ES2183105T5 - Sistema de mando eléctrico para inversor de empuje de turborreactor - Google Patents

Sistema de mando eléctrico para inversor de empuje de turborreactor Download PDF

Info

Publication number
ES2183105T5
ES2183105T5 ES97402693.2T ES97402693T ES2183105T5 ES 2183105 T5 ES2183105 T5 ES 2183105T5 ES 97402693 T ES97402693 T ES 97402693T ES 2183105 T5 ES2183105 T5 ES 2183105T5
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
inverter
electric
detectors
electronic
control box
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
ES97402693.2T
Other languages
English (en)
Other versions
ES2183105T3 (es
Inventor
Pierre André Marcel Baudu
Patrick Gonidec
Guy Bernard Vauchel
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=9497603&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=ES2183105(T5) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Application granted granted Critical
Publication of ES2183105T3 publication Critical patent/ES2183105T3/es
Publication of ES2183105T5 publication Critical patent/ES2183105T5/es
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/76—Control or regulation of thrust reversers
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Multiple Motors (AREA)
  • Retarders (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Non-Positive Displacement Air Blowers (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Power-Operated Mechanisms For Wings (AREA)

Description

5
15
25
35
45
55
65
E97402693
08-01-2015
DESCRIPCIÓN
Sistema de mando eléctrico para inversor de empuje de turborreactor
La invención se refiere a un sistema de mando eléctrico para inversor de empuje de turborreactor y se aplica, en particular, al mando de los inversores de empuje que comprenden, al menos, un elemento desplazable que coopera en posición desplegada a la producción de la inversión de empuje, tales como, por ejemplo, los inversores de empuje de puertas, rejillas o placas curvas, para turborreactor de doble flujo.
Los sistemas de mando de los inversores de empuje de elementos desplazables, tales como las puertas basculantes, están compuestos actualmente por un conjunto de equipos hidráulicos previstos para mandar la apertura y el cierre de las puertas del inversor durante un ciclo de utilización de este inversor, en el aterrizaje, y para mantener estas puertas cerradas en todas las otras fases de utilización del inversor. Un ejemplo de realización de un sistema de mando hidráulico de un inversor de empuje, está descrito, especialmente, en la patente FR 2.435.604 presentada a nombre de SNECMA. Un sistema de mando hidráulico comprende, esencialmente, gatos hidráulicos para maniobrar las puertas del inversor, medios de bloqueo, hidráulicos y mecánicos, primarios y secundarios, para mantener las puertas en posición de bloqueo, un bloque hidráulico de mando y tuberías hidráulicas.
Sin embargo, esta tecnología necesita una generación de potencia hidráulica importante tomada del circuito hidráulico del avión, y la limitación geométrica de los órganos de maniobra no permite cerrar las puertas del inversor en toda la envuelta de vuelo del avión. Por otra parte, existe un riesgo de despliegue intempestivo del inversor en el caso en que una avería durmiente del cerrojo secundario esté asociada a una rotura del cerrojo primario.
Esta tecnología presenta, igualmente, inconvenientes ligados a la utilización de un líquido hidráulico (denominado skydroll) muy corrosivo e inflamable. Este líquido hidráulico hace el mantenimiento delicado y su presencia en la zona del soplante necesita una protección incrementada del marco delantero del inversor y de los equipos hidráulicos.
Finalmente, la definición del encaminamiento de las tuberías hidráulicas es delicada de realizar en razón del volumen reducido del marco delantero del inversor.
El objeto de la invención es realizar un sistema de mando para inversor de empuje, que utilice una tecnología diferente que permita resolver los problemas encontrados en los sistemas de mando hidráulico.
Para esto, la invención consiste en realizar un sistema de mando de inversor de empuje que utiliza únicamente equipos electromecánicos cuya potencia es suministrada totalmente por la red eléctrica del avión o por un generador integrado en el motor.
De acuerdo con la invención, este objeto se consigue mediante un sistema de inversión de empuje conforme a la reivindicación 1.
El conjunto de órganos de maniobra electromecánicos comprende, esencialmente, un gato eléctrico lineal destinado a accionar el elemento desplazable, al menos un cerrojo eléctrico, denominado cerrojo primario, de retención del elemento desplazable, y detectores de estado de los órganos de maniobra y de los elementos desplazables del inversor.
Ventajosamente, el conjunto de órganos de maniobra electromecánicos comprende, además, un dispositivo de bloqueo secundario y/o un cerrojo eléctrico terciario.
Otras particularidades o ventajas de la invención aparecerán claramente en lo que sigue de la descripción, dada a título de ejemplo no limitativo y hecha en relación con la figura única aneja, que representa:
- FIGURA 1, un esquema de un ejemplo de un sistema de mando eléctrico para inversor de empuje de turborreactor, de acuerdo con la invención.
El sistema de mando eléctrico representado en la figura 1 única está particularmente bien adaptado para los inversores de empuje de puertas basculantes. Éste comprende cuatro conjuntos 7 idénticos de órganos de maniobra electromecánicos conectados a una caja electrónica de mando 20 común a todos los conjuntos 7. Cada conjunto 7 de órganos de maniobra está destinado a accionar una puerta del inversor de empuje.
La caja electrónica de mando 20 está unida eléctricamente al sistema 1 de regulación electrónica con plena autoridad del motor, denominado FADEC, y controla los órganos de maniobra electromecánicos.
La alimentación eléctrica de los órganos de maniobra electromecánicos y de la caja electrónica de mando 20 es efectuada por intermedio de colectores de cables eléctricos de potencia conectados a la red eléctrica 38 del avión en el cual está montado el turborreactor, o a un generador integrado en el motor.
5
15
25
35
45
55
65
E97402693
08-01-2015
Cada conjunto 7 de órganos de maniobra necesarios para el accionamiento de una puerta del inversor, comprende, esencialmente, un gato eléctrico lineal 10 que puede ser irreversible, al menos un cerrojo eléctrico 21 de retención de la puerta, denominado cerrojo primario, colectores de cables eléctricos de potencia, de mando y de control y detectores de estado 16a, 16b, 22, 24, 30, 31 de los órganos de maniobra y de las puertas del inversor. Los detectores de estado pueden ser, por ejemplo, detectores de proximidad o detectores de posición.
