обеспечивающие неподвижную фиксацию исполнительных органов (15).

6. Система по п.5, отличающаяся тем, что блокировочные средства (42, 43) представляют собой первичные фиксаторы (42), связанные с третичным фиксатором (43), получающим питание от источника питания, выполненного отдельно от двух блоков управления (33, 35).

7. Система по п.6, отличающаяся тем, что каждый из блоков управления (33, 35) содержит внутреннее отключающее средство (73, 75), обеспечивающее отключение питания блокировочных средств, причем два внутренних отключающих средства (73, 75) соединены друг с другом и с внешним отключающим средством (71), управляемым независимо от блоков управления (33, 35).

8. Система по п.7, отличающаяся тем, что каждое внутреннее отключающее средство (73, 75) может находиться под управлением бортовым компьютером (67), рассчитанным таким образом, чтобы обеспечить обработку данных, поступающих от летательного аппарата, и установленным в гондоле компьютером (70, 69), рассчитанным таким образом, чтобы обеспечить обработку данных, поступающих от турбореактивного двигателя (5), причем указанные компьютеры (67, 70, 69) выполнены отдельными и независимыми.

9. Система по любому из пп.1-3 или 6-8, отличающаяся тем, что внешнее отключающее средство (71) может находиться под управлением бортовым компьютером (67).

10. Система по п.8, отличающаяся тем, что установленный в гондоле компьютер (70, 69) содержит средство электрической синхронизации двигателей (16).

11. Система по п.8, отличающаяся тем, что сигналами состояний блокировочных средств (42) управляет установленный в гондоле компьютер (69, 70).

12. Система по любому из пп.8, 10 или 11, отличающаяся тем, что установленный в гондоле компьютер (69, 70) получает питание от двух отдельных электрических источников, которые могут быть запитаны в ходе полета летательного аппарата и/или могут быть отключены.

13. Система по любому из пп.7, 8, 10 или 11, отличающаяся тем, что каждый блок управления (33, 35) содержит средство логической синхронизации, соединенное с внутренним отключающим средством (73, 75) и с одним из входов компьютера турбореактивного двигателя (69, 70).

14. Система по любому из пп.7, 8, 10 или 11, отличающаяся тем, что каждое внутреннее (73, 75) и/или внешнее (71) отключающее средство содержит выключатель и управляющее устройство.

15. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющая наружную конструкцию (6), которая ограничивает собой кольцевой канал (8) циркуляции холодного воздушного потока, причем указанная наружная конструкция (6) включает в себя по меньшей мере одну подвижную панель (13, 17), снабженную системой управления по любому из предшествующих пунктов.

16. Гондола (1) по п.15, отличающаяся тем, что в качестве подвижной панели использован капот (13) реверса тяги, выполненный с возможностью перемещения, по существу, в боковом направлении.

17. Гондола (1) по п.15, отличающаяся тем, что подвижная панель представляет собой сопловую створку (17), установленную шарнирно с возможностью поворота для уменьшения ширины кольцевого канала (8).

18. Гондола (1) по п.15, отличающаяся тем, что она снабжена по меньшей мере одним капотом (13) реверса тяги и по меньшей мере одной сопловой панелью (17).

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к системе управления множеством исполнительных органов, обеспечивающих перемещение подвижной панели, входящей в состав гондолы летательного аппарата.

Гондолы летательных аппаратов предназначены для установки в них турбореактивного двигателя, в качестве которого может быть, в частности, использован двухконтурный турбореактивный двигатель, способный генерировать поток горячего воздуха (его называют также «первичным потоком»), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя, и поток холодного воздуха («вторичный поток»), выходящий из вентилятора и циркулирующий снаружи от турбореактивного двигателя по кольцевому каналу («тракту»), образованному между обтекателем турбореактивного двигателя и внутренней стенкой гондолы. Секция выпуска вторичного потока называется «вторичным соплом», тогда как выпуск первичного потока осуществляется через первичное сопло. В задней части гондолы происходит смешивание этих двух потоков, первичного и вторичного.

При этом рассматриваемая гондола снабжена, как правило, реверсором тяги. При посадке самолета этот реверсор позволяет повысить эффективность торможения самолета путем перенаправления вперед, по меньшей мере, части тяги, развиваемой турбореактивным двигателем. На этом этапе реверсор перекрывает реактивное сопло (патрубок выпуска газов), направляя поток выхлопных газов двигателя к передней стороне гондолы, в результате чего создается обратная тяга, которая складывается с торможением колес самолета.