El gato 10 comprende un tornillo 11 de transmisión destinado a ser unido a una puerta del inversor de empuje. El tornillo puede ser simple o del tipo de rodillos o de bolas.
El paso y el diámetro del tornillo se definen según la tecnología elegida y de acuerdo con las características funcionales deseadas de velocidad y de irreversibilidad. El gato puede ser reversible o irreversible. La utilización de un gato irreversible presenta la ventaja de poder mantener los elementos desplazables en cualquier posición intermedia, sin que sea necesario mantener una energía de alimentación del gato, ni de poner en práctica un sistema mecánico suplementario.
Un motor eléctrico 13 arrastra el tornillo según una ley de mando de velocidad o una ley de mando del tipo todo o nada. La ley de mando es facilitada por la caja de mando 20. El motor eléctrico 13 puede ser, por ejemplo, del tipo síncrono autogobernado, asíncrono, o de cualquier tipo. En el caso de un motor síncrono autogobernado, una caja electrónica de potencia está asociada al motor 13. La caja electrónica de potencia está constituida por un puente de potencia 32, un circuito de control y de detección de averías 33, un filtro electrónico 34 y, eventualmente, un rectificador 35 en el caso en que la red eléctrica 38 del avión sea una red de corriente alterna.
El motor 13 está unido al tornillo 11 por intermedio de un reductor 12. El reductor puede ser, por ejemplo, del tipo escalonado, o del tipo epicicloidal, o de cualquier otro tipo.
La irreversibilidad del gato puede obtenerse, por ejemplo, utilizando un tornillo de transmisión 11 irreversible o integrando un conjunto de rueda y tornillo sin fin en el reductor 12.
En el gato 10 puede estar integrado un dispositivo de bloqueo secundario. El dispositivo de bloqueo secundario puede estar constituido, por ejemplo, por un sistema de frenado o de bloqueo 14a del motor 13, o del reductor 12, o del gato 10, o por un freno de falta de corriente 14b aplicado al tornillo de transmisión 11. El dispositivo de bloqueo secundario está destinado a tomar las cargas de la puerta del inversor en caso de fallo del cerrojo primario 21.
Puede estar previsto, igualmente, un cerrojo terciario 23 eléctrico para tomar las cargas de la puerta del inversor en caso de fallo de los cerrojos primario y secundario. El cerrojo terciario es mandado directamente a partir de la cabina del piloto del avión, por la manecilla 36 del inversor de empuje, y en función de informaciones relativas al punto de vuelo, siendo suministradas estas informaciones por detectores de posición 37 dispuestos en el avión, tales como, por ejemplo, detectores del tipo de rueda en el suelo, altímetro, o detectores de velocidad del avión.
Los cerrojos primario 21 y terciario 23 comprenden un sistema de bloqueo mecánico que puede ser maniobrado en rotación y/o traslación y un sistema de desbloqueo, accionado, por ejemplo, por un electroimán o por un motor eléctrico, tal como un motor asíncrono o un motor par.
El estado bloqueado o desbloqueado de los cerrojos primarios 21, de los cerrojos secundarios 14a o 14b y de los cerrojos terciarios 23 es vigilado por sistemas de detección, por ejemplo, detectores de proximidad, respectivamente 22, 16a o 16b, 24. Están previstos, igualmente, detectores 30, 31 del estado de las puertas para controlar la posición de abierta o cerrada de la puerta del inversor. Estos detectores pueden estar equipados con un dispositivo de autocomprobación unido a la caja electrónica de mando 20 para descubrir los eventuales fallos de funcionamiento de los detectores y evitar las falsas alarmas de averías. La caja electrónica de mando 20 puede transmitir, entonces, las informaciones necesarias para la cabina del piloto del avión.
La caja electrónica de mando 20 es alimentada, por ejemplo, por la red eléctrica 18 del avión. Sus funciones son:
- traducir los mandos de apertura o de cierre de las puertas facilitados por el FADEC en secuencias de mando de los cerrojos primarios 21 y de los motores 13 de los gatos 10 de cada conjunto 7 de órganos de maniobra de las puertas del inversor. Las secuencias de mando se encadenan una a otra después del control de una señal de estado de los accionadores mandados, siendo suministrada y transmitida la señal de estado por el detector de proximidad o de posición asociado al accionador mandado. Las secuencias de mando de los cerrojos primarios 21 son señales de tipo todo o nada, analógicas o numéricas, e insensibles a las perturbaciones electromagnéticas exteriores. Estas señales de mando pueden ser, por ejemplo, señales eléctricas o señales ópticas, o cualquier otro tipo de señal de mando susceptible de ser descodificada por dispositivos electrónicos. En el caso en que los motores 13 sean motores síncronos autogobernados, el mando de los gatos 10 de accionamiento de las puertas del inversor es efectuado por transmisión a los motores 13 de una consigna de velocidad.
5
15
25
35
45
55
65
E97402693
08-01-2015
- informar al FADEC sobre el estado de los diferentes órganos de maniobra de las puertas del inversor y sobre la posición desplegada, cerrada, o en tránsito, de las puertas del inversor. Estas informaciones son suministradas por los detectores de estado 30, 31, 16a, 16b, 22, 24 y transmitidas al FADEC.
Los diferentes órganos del sistema de mando eléctrico están unidos entre sí o a la red eléctrica del avión por colectores de cables eléctricos de potencia o colectores de cables de mando y de control.
Los colectores de cables de mando y de control pueden ser colectores de cables eléctricos o utilizar una tecnología óptica, por ejemplo, fibras ópticas.
La red eléctrica de potencia del sistema de mando puede estar provista de un dispositivo de corte automático para evitar cualquier despliegue intempestivo de las puertas del inversor en caso de incendio. Este dispositivo de corte automático puede ser realizado por puntos fusibles, disyuntores o cualquier otro medio apropiado.
Los desplazamientos de las puertas o de los elementos desplazables del inversor de empuje pueden ser parcial o totalmente sincronizados por la caja electrónica de mando, sin que sea necesario añadir órganos mecánicos suplementarios. Igualmente, la apertura de algunas puertas puede efectuarse antes que las de otras según el efecto buscado, sin adición de órgano mecánico suplementario. Los desplazamientos de los elementos desplazables pueden ser sincronizados, igualmente, por órganos mecánicos específicos, tal como un cable de sincronización, no representado; en esta caso, la utilización de órganos mecánicos de sincronización de los elementos desplazables puede estar asociada a un bloqueo maniobrado por electroimán o a un motor eléctrico dispuesto en el propio cable de sincronización.