В этой связи следует упомянуть, что реверсор тяги содержит разнообразные реверсирующие средства, как правило, это по меньшей мере один подвижный капот (его называют «капотом реверса тяги»), который совершает поступательное движение благодаря специальным исполнительным органам в направлении, по существу, параллельном продольной оси гондолы. Таким образом, подвижный(е) капот(ы) имеет(ют) возможность поочередно переходить из закрытого положения, в котором он(и) обеспечивает(ют) непрерывность линий обтекания гондолы, в открытое положение, в котором в неподвижной конструкции гондолы открывается канал, позволяющий реверсировать направление вторичного потока.

Кроме того, может быть предусмотрено специальное дополнительное устройство, обеспечивающее возможность изменения сечения регулируемого вторичного сопла. Хотя существует целый ряд вариантов выполнения такого устройства, наиболее известным является применение множества створок, выполненных с возможностью поворота внутри тракта с изменением при этом его ширины. Таким образом, появляется возможность регулирования сечения вторичного сопла с целью оптимизации удельного расхода в турбореактивном двигателе или снижения уровня шума при выпуске газов в зависимости от данного конкретного этапа полета.

В качестве одного из частных примеров можно назвать вариант выполнения, описанный во французской заявке 08/04295, где сопловые створки расположены на выходе тракта и служат также для изменения вторичного сопла в процессе ограниченного поступательного перемещения капота(ов) реверса тяги.

Сопловые створки и капоты реверса тяги образуют собой подвижные панели, перемещение которых обеспечивается с помощью ряда исполнительных органов.

Эти исполнительные органы могут быть самыми разнообразными, в частности электромеханического типа, как описанные в документе ЕР 0843089.

Такие исполнительные органы связаны с системой управления, которая содержит по меньшей мере два двигателя, обеспечивающих привод указанных органов. Эта система управления предназначена, в частности, для обеспечения электропитания двигателей и управления их работой.

Важным фактором, определяющим одно из главных направлений развития электромеханических исполнительных органов, является эксплуатационная готовность системы изменения сечения вторичного сопла.

Под критерием эксплуатационной готовности понимается возможность средств быть развернутыми для выполнения своих функций по регулированию рабочего цикла турбореактивного двигателя и предотвращения работы с ухудшенными показателями. Для его соблюдения требуется обеспечить некоторый уровень резервирования таких средств без серьезного снижения при этом надежности всего устройства, а также формирование соответствующей архитектуры, которая обеспечивала бы сведение к минимуму отказов общего характера типа механических блокировок.

Таким образом, одной из целей настоящего изобретения является разработка системы управления ряда исполнительных органов, обеспечивающих перемещение подвижной панели с повышенной эксплуатационной готовностью.

Для достижения указанной цели в соответствии с первым аспектом изобретения предложена система управления множеством исполнительных органов, обеспечивающих перемещение подвижной панели, являющейся частью гондолы летательного аппарата, содержащая по меньшей мере два двигателя, обеспечивающих приведение в действие указанных исполнительных органов, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит два отдельных блока управления, причем каждый блок выполнен таким образом, чтобы обеспечивать управление и питание по меньшей мере одного двигателя, который не получает питания от другого блока управления и не находится под управлением другого блока управления.

Таким образом, система управления согласно изобретению содержит по два или большему количеству двигателей на каждую подвижную панель, при этом по меньшей мере один двигатель, входящий в состав указанной системы, получает питание и контролируется с помощью одного блока управления, отличного от блоков для остальных двигателей.

Благодаря предлагаемому изобретению удается поддерживать работу системы с помощью передачи реверсора тяги и/или системы изменения сечения вторичного сопла, когда прекратил работу один из блоков управления. Электрическая передача мощности на двигатели может осуществляться с помощью одного-единственного имеющегося блока управления, что позволяет повысить эксплуатационную готовность реверсора тяги.

В соответствии с другими аспектами изобретения предлагаемая система характеризуется одним или несколькими перечисленными ниже необязательными признаками, которые можно рассматривать как по отдельности, так и во всевозможных комбинациях:

- блоки управления не связаны друг с другом и каждый из них получает питание от одного источника питания, причем источники питания являются независимыми друг от друга;

- блоки управления сгруппированы в рамках главного блока;

- каждый блок вырабатывает мощность, достаточную для того, чтобы один-единственный двигатель мог привести в действие все исполнительные органы;

- система согласно изобретению дополнительно содержит блокировочные средства, обеспечивающие неподвижную фиксацию исполнительных органов системы;

- блокировочные средства представляют собой первичные фиксаторы, связанные с третичным фиксатором, получающим питание от источника питания, выполненного отдельно от двух блоков управления;