Se describen seguidamente las secuencias de apertura de las puertas de un inversor de empuje de mando eléctrico en el caso en que el sistema de mando de una puerta comprenda tres cerrojos, respectivamente, primario, secundario y terciario, tal como está representado en la figura única.
La primera secuencia consiste en desbloquear los cerrojos terciarios 23. Este desbloqueo es mandado directamente por la manecilla 36 de inversión de empuje y en función del estado de detectores 37 del avión. En el momento en que el desbloqueo es efectivo, los detectores de estado 24 asociados a los cerrojos terciarios envían una señal a la caja electrónica 20 para informarla de que los cerrojos terciarios están desbloqueados. A la recepción de esta señal, la caja electrónica de mando 20 pone bajo tensión los motores 13 de los gatos 10 y manda el desbloqueo de los cerrojos secundarios 14a o 14b. Los detectores de estado 16a o 16b asociados a los cerrojos secundarios informan a la caja electrónica de mando 20 del estado desbloqueado de los cerrojos secundarios y a la recepción de esta señal, la caja electrónica 20 manda el eventual sobreescamoteo de los gatos y el desbloqueo de los cerrojos primarios 21. Los detectores de estado 22 asociados a los cerrojos primarios 21 informan a la caja electrónica de mando 20 del estado desbloqueado de los cerrojos primarios 21. En el momento de la recepción de esta señal, la caja electrónica 20 manda los gatos 10 de modo que realicen la apertura de las puertas del inversor según una ley de mando de velocidad en función del recorrido de la puerta o según una ley de mando todo o nada. La ley de mando todo o nada puede ser realizada, por ejemplo, por medio de un código numérico.
En el momento en que las puertas no están cerradas, puesto que cuando éstas están completamente abiertas, los detectores 30 y 31 envían, respectivamente, señales correspondientes a estos estados, a la caja electrónica de mando 20, que manda el corte de la alimentación eléctrica de los gatos 10.
Este corte de alimentación provoca un bloqueo de las puertas del inversor en chorro invertido por intermedio de los cerrojos secundarios 14a o 14b integrados en los gatos 10.
Las secuencias de cierre de las puertas de un inversor de empuje son las siguientes.
La caja electrónica de mando 20 procede a la puesta en tensión de los motores 13 de los gatos 10 y al desbloqueo de los cerrojos secundarios 14a o 14b. Después del control del estado desbloqueado de los cerrojos secundarios, la caja electrónica 20 manda los gatos 10 de modo que realicen el cierre de las puertas del inversor. A continuación se realiza el enclavamiento mecánico de los cerrojos terciarios, y de los cerrojos primarios, y los detectores 24, 22 envían, a la caja electrónica 20, respectivamente, señales correspondientes a los estados bloqueados de estos dos cerrojos.
Finalmente, la caja electrónica de mando 20 manda el corte de la alimentación eléctrica de los gatos 10 en el momento de la recepción de la señal suministrada por los detectores 30, 31 que indica que las puertas del inversor están cerradas.
La invención no está limitada al ejemplo de realización anteriormente descrito.
En particular, el número de cerrojos no está limitado a tres y las secuencias de apertura y de cierre de los elementos desplazables deben estar adaptadas al número de cerrojos. En particular, en el caso en que el gato no comprenda cerrojos terciarios, el mando de desbloqueo de los cerrojos secundarios debe efectuarse después de la recepción de
E97402693
08-01-2015
una señal que proviene de los detectores de posición 37 dispuestos en el avión. La invención no está limitada a los inversores de empuje de puertas y puede aplicarse a los inversores de rejillas. En este caso, las ventajas y la tecnología del sistema de mando eléctrico son las mismas que para un inversor de puertas. Sin embargo, son necesarias algunas adaptaciones. Especialmente, los gatos lineales del sistema de mando activan caperuzas
5 deslizantes del inversor de rejillas. Los gatos pueden ser unidos entre sí por cables de sincronización. La sincronización de los gatos puede realizarse, también, por un control electrónico de la velocidad de los motores y/o del desplazamiento de la parte móvil de los gatos.
La motorización de los gatos es individual o común para el conjunto de los gatos.
10 En el caso de la utilización de cables de sincronización, pueden aplicarse en estos cables cerrojos mandados por un electroimán o por un motor eléctrico.
La invención puede aplicarse, igualmente, a los inversores de placa curva aguas abajo. En este caso, los gatos
15 lineales están situados en vigas laterales del inversor o en el eje de las placas curvas, y pueden activar las placas curvas por intermedio de bielas.
El sistema de mando eléctrico para inversor de empuje presenta numerosas ventajas. En particular, para obtener un cierre completo del inversor de empuje en todos los ámbitos de vuelo y en todos los regímenes del motor, pueden 20 modificarse las características funcionales de los gatos eléctricos 10 sin que sea necesario modificar su estructura, modificando la potencia del motor eléctrico 13. Por otra parte, la utilización de gatos de tornillo irreversible permite suprimir el riesgo de despliegue intempestivo de los elementos desplazables del inversor y permite efectuar el posicionamiento y el bloqueo de los elementos desplazables del inversor en cualquier posición entre la posición de chorro directo (posición de cierre del inversor) y la de chorro invertido (posición de apertura del inversor de empuje).
25 La utilización de un mando electrónico permite gobernar una apertura parcial o completa de los elementos desplazables del inversor y controlar, así, la intensidad de la fuerza de contraempuje, para casos de, por ejemplo, maniobra del avión en el suelo.
La sustitución de las tuberías hidráulicas por colectores de cables eléctricos permite una instalación y un
30 mantenimiento más fáciles, y la supresión del líquido hidráulico muy corrosivo, denominado skydroll, hace el mantenimiento menos peligroso. Además, la supresión de este producto inflamable permite reducir la protección de los órganos de mando del inversor y reducir en consecuencia la masa y el coste del sistema de mando.