- каждый из блоков управления содержит внутреннее отключающее средство, обеспечивающее отключение питания блокировочных средств, причем два внутренних отключающих средства соединены друг с другом и с одним внешним отключающим средством, управляемым независимо от блоков управления;

- каждое внутреннее отключающее средство может находиться под управлением бортовым компьютером, выполненным таким образом, чтобы обеспечить обработку данных, поступающих от летательного аппарата, и установленным в гондоле компьютером, выполненным таким образом, чтобы обеспечить обработку данных, поступающих от турбореактивного двигателя, причем указанные компьютеры выполнены отдельными и независимыми;

- внешнее отключающее средство может управляться бортовым компьютером;

- установленный в гондоле компьютер содержит средство электрической синхронизации двигателей;

- сигналами состояний блокировочных средств управляет установленный в гондоле компьютер;

- установленный в гондоле компьютер получает питание от двух отдельных электрических источников, которые могут быть запитаны в процессе полета летательного аппарата и/или могут быть отключены;

- каждый блок управления содержит средство логической синхронизации, соединенное с внутренним отключающим средством и с одним из входов компьютера турбореактивного двигателя;

- каждое внутреннее и/или внешнее отключающее средство содержит выключатель и управляющее устройство.

В соответствии с другим аспектом изобретения оно относится также к гондоле двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющей наружную конструкцию, которая ограничивает собой кольцевой канал циркуляции холодного воздушного потока, причем указанная наружная конструкция содержит по меньшей мере одну подвижную панель, снабженную системой управления, типа описанной выше.

В соответствии с одним из вариантов осуществления в качестве подвижной панели использован капот реверса тяги, выполненный с возможностью перемещения, по существу, в боковом направлении.

Подвижная панель может представлять собой сопловую створку, смонтированную с возможностью поворота для уменьшения ширины кольцевого канала.

В соответствии с еще одним предпочтительным вариантом осуществления гондола снабжена по меньшей мере одним капотом реверса тяги и, по меньшей мере, одной сопловой панелью.

Изобретение станет более понятным в ходе чтения нижеследующего описания, не имеющего ограничительного характера, которое приводится со ссылками на приложенные чертежи, на которых:

- фиг.1 представляет собой схематическое изображение в продольном разрезе, иллюстрирующее первый вариант осуществления гондолы согласно изобретению;

- фиг.2 и 3 - продольные разрезы заднего сечения предлагаемой гондолы;

- фиг.4 и 5 - примеры, иллюстрирующие один из вариантов выполнения предлагаемой системы управления, связанной с парой подвижных панелей;

- фиг.6 - схематическое изображение, иллюстрирующее один из вариантов выполнения блокировочных средств, входящих в состав предлагаемой системы управления.

В соответствии с вариантом осуществления, представленным на фиг.1, гондола 1 согласно изобретению имеет переднюю конструкцию воздухозаборника 2, среднюю конструкцию 3, которая охватывает вентилятор 4 турбореактивного двигателя 5, и заднюю конструкцию. Как и во всех традиционных системах, задняя конструкция включает в себя наружную конструкцию 6 (НК), в которую помещены средства 7 реверса тяги, и внутреннюю конструкцию 9 (ВК), которая закрывает заднюю часть турбореактивного двигателя 5. Сзади гондола 1 крепится с помощью любого подходящего средства, например штанг, к стойке подвески (не показана), с помощью которой гондола 1 закрепляется под крылом летательного аппарата.

Наружная конструкция 6 и внутренняя конструкция 9 ограничивают собой кольцевой канал 8, по которому циркулирует холодный воздушный поток.

Внутренняя конструкция 9 закрывает заднюю секцию 11 турбореактивного двигателя, которая проходит за вентилятором.

В задней секции 11 может быть помещен реверсор тяги, например, решетчатого типа.

В этом случае наружная конструкция 6 включает в себя по меньшей мере один капот 13 реверса тяги, который установлен с возможностью поступательного перемещения вдоль практически продольной оси 10 гондолы 1 из закрытого положения, в котором капот(ы) 13 реверса тяги обеспечивает(ют) непрерывность линий обтекания гондолы 1, в открытое положение, в котором они высвобождают в гондоле 1 отверстие, приоткрывая при этом средства реверсирования направления холодного потока (как правило, это реверсирующие решетки, которые здесь цифровой позицией не обозначены, но видны за исполнительным органом 15).

В соответствии с одним из вариантов гондола может быть снабжена как одним, так и двумя или даже большим количеством капотов реверса тяги. Кроме того, капоты реверса тяги могут быть связаны друг с другом таким образом, чтобы перемещение одного из них приводило к перемещению остальных капотов.

Наружная конструкция 6, а в данном конкретном случае капоты 13 реверса тяги, имеет своим продолжением сопловую секцию, которая включает в себя ряд сопловых створок 17, смонтированных на заднем конце указанного капота 13 реверса тяги.

Каждая сопловая створка 17 может быть установлена, например, с возможностью поворота с помощью шатуна 19, что позволяет этой створке уменьшать при перемещении, по меньшей мере частично или полностью, ширину кольцевого канала 8.

Таким образом, при открытии капота 13 реверса тяги он приводит во вращение сопловую створку 17, которая перекрывает, по меньшей мере частично, канал 8, благодаря чему оптимизируется реверсирование холодного воздушного потока.

Указанные капоты 13 реверса тяги и сопловые створки 17 образуют собой подвижные панели, которые имеют возможность перемещаться под действием ряда исполнительных органов 15.

В соответствии с вариантом осуществления, представленным на фиг.4 и 5, каждый капот 13 снабжен двумя исполнительными органами электрического типа, работой каждого из которых управляет электродвигатель. Электрический исполнительный орган 15 может быть выполнен в форме силового цилиндра, смонтированного на неподвижной структуре (передней раме) наружной конструкции 6. В соответствии с одним из вариантов количество исполнительных органов 15 на подвижной панели 13, 17 может превышать два и быть равным трем, четырем или более.

Гондола 1 снабжена предлагаемой согласно изобретению системой управления, которая обеспечивает возможность управления перемещением исполнительных органов 15 подвижной панели.

В состав указанной системы управления входят по меньшей мере два двигателя 16, обеспечивающие приведение в действие указанных исполнительных органов 15 (фиг.4 и 5).

В соответствии с одним из вариантов осуществления каждый исполнительный орган 15 может быть связан с предназначенным именно для него двигателем 16. В соответствии с другим вариантом часть исполнительных органов может быть связана с более чем двумя двигателями, при этом остальные исполнительные органы соединяются с указанными выше исполнительными органами таким образом, что они будут при этом приводиться в действие.

Система управления содержит также два отдельных блока управления 33, 35, каждый из которых сконструирован таким образом, чтобы он мог контролировать и снабжать электропитанием по меньшей мере один двигатель 16, который не получает питание и не контролируется от второго блока управления 35, 33.

Таким образом, система управления согласно изобретению снабжена двумя или большим количеством двигателей на каждую подвижную панель. При этом по меньшей мере один двигатель, входящий в состав указанной системы, получает питание и контролируется блоком управления, отличным от блоков управления для других двигателей.

В соответствии с одним из предпочтительных решений в случае прекращения функционирования одного из блоков управления 33 или 35 второй блок 35 или 33 продолжает подавать питание на связанный(е) с ним двигатель(и) 16. В результате этого подвижная панель 13, 17 будет приводиться в движение исполнительным(и) органом(ами) 15, двигатель 16 которого(ых) все еще получает электропитание.

Таким образом, эксплуатационная готовность средств реверса тяги повышается благодаря тому, что в случае нарушения работы одного из блоков 33, 35 подвижная панель 13, 17 все-таки приводится в движение по меньшей мере одним исполнительным органом 15.

Кроме этого гондола 1 снабжена только двумя блоками управления 33, 35, обеспечивающими питание всех двигателей 16, а не по одному блоку на каждый двигатель, как раньше. В результате уменьшаются габариты системы, обусловленные необходимостью питания указанных двигателей.

В соответствии с одним из вариантов осуществления все двигатели 16 механически связаны друг с другом с помощью гибких валов. Преимущество такого технического решения состоит в том, что в случае отказа одного из блоков управления 33 или 35 все исполнительные органы 15 будут приводиться в действие с помощью механической передачи.

В соответствии с другим вариантом осуществления гондола 1 снабжена приводной системой, которая сконструирована таким образом, чтобы обеспечивать приведение в действие исполнительных органов 15. В состав этой системы входят двигатели 16, получающие питание от двух источников 33, 35 и обеспечивающие приведение в действие указанных исполнительных органов. Исполнительные органы 15 тоже механически связаны друг с другом с помощью механической передачи 37. Таким образом, в случае нарушения работы одного из блоков 33 или 35 наличие двигателя(ей) 16, приводимого(ых) в действие другим блоком 35 или 33, достаточно для приведения в действие всех исполнительных органов 15 с целью обеспечить перемещение подвижной панели 13.