Claims (15)

  1. 5
    15
    25
    35
    45
    55
    65
    E97402693
    08-01-2015
    REIVINDICACIONES
    1. Sistema de inversión de empuje de turborreactor fijado a un avión, con un inversor de empuje que tiene al menos un elemento desplazable entre una posición de cierre y una posición de apertura y un circuito de mando eléctrico del inversor que comprende al menos, un conjunto (7) de órganos de maniobra electromecánicos para maniobrar el elemento desplazable entre las posiciones de cierre y de apertura del inversor de empuje, caracterizado por que el circuito de mando eléctrico comprende además una caja electrónica de mando (20) de los órganos de maniobra electromecánicos unida eléctricamente a un sistema
    (1) de regulación electrónica del turborreactor y a detectores (16a, 16b, 22, 24, 30, 31) de estado bloqueado o desbloqueado de los órganos de maniobra y de la posición de los elementos desplazables, la caja electrónica de mando recibiendo mandos de apertura o de cierre de los elementos desplazables facilitados por el sistema de regulación electrónica destinada, traduciendo los mandos de apertura o de cierre en secuencias de mando de los órganos de maniobra electromecánicos a partir de señales recibidas desde dichos detectores, y proporcionando al sistema de regulación electrónica las informaciones proporcionadas por los detectores de estado sobre el estado bloqueado o desbloqueado de los órganos de maniobra y de la posición de los elementos desplazables.
  2. 2.
    Sistema según la reivindicación 1, caracterizado por que el conjunto (7) de órganos de maniobra electromecánicos comprende, esencialmente, un gato eléctrico lineal (10) destinado a accionar el elemento desplazable, al menos un cerrojo eléctrico (21), denominado cerrojo primario, de retención del elemento desplazable, y detectores de estado (16a, 16b, 22, 24, 30, 31) de los órganos de maniobra y de los elementos desplazables del inversor.
  3. 3.
    Sistema según la reivindicación 2, caracterizado por que el gato eléctrico (10) es irreversible.
  4. 4.
    Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones 2 ó 3, caracterizado por que el gato eléctrico (10) comprende un tornillo (11) de transmisión destinado a ser unido al elemento desplazable del inversor, siendo arrastrado el tornillo (11) de transmisión por un motor eléctrico (13) mandado por la caja electrónica de mando (20).
  5. 5.
    Sistema según la reivindicación 4, caracterizado por que el motor eléctrico (13) está unido al tornillo (11) de transmisión por intermedio de un reductor (12).
  6. 6.
    Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones 4 ó 5, caracterizado por que el motor eléctrico (13) es un motor síncrono autogobernado asociado a medios electrónicos de potencia que comprenden un puente de potencia (32), un circuito de control y de detección de averías (33) y un filtro electrónico (34).
  7. 7.
    Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que en el gato eléctrico
    (10) está integrado un dispositivo de bloqueo secundario.
  8. 8.
    Sistema según la reivindicación 7, caracterizado por que el dispositivo de bloqueo secundario está constituido por medios de frenado (14a) del motor eléctrico (13).
  9. 9.
    Sistema según la reivindicación 7, caracterizado por que el dispositivo de bloqueo secundario está constituido por medios de frenado (14b) del tornillo (11) de transmisión.
  10. 10.
    Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que comprende, además, un cerrojo eléctrico terciario (23) destinado a ser mandado directamente por una manecilla (36) de inversión de empuje y en función de informaciones suministradas por detectores (37) de posición del avión.
  11. 11.
    Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones 2 a 10, caracterizado por que los detectores de estado (22, 16a, 16b, 24) están asociados, respectivamente, a los cerrojos primario, secundario y terciario y los detectores de estado (30, 31) están destinados a ser unidos al elemento desplazable del inversor, estando unidos todos los detectores de estado a la caja electrónica de mando (20) por colectores de cables.
  12. 12.
    Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que los órganos de maniobra electromecánicos y la caja electrónica de mando (20) son alimentados por una red eléctrica de potencia constituida por la red eléctrica del avión.
  13. 13.
    Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, caracterizado por que los órganos de maniobra electromecánicos y la caja electrónica de mando (20) son alimentados por una red eléctrica de potencia constituida por un generador integrado en el turborreactor.
  14. 14.
    Sistema que comprende varios elementos desplazables según una cualquiera de las reivindicaciones 2 a 13, caracterizado por que comprende varios gatos eléctricos (10) sincronizados electrónicamente por la caja electrónica de mando (20).
    6
    E97402693
    08-01-2015
  15. 15. Sistema que comprende varios elementos desplazables, según una cualquiera de las reivindicaciones 2 a 13, caracterizado por que comprende varios gatos eléctricos (10) sincronizados por un cable de sincronización.
    7
ES97402693.2T 1996-11-14 1997-11-12 Sistema de mando eléctrico para inversor de empuje de turborreactor Expired - Lifetime ES2183105T5 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9613861A FR2755730B1 (fr) 1996-11-14 1996-11-14 Systeme de commande electrique pour inverseur de poussee de turboreacteur
FR9613861 1996-11-14

Publications (2)

Publication Number Publication Date
ES2183105T3 ES2183105T3 (es) 2003-03-16
ES2183105T5 true ES2183105T5 (es) 2015-01-27

Family

ID=9497603

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES97402693.2T Expired - Lifetime ES2183105T5 (es) 1996-11-14 1997-11-12 Sistema de mando eléctrico para inversor de empuje de turborreactor

Country Status (10)

Country Link
US (1) US5960626A (es)
EP (1) EP0843089B2 (es)
JP (1) JPH10153143A (es)
AU (1) AU727557B2 (es)
CA (1) CA2221083C (es)
DE (1) DE69714949T3 (es)
ES (1) ES2183105T5 (es)
FR (1) FR2755730B1 (es)
RU (1) RU2142569C1 (es)
WO (1) WO1998021466A1 (es)

Families Citing this family (90)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6042053A (en) * 1997-10-31 2000-03-28 The Boeing Company Automatic restow system for aircraft thrust reverser
US6519929B2 (en) * 2001-04-30 2003-02-18 Honeywell International, Inc. System and method for controlling the deployment of jet engine thrust reversers
US6526744B2 (en) 2001-04-30 2003-03-04 Honeywell International Inc. System and method for controlling the stowage of jet engine thrust reversers
US6439504B1 (en) 2001-06-15 2002-08-27 Honeywell International, Inc. System and method for sustaining electric power during a momentary power interruption in an electric thrust reverser actuation system
GB0117904D0 (en) * 2001-07-23 2001-09-12 Lucas Industries Ltd Motor control system
US6681559B2 (en) * 2001-07-24 2004-01-27 Honeywell International, Inc. Thrust reverser position determination system and method
US6622474B1 (en) 2001-08-31 2003-09-23 The Boeing Company Synchronization cross-feed system
US6786039B2 (en) * 2001-09-07 2004-09-07 Honeywell International, Inc. Thrust reverser actuator with an automatic relock and lock drop prevention mechanism
US6655125B2 (en) 2001-12-05 2003-12-02 Honeywell International Inc. System architecture for electromechanical thrust reverser actuation systems
US6684623B2 (en) * 2002-02-27 2004-02-03 Honeywell International, Inc. Gearless electric thrust reverser actuators and actuation system incorporating same
US6622963B1 (en) 2002-04-16 2003-09-23 Honeywell International Inc. System and method for controlling the movement of an aircraft engine cowl door
FR2846375B1 (fr) * 2002-10-25 2006-06-30 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee electromacanique pour turboreacteur a asservissement du deplacement des portes
FR2846378B1 (fr) * 2002-10-25 2006-06-30 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee electromecanique pour turboreacteur a synchronisation des dispositifs de verrouillage
FR2846376B1 (fr) * 2002-10-25 2005-01-28 Hispano Suiza Sa Platine de maintenance et d'inhibition pour inverseur de poussee
FR2846377B1 (fr) * 2002-10-25 2006-06-30 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee electromecanique pour turboreacteur a controle permanent de position
US6935097B2 (en) * 2003-04-17 2005-08-30 Honeywell International, Inc. Lock assembly that inhibits thrust reverser movement at or near the stowed position
FR2872222B1 (fr) * 2004-06-29 2006-08-25 Hurel Hispano Sa Procede d'ouverture d'un capot mobile equipant un inverseur de poussee
US7946106B2 (en) * 2004-06-29 2011-05-24 Aircelle Device for actuating mobile cowls equipping a thrust reverser
US7409820B2 (en) * 2004-11-16 2008-08-12 Honeywell International Inc. Electrical thrust reverser tertiary lock system including a voltage limiting circuit
FR2887301B1 (fr) * 2005-06-16 2007-08-31 Aircelle Sa Systeme de commande electronique pour nacelle
FR2887930B1 (fr) * 2005-06-30 2007-08-17 Snecma Systeme de detection de fermeture et de verrouillage pour inverseur de poussee de turboreacteur
RU2392474C2 (ru) * 2005-11-21 2010-06-20 Эрсель Способ управления включением реверсора тяги
WO2007057524A1 (fr) * 2005-11-21 2007-05-24 Aircelle Procede de commande pour l’actionnement d’un inverseur de poussee
US8015797B2 (en) 2006-09-21 2011-09-13 Jean-Pierre Lair Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine
US7946105B2 (en) * 2006-11-02 2011-05-24 Honeywell International Inc. Bi-directional locking ring assembly for aircraft thrust reverser manual drive unit
FR2912470B1 (fr) * 2007-02-14 2009-03-20 Aircelle Sa Procede de controle des moteurs electriques d'un inverseur de poussee
FR2913067B1 (fr) 2007-02-28 2011-05-13 Aircelle Sa Procede d'autocalibration pour verins electriques de nacelle de turboreacteur
RU2367811C2 (ru) * 2007-07-30 2009-09-20 Алексей Александрович Комов Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей
EP2578864B1 (en) * 2007-08-08 2014-09-24 Rohr, Inc. Variable area fan nozzle with bypass flow
US9759087B2 (en) 2007-08-08 2017-09-12 Rohr, Inc. Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit
FR2920142B1 (fr) 2007-08-20 2009-09-18 Aircelle Sa Dispositif et procede de commande de l'alimentation d'au moins un actionneur de maintenance d'un aeronef
FR2920143B1 (fr) * 2007-08-20 2010-01-22 Aircelle Sa Dispositif de commande des actionneurs de maintenance de capots d'une nacelle de turboreacteur
FR2920203A1 (fr) * 2007-08-20 2009-02-27 Aircelle Sa Systeme de commande d'au moins un actionneur de capots d'un inverseur de poussee pour turboreacteur
FR2920204B1 (fr) * 2007-08-20 2009-10-30 Aircelle Sa Procede et systeme de commande d'au moins un actionneur de capots d'un inverseur de poussee pour turboreacteur
FR2920201B1 (fr) * 2007-08-20 2013-08-23 Aircelle Sa Systeme de commande d'au moins un actionneur de capots d'un inverseur de poussee pour turboreacteur et procede de test du systeme
FR2920202B1 (fr) * 2007-08-20 2009-10-30 Aircelle Sa Systeme de commande d'au moins un actionneur de capots d'un inverseur de poussee pour turboreacteur
FR2922059B1 (fr) * 2007-10-04 2014-07-04 Aircelle Sa Actionneur lineaire telescopique double action a systeme d'entrainement a moteur unique
FR2921976B1 (fr) * 2007-10-08 2009-12-04 Aircelle Sa Actionneur pour structure mobile de nacelle d'aeronef, et nacelle comprenant au moins un tel actionneur
FR2922959B1 (fr) * 2007-10-31 2009-12-04 Airbus France Systeme de controle et procede de controle.
KR101531434B1 (ko) 2007-11-09 2015-06-24 밤코 인터내셔널, 인크. 구동 장치 및 프레스 머신에 대한 방법
US7735778B2 (en) 2007-11-16 2010-06-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Pivoting fairings for a thrust reverser