Тип механической передачи 37 выбирают, как правило, таким образом, чтобы свести к минимуму задержку срабатывания двух остальных двигателей 16 в случае отказа. Благодаря этому уменьшится и отставание относительно друг друга исполнительных органов 15 данной подвижной панели.

В состав механической передачи 37 могут входить один или несколько гибких валов, что дает возможность беспрепятственного монтажа в гондоле.

В соответствии с одним из вариантов осуществления один-единственный исполнительный орган или часть исполнительных органов выполнены таким образом, что они могут приводиться в действие всеми двигателями, при этом остальные исполнительные органы будут приводиться в действие с помощью одной или нескольких механических передач.

В соответствии с одним из предпочтительных решений каждый блок 33, 35 в состоянии вырабатывать мощность, достаточную для того, чтобы один-единственный двигатель 16 мог приводить в действие все исполнительные органы 15. Таким образом, в случае отказа исполнительные органы 15 смогут быть приведены в действие одним блоком управления 33 или 35. Каждый блок управления 33, 35 является автономным, хотя при работе в номинальном режиме необходимо наличие двух блоков. В результате еще больше повышается эксплуатационная готовность средств реверса тяги.

Как правило, для передачи мощности или синхронизации положений исполнительных органов необходимо наличие дополнительных гибких передаточных или синхронизирующих валов. Можно также предусмотреть устанавливаемый в гондоле компьютер, который будет обеспечивать сбор данных, поступающих от турбореактивного двигателя 5 и гондолы 1, и тоже сможет синхронизировать управление положением двигателей 16 с использованием специальной электрической схемы, что позволит обойтись без синхронизирующих гибких валов. В результате отпадет необходимость в регулировке этих валов относительно друг друга при каждой блокировке подвижных панелей 13, 17 в процессе техобслуживания, что даст определенный выигрыш времени.

Блоки управления 33, 35 могут быть сгруппированы в рамках главного блока. В соответствии с одним из вариантов они могут быть выполнены не связанными друг с другом, и каждый из них может получать питание от одного источника питания, причем источники питания будут независимыми друг от друга. В результате этого удастся снизить риск отказа обоих этих блоков, в частности их короткого замыкания.

В соответствии с одним из предпочтительных решений каждый блок управления 33, 35 содержит устройство управления 39, которое управляет работой по меньшей мере одного инвертора 40, питающего один или несколько двигателей 16 (не показано). Указанное устройство управления обеспечивает возможность контроля и управления мощностью выпрямления практически каждого инвертора 40.

В случае, когда каждый инвертор 40 обеспечивает питание одного двигателя 16, контроль работы этих двигателей осуществляется независимо. Таким образом, если перестает работать один из инверторов 40, двигатель 16, на который не поступает питание, приводится во вращение через посредство механической передачи 37 другим двигателем 16 привода пары исполнительных органов.

Гондола 1 может быть снабжена средствами контроля и управления скорости каждого двигателя 16, обеспечивающими коррекцию этой скорости. Таким образом, имеется возможность управлять скоростью каждого двигателя 16 таким образом, чтобы обеспечить равномерное перемещение капотов 13 реверса тяги.

Такие средства управления выполняются, как правило, по аналогии с устройством определения положения, которое содержит, например, резольвер и непрерывно выдает по меньшей мере одно значение, позволяющее определить положение двигателя и осуществить управление им. Если говорить точнее, резольвер представляет собой датчик углового положения, для которого можно вычислить положение относительно выбранной неподвижной точки отсчета. Сюда можно добавить устройство для измерения углового положения (типа резольвера) или линейного положения (LVDT), что позволит получить точное абсолютное значение положения исполнительного органа, в частности штока силового цилиндра, на подвижной панели.

Одно из преимуществ состоит в том, что каждое из устройств определения положения, а также счетчиков оборотов исполнительного органа 15 может тоже получать питание от одного из двух блоков управления 33 или 35.

Кроме того, гондола 1 может быть снабжена средствами электрической синхронизации работы двигателей 16 с целью обеспечения практически синхронных перемещений подвижных панелей 13, 17.

Благодаря этому удается снизить опасность более быстрого перемещения одного из капотов 13 реверса тяги относительно другого, которое могло бы привести к нарушению равновесия летательного аппарата в режиме реверса тяги.

В случае отказа одного из блоков управления 33 или 35 или инвертора 40 погрешность позиционирования исполнительных органов 15, а следовательно, и подвижных панелей 13, 17 сводится к уровню, который достаточно низок для того, чтобы это не оказывало неблагоприятного воздействия на турбореактивный двигатель 5.