US8052085B2 (en) 2007-11-16 2011-11-08 The Nordam Group, Inc. Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine
US8091827B2 (en) 2007-11-16 2012-01-10 The Nordam Group, Inc. Thrust reverser door
US8052086B2 (en) 2007-11-16 2011-11-08 The Nordam Group, Inc. Thrust reverser door
US8051639B2 (en) 2007-11-16 2011-11-08 The Nordam Group, Inc. Thrust reverser
US8172175B2 (en) 2007-11-16 2012-05-08 The Nordam Group, Inc. Pivoting door thrust reverser for a turbofan gas turbine engine
FR2927310B1 (fr) * 2008-02-13 2010-07-30 Aircelle Sa Systeme de commande pour nacelle de turboreacteur
FR2927309B1 (fr) * 2008-02-13 2010-04-16 Aircelle Sa Systeme de commande pour nacelle de turboreacteur
FR2927663B1 (fr) * 2008-02-15 2013-05-24 Hispano Suiza Sa Systeme de commande d'une pluralite de fonctions d'un turboreacteur.
FR2930973B1 (fr) * 2008-05-06 2010-04-23 Airbus France Procede et dispositif de mise en oeuvre des inverseurs de poussee d'un aeronef
FR2933072B1 (fr) * 2008-06-30 2010-08-20 Airbus France Procede et dispositif pour la detection d'une dissymetrie de poussee d'un aeronef au freinage.
US9043050B2 (en) * 2008-08-13 2015-05-26 The Boeing Company Programmable reverse thrust detent system and method
GB0817775D0 (en) 2008-09-29 2008-11-05 Goodrich Actuation Systems Ltd Actuator
GB0906392D0 (en) 2009-04-15 2009-05-20 Goodrich Actuation Systems Ltd Thrust reverser actuator system
FR2944564B1 (fr) * 2009-04-16 2011-04-22 Aircelle Sa Systeme de controle pour nacelle de turboreacteur
FR2944509B1 (fr) 2009-04-16 2012-10-19 Aircelle Sa Systeme d'actionnement pour nacelle de turboreacteur
FR2944563B1 (fr) 2009-04-16 2011-04-22 Aircelle Sa Dispositif d'inversion de poussee
FR2946014B1 (fr) * 2009-05-28 2011-05-20 Sagem Defense Securite Nacelle de moteur d'aeronef comportant un capot mobile mu par des moteurs electriques
FR2948337B1 (fr) 2009-07-24 2011-07-29 Aircelle Sa Circuit d'alimentation electrique pour nacelle de turboreacteur
FR2956163B1 (fr) * 2010-02-10 2012-02-17 Aircelle Sa Systeme de commande d'un aeronef
FR2958979B1 (fr) * 2010-04-20 2012-03-16 Aircelle Sa Systeme de commande de type hydraulique pour dispositif d'inversion de poussee
US8875486B2 (en) 2010-05-17 2014-11-04 Rohr, Inc. Guide system for nacelle assembly
US8511973B2 (en) 2010-06-23 2013-08-20 Rohr, Inc. Guide system for nacelle assembly
FR2966617B1 (fr) * 2010-10-22 2013-06-14 Snecma Procede et dispositif de surveillance d'une boucle d'asservissement d'un systeme d'actionnement de geometries variables d'un turboreacteur
FR2976625B1 (fr) * 2011-06-20 2013-06-07 Aircelle Sa Ensemble d'actionnement pour inverseur de poussee pour moteur d'aeronef
FR2978801B1 (fr) * 2011-08-05 2016-03-04 Snecma Procede de surveillance des moyens de verrouillage d'un systeme electrique d'inversion de poussee pour turbomachine
CN102621899B (zh) * 2011-11-07 2014-12-10 中国商用飞机有限责任公司 一种打开飞机动力装置反推系统的方法
US20130146708A1 (en) * 2011-12-08 2013-06-13 Honeywell International Inc. Case assemblies with common controls
US20130145743A1 (en) * 2011-12-08 2013-06-13 Honeywell International Inc. Case assembly with fuel driven actuation systems
CN102582838B (zh) * 2012-01-04 2015-01-14 中国商用飞机有限责任公司 用于操作反推力控制与作动系统的控制系统及控制方法
RU2494272C1 (ru) * 2012-04-02 2013-09-27 Открытое акционерное общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ОАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") Устройство реверса-нейтрализатора тяги двухконтурного турбореактивного двигателя самолета-амфибии
US9188081B2 (en) * 2012-04-10 2015-11-17 Honeywell International Inc. Thrust reverser actuator with primary lock
US9482180B2 (en) * 2012-05-24 2016-11-01 The Boeing Company Thrust reverser system
FR2994220B1 (fr) * 2012-08-02 2017-07-21 Airbus Operations Sas Dispositif de commande d'une tuyere a section variable d'un aeronef
FR3003605B1 (fr) * 2013-03-22 2015-04-03 Sagem Defense Securite Dispositif d'actionnement pour deplacer un capot mobile d'un inverseur de poussee
JP6110994B2 (ja) * 2013-06-07 2017-04-05 ジーイー・アビエイション・システムズ・エルエルシー スラストリバーサロックアウト機構を有するエンジン
FR3008741B1 (fr) 2013-07-17 2017-04-28 Aircelle Sa Systeme inverseur de poussee electrique pour nacelle de moteur d'aeronef et nacelle de moteur d'aeronef ainsi equipee
US9701414B2 (en) * 2013-09-16 2017-07-11 Honeywell International Inc. Aircraft engine cowl door movement control system and method
BR102013026411B1 (pt) * 2013-10-14 2022-05-10 Embraer S.A. Pilone móvel
US9488130B2 (en) 2013-10-17 2016-11-08 Honeywell International Inc. Variable area fan nozzle systems with improved drive couplings
FR3016191B1 (fr) * 2014-01-08 2019-07-05 Safran Aircraft Engines Procede et programme d'ordinateur pour la surveillance d'un inverseur de poussee a actionneurs hydrauliques
US10100734B2 (en) * 2015-02-24 2018-10-16 Honeywell International Inc. Multi-channel particle separator
US10309342B2 (en) 2015-06-18 2019-06-04 Hamilton Sundstrand Corporation Actuator control system and method for gas turbine engine
FR3045013B1 (fr) 2015-12-14 2019-05-17 Safran Nacelles Systeme de commande hydraulique d’un inverseur de poussee comprenant un module de concentration des donnees
US10119495B1 (en) * 2017-06-28 2018-11-06 General Electric Company System and method of operating a ducted fan propulsion system inflight
RU2697078C1 (ru) * 2017-10-05 2019-08-12 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Электрическая система привода реверсора тяги газотурбинного двигателя
FR3082687B1 (fr) 2018-06-18 2021-10-01 Safran Nacelles Dispositif et procede de communication de donnees dans un sous-ensemble d’aeronef
FR3085184B1 (fr) 2018-08-24 2020-08-14 Safran Nacelles Architecture de commande d'aeronef, d'au moins un actionneur d'un capot mobile de nacelle
RU2744587C1 (ru) * 2020-06-03 2021-03-11 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Отказобезопасная электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя
RU209129U1 (ru) * 2021-06-11 2022-02-02 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Владимирский Государственный Университет имени Александра Григорьевича и Николая Григорьевича Столетовых" (ВлГУ) Электромеханический привод поступательного перемещения с зубчатой самотормозящей передачей

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB959348A (en) † 1961-09-12 1964-05-27 Gen Dynamics Corp Brakemotors
US3764096A (en) * 1972-02-24 1973-10-09 Rohr Industries Inc Thrust reversing apparatus
GB1419403A (es) * 1973-03-21 1975-12-31
US4005822A (en) † 1975-12-22 1977-02-01 Rohr Industries, Inc. Fan duct thrust reverser
US4185798A (en) * 1978-03-13 1980-01-29 Rohr Industries, Inc. Thrust reverser-cascade two door pre-exit
FR2435604A1 (fr) * 1978-07-25 1980-04-04 Snecma Dispositif de commande hydraulique d'inversion de poussee pour moteur a reaction
FR2488335B1 (fr) * 1980-08-11 1986-01-31 Snecma Dispositif detecteur de position d'un inverseur de poussee de turboreacteur et de son verrouillage
US4505108A (en) * 1980-08-22 1985-03-19 The Bendix Corporation Integrated hydraulic control circuit for jet engine thrust reverser and variable exhaust nozzle
GB2238516B (en) * 1980-09-01 1991-08-28 Rolls Royce Gas turbine engine
FR2500537B1 (fr) * 1981-02-24 1985-07-05 Astech Dispositif de securite pour inverseur de poussee associe a un moteur a reaction d'aeronef
US4442928A (en) * 1981-10-02 1984-04-17 The Bendix Corporation Actuator
GB2116129A (en) * 1982-03-06 1983-09-21 Rolls Royce Anti-rotation lock
US4754694A (en) * 1982-03-29 1988-07-05 Pneumo Abex Corporation Fluid actuator with lock position indicating means
DE3222672C1 (de) * 1982-06-16 1984-01-19 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zum Verstellen von Schubumkehrern
DE3222674C2 (de) * 1982-06-16 1984-04-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zum Verstellen von Schubumkehrern
GB2154291B (en) * 1984-02-14 1987-08-12 Rolls Royce Anti rotation device
FR2605054B1 (fr) * 1986-10-08 1990-07-27 Snecma Ensemble de palier de rampe de detection de position pour un inverseur de poussee de turbosoufflante
US4745815A (en) † 1986-12-08 1988-05-24 Sundstrand Corporation Non-jamming screw actuator system
CN1017276B (zh) * 1988-02-17 1992-07-01 通用电气公司 液体多通道转换器
RU1563310C (ru) * 1988-04-19 1994-05-15 Акционерное общество "Авиадвигатель" Реверсивное устройство наружного контура турбореактивного двухконтурного двигателя
US5041748A (en) † 1989-10-16 1991-08-20 Sundstrand Corporation Lightweight, direct drive electromechanical actuator
US5121018A (en) † 1991-03-04 1992-06-09 Lucas Aerospace Power Equipment Corporation Latching brake using permanent magnet
DE69207851T2 (de) † 1991-10-10 1996-08-29 Lucas Industries P.L.C., Solihull, West Midlands Verriegelung einer Schubumkehrvorrichtung
FR2685734B1 (fr) * 1991-12-31 1994-02-25 Snecma Alimentation en fluide hydraulique du dispositif de regulation d'un moteur d'avion.
GB9215496D0 (en) * 1992-07-21 1992-09-02 Lucas Ind Plc Lock for an engine thrust reverser
RU2120559C1 (ru) * 1992-09-21 1998-10-20 Дзе Боинг Компани Механический стопор для реверсера тяги реактивного двигателя
US5404091A (en) † 1993-05-27 1995-04-04 General Electric Company Switched reluctance generator system with self-excitation capability during load faults
GB9320447D0 (en) * 1993-10-05 1993-12-22 Lucas Ind Plc Lock for an engine thrust reverser
US5388471A (en) † 1993-10-12 1995-02-14 Alliedsignal Inc. Thrust bearing for an actuator driving a sensor device
DE69514224T2 (de) * 1995-09-13 2000-08-10 Societe De Construction Des Avions Hurel-Dubois (S.A.), Meudon-La-Foret Elektrohydraulische Schubumkehrvorrichtung mit zwei Klappen
US5826823A (en) * 1996-02-07 1998-10-27 Rohr, Inc. Actuator and safety lock system for pivoting door thrust reverser for aircraft jet engine