В качестве примера можно указать, что средства электрической синхронизации могут обеспечить смешанное следящее регулирование по моменту и положению, что позволит оптимизировать контроль и добиться более плавного отбора мощности.

Так, например, на этапах ускорения и замедления управление работой двигателя 16 может быть основано на следящем регулировании по моменту, главным образом, с ограничением разностной частоты вращения, тогда как на этапах стабилизации скорости можно будет действовать путем регулирования скорости и ограничения момента.

Одно из предпочтительных решений заключается в том, чтобы при использовании вариантов по фиг.4 и 5 компоненты, обеспечивающие возможность изменения сечения кольцевого канала 8, и компоненты, обеспечивающие реверс тяги, были сгруппированы.

В соответствии с одним из предпочтительных вариантов осуществления в состав системы управления входят средства блокировки, обеспечивающие фиксацию исполнительных органов 15 в процессе их перемещения или в конце хода. Такие средства могут быть выполнены в виде фиксаторов, которые можно сгруппировать воедино.

Как говорилось выше, существуют два типа фиксаторов. Первый тип представляет собой, как правило, первичный и вторичный фиксаторы 42, каждый из которых монтируется на исполнительных органах 15 данной подвижной панели. Второй же тип - это один или несколько третичных фиксаторов 43, которые изолированы относительно подвижных панелей 13, 17, однако связаны с ними через посредство структурного связующего элемента 45 типа гибкого или иного вала.

Такой третичный фиксатор располагают обычно в положении «6 часов» относительно подвижных панелей 13, 17 и, в частности, капота 13 реверса тяги. Направление «6 часов» определено применительно к гондоле 1, когда она смонтирована на крыле летательного аппарата и видна со стороны передней конструкции воздухозаборника 2.

Одновременно с этим имеются средства блокировки 47 или «тормоза вторичных сопл», которые обеспечивают фиксацию или управление створками 17 в положении, обеспечивающем возможность полного или частичного закрытия кольцевого канала 8, например, с использованием исполнительных органов. Каждый из этих тормозов 47, количество которых равно, как правило, двум, расположен на соответствующей подвижной панели 13, 17.

В соответствии с вариантом осуществления, представленным на фиг.4, первичные и вторичные фиксаторы 42, а также тормоза 47 сопл одной и той же подвижной панели могут быть помещены на разных исполнительных органах 15, а конкретнее на двух разных исполнительных органах.

В соответствии с вариантом, представленным на фиг.5, первичные и вторичные фиксаторы 42, а также тормоза сопл 47 одной и той же подвижной панели могут быть помещены на одном и том же исполнительном органе.

Каждый блок управления 33 или 35 может выполнять и другие функции, такие как контроль удаления льда с кромки воздухозаборника 2, а также электронный контроль первичного и вторичного фиксаторов 42.

Таким образом, в соответствии с первым вариантом осуществления, представленным на фиг.6, для первичного и вторичного фиксаторов 42, а также для третичного фиксатора 43, используемых в рамках изобретения, предусмотрено отдельное и независимое электрическое управление с целью обеспечить оптимальный уровень безопасности в случае отказа в соответствии с принятыми в авиации правилами (cs25-933). Эти правила требуют защиты систем управления реверсорами тяги от самопроизвольного развертывания посредством использования трех линий защиты, обеспечивающих блокировку, и специальной системы активации разблокирования, управление которой должно осуществляться отдельно и автономно в соответствии с принципом разделения функций.

Управление третичным фиксатором 43 осуществляется первым бортовым компьютером 44, в состав которого включены средства блокировки или разблокирования указанного фиксатора. Первый бортовой компьютер обеспечивает обработку поступающих с самолета данных, например параметров высоты или данных, характеризующих вес, действующий на колеса шасси.

Что касается первичного и вторичного фиксаторов 42, то контроль их работы может осуществляться с помощью датчиков 61.

Первичный и вторичный фиксаторы 42 и/или датчики 61 соединены с двумя блоками управления 33 и 35. Каждый из этих блоков может включать в себя по одному средству 63, 65 логической синхронизации, которые способны синхронно включать привод указанного первичного фиксатора 42. Для этого указанные средства синхронизации соединены друг с другом. В соответствии с одним из вариантов можно предусмотреть, чтобы вместо двух средств логической синхронизации использовалось одно. Каждое из средств синхронизации 63, 65 соединено со вторым бортовым компьютером 67, который обрабатывает поступающие с самолета данные, а также с одним или несколькими установленными в гондоле компьютерами 69, 70, обрабатывающими данные, поступающие от турбореактивного двигателя 5.

Второй бортовой компьютер 67 и установленные в гондоле компьютеры 69, 70 могут быть выполнены вне блоков управления 33, 35, что позволит еще больше повысить уровень безопасности системы управления первичным и вторичным фиксаторами 42.

Второй бортовой компьютер 67 обрабатывает, как правило, поступающие с самолета данные, не относящиеся к турбореактивному двигателю, как, например, параметры высоты или данные, характеризующие вес, действующий на колеса шасси.

В соответствии с одним из вариантов осуществления бортовой(вые) компьютер(ы) 69, 70 может(гут) быть сконструирован(ы) таким образом, чтобы обеспечивать синхронизацию контроля положений двигателей 16 с помощью электропривода.

Для того чтобы система стала менее уязвимой к простым электрическим отказам в состав установленного в гондоле компьютера 69, 70 могут быть включены два независимых источника электропитания или два независимых и автономных внутренних канала. В этом последнем случае каждый канал может содержать интерфейс сопряжения с собственным источником электропитания, группу инверторов 40, управляющих работой, по меньшей мере, половины электродвигателей 16, электронную карту управления работой инверторов 40, устройство электрической активации и контроля механической поддержки конструкции для выполнения функции регулируемого сопла, устройство электрической активации и контроля поддержки блокировочных средств 42, 43, интерфейс связи с установленным в гондоле компьютером и интерфейс связи между двумя каналами установленного в гондоле компьютера 69, 70.

Благодаря такой компьютерной архитектуре удается сделать систему управления неуязвимой к утрате источника электропитания с одновременным сохранением ее эксплуатационных характеристик, к утрате одного или группы инверторов одного и того же канала, к нарушению активации (разомкнутая схема) приводного электродвигателя, к утрате механической передачи двух соседних исполнительных органов или к утрате устройства поддержки.

Таким образом, достигается преимущество, состоящее в том, что для установленного в гондоле компьютера 69, 70 не требуется электронного резервирования, а также в том, что уменьшается количество компонентов.

Для поддержания необходимого положения вторичного сопла можно предусмотреть, чтобы один или оба установленных в гондоле компьютера 69, 70 могли поворачивать и удерживать сопловые створки в нужном положении. Еще более целесообразно, чтобы гондола 1 была дополнительно снабжена устройством механической поддержки, которое блокировало бы перемещение исполнительных органов 15, что позволит увеличить КПД, добиться большей компактности и повысить надежность системы управления. Здесь может быть применена функция типа «отказоустойчивый тормоз», позволяющая сохранять действие блокировки без потребления энергии, при этом эксплуатационная готовность обеспечивается благодаря двойному управлению устройством привода тормоза с помощью установленных в гондоле компьютеров 69, 70.

В системе, показанной на фиг.6, каждое внутреннее отключающее средство 73, 75 соединено с установленным в гондоле компьютером 69, 70. Можно также предусмотреть, чтобы эти компьютеры 69, 70 содержали два отдельных подблока, каждый из которых будет автономно управлять работой одного указанного средства 73, 75. Преимущество такого решения заключается в том, что для физического управления будет достаточно лишь одного канала.

В случае, когда блоки управления 33, 35 содержат одно или несколько средств логической синхронизации, выход(ы) установленного(ых) в гондоле компьютера(ов) 69, 70 соединен(ы) с одним из входов средств(а) логической синхронизации, которые, в свою очередь, подключают одно из внутренних отключающих средств 73 или 75. Иначе говоря, команда на закрытие или сохранение открытого состояния, подаваемая на внутренние отключающие средства 73, 75, проходит через средство(а) синхронизации, приводя к синхронизации открытия или закрытия указанных средств 73, 75. Предусмотрены системы безопасности, рассчитанные таким образом, чтобы предотвратить любое несвоевременное срабатывание одного или более первичных и вторичных фиксаторов 42.

Для этого между входом блоков управления 33, 35 и вторым бортовым компьютером 67 помещено наружное отключающее средство 71. Кроме того, каждый блок управления 33, 35 содержит внутреннее отключающее средство 73, 75, помещенное внутри указанных блоков 33, 35 и тоже соединенное с указанным наружным отключающим средством 71.

Внутренние 73, 75 и наружное 71 отключающие средства действуют в качестве выключателей, которые дают или не дают разрешение на прохождение команд на блокировку или разблокирование первичных фиксаторов 42. В этой связи следует иметь в виду, что внутренние 73, 75 и наружное 71 отключающие средства могут содержать орган управления и выключатель. При этом указанный орган управления может быть соединен непосредственно с выходом компьютера(ов) 67 или 69, 70 и/или со средством(ами) синхронизации.