Also Published As

Publication number Publication date
DE69714949T2 (de) 2003-04-24
DE69714949T3 (de) 2015-03-05
RU2142569C1 (ru) 1999-12-10
WO1998021466A1 (fr) 1998-05-22
US5960626A (en) 1999-10-05
AU727557B2 (en) 2000-12-14
FR2755730B1 (fr) 1999-01-08
ES2183105T3 (es) 2003-03-16
CA2221083C (fr) 2004-06-01
DE69714949D1 (de) 2002-10-02
EP0843089B1 (fr) 2002-08-28
FR2755730A1 (fr) 1998-05-15
CA2221083A1 (fr) 1998-05-14
EP0843089B2 (fr) 2014-10-15
AU5124198A (en) 1998-06-03
EP0843089A1 (fr) 1998-05-20
JPH10153143A (ja) 1998-06-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2183105T5 (es) Sistema de mando eléctrico para inversor de empuje de turborreactor
ES2244904T3 (es) Inversor de empuje electromecanico para turborreactor con control permanente de posicion.
ES2287429T3 (es) Inversor de empuje electromecacnico para turborreactor con sincronizacion de los dispositivos de enclavamiento.
RU2151316C1 (ru) Устройство реверсирования тяги турбореактивного двигателя с поворотными створками, связанными с устройством синхронизации и управления движением
EP0763654B1 (en) Electro/hydraulic system for a 2 door thrust reverser
EP0703358A2 (en) Lock mechanism for a thrustreverser
US12491980B2 (en) Aircraft door architecture comprising an emergency energy source
BR102013016208A2 (pt) método de desbloquear um freio de roda de aeronave
ES2525349T3 (es) Sistema de mando de cubierta de inversor de empuje para góndola de turborreactor
JP4034715B2 (ja) スラストリバーサのための保全および阻止プレート
RU2521906C2 (ru) Приводная система для подвижной панели гондолы турбореактивного двигателя
US7786615B2 (en) Power distribution architecture for actuating moving elements of an aircraft in sequence
CN101198785A (zh) 用于涡轮喷气发动机的引擎舱的控制系统
ES2241545T3 (es) Sistema de transporte urbano con guiado forzado.
JP2001146198A (ja) 飛行機のドア装置
RU2525884C2 (ru) Устройство реверса тяги
EP0321994A2 (en) Aircraft exit door locking system
US9188082B2 (en) Method for monitoring the locking means of an electrical thrust reversal system for a turbine engine
EP3193003A1 (en) Thrust reverser actuation system architecture
RU175530U1 (ru) Высоконадёжный отказобезопасный электропривод реверсивного устройства
CA2429297C (en) Lock mechanism for securing a door kinematics system
RU2744587C1 (ru) Отказобезопасная электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя
CN121399365A (zh) 用于推力反向器的空动致动设备
Hummer A radiation area safety interlock system for a 3-MeV accelerator
Brady The 3.5-Meter Telescope Enclosure