Как второй бортовой компьютер 67, так и установленный в гондоле компьютер 69, 70 работают на открытие или закрытие внутренних отключающих средств 73, 75.

Кроме этого для сведения к минимуму опасности несвоевременного срабатывания первичного или вторичного фиксатора 42 предусмотрено электрическое соединение друг с другом двух внутренних отключающих средств 73, 75.

Таким образом, в случае необходимости приведения в действие обоих, первичного и вторичного, фиксаторов 42 второй бортовой компьютер 67 посылает команду на закрытие наружного отключающего средства 71.

Для того чтобы закрылись и внутренние отключающие средства 73, 75, надо, чтобы установленный в гондоле компьютер 69 послал такую же команду, как и посылаемая вторым бортовым компьютером 67. В этом случае оба внутренних отключающих средства 73, 75 закроются, приводя при этом в действие первичный и вторичный фиксаторы 42 через посредство датчика 61.

Когда наружное отключающее средство 71 оказывается закрытым вследствие неправильной команды от второго бортового компьютера 67, не подтвержденной установленным в гондоле компьютером 69, оба внутренних отключающих средства 73 и и75 остаются открытыми и, следовательно, не включают разблокирование двух фиксаторов 42, первичного и вторичного.

Если же, несмотря на команду установленного в гондоле компьютера 69 не закрывать внутренние отключающие средства 73, 75, с одного из его входов будет послана команда на закрытие одного из них, то благодаря электронной связи между этими двумя внутренними отключающими средствами закрытие указанного средства не сможет быть произведено.

Хотя выше описание блокировочных средств 42, 43 и средств управления их работой, один из вариантов выполнения которых представлен на фиг.6, было дано применительно к двигателям и средствам их питания и управления, можно также предусмотреть использование таких блокировочных средств 42, 43 и средств управления их работой в гондоле, не имеющей системы управления, содержащей два отдельных блока управления 33, 35, каждый из которых рассчитан на управление и питание по меньшей мере одного двигателя, не получающего питание и не контролируемого вторым блоком управления.

Во время полета обычно поддерживается режим, при котором на реверсор тяги напряжение не подается. Соответственно, через него не проходит электрический ток. Благодаря этому удается предотвратить несвоевременное срабатывание реверсора тяги от каких-либо электронных средств.

Если говорить о створках сопла, на установленный в гондоле компьютер 69, 70 в ходе полета подается электричество, чтобы обеспечить возможность перемещения секции вторичного сопла. Это связано с тем, что в зависимости от конкретного крейсерского режима турбореактивного двигателя иногда возникает необходимость в изменении вторичного воздушного потока и, следовательно, ширины кольцевого канала 8.

Таким образом, в соответствии с одним из вариантов осуществления в функции установленного в гондоле компьютера 69, 70 введено наружное управление первичным и вторичным фиксаторами 42 с целью восстановления требуемого уровня разделения. Это управление может быть подкреплено внутри указанного компьютера 69, 70 путем ввода специального защитного барьера, который будет сочетать в себе это наружное управление с командой, поступающей от турбореактивного двигателя 5.

Кроме того, для того чтобы были соблюдены требования безопасности, указанная линия управления блокировочными средствами 42, 43 может быть обособлена и изолирована от остальной части установленного в гондоле компьютера 69, 70.

Для того чтобы обеспечить возможность открытия первичного и вторичного фиксаторов 42 даже в случае утраты одного из каналов установленного в гондоле компьютера 69, 70, можно предусмотреть, чтобы каждый канал, выполненный автономным, был в состоянии управлять работой обоих фиксаторов 42, первичного и вторичного. В этом случае управление будет подкреплено внутренней логикой установленного в гондоле компьютера 69, 70, что позволит предотвратить любую несвоевременную активацию.

В функции установленного в гондоле компьютера 69, 70 может быть также включено управление работой устройства поддержки регулируемого вторичного сопла. Для повышения степени эксплуатационной готовности можно предусмотреть, чтобы каждый канал этого компьютера мог дезактивировать все устройства поддержки.

В соответствии с другим вариантом осуществления установленный в гондоле компьютер 69, 70 может быть сконструирован таким образом, чтобы обеспечивать поддержку конструкции без введения какого-либо дополнительного механического устройства, или же поддержание нужного положения регулируемого вторичного сопла может быть обеспечено с помощью соответствующего управления работой двигателя в цепи позиционирования.