WO2013164546A1 - Système de commande pour inverseur de poussée - Google Patents

Système de commande pour inverseur de poussée Download PDF

Info

Publication number
WO2013164546A1
WO2013164546A1 PCT/FR2013/050969 FR2013050969W WO2013164546A1 WO 2013164546 A1 WO2013164546 A1 WO 2013164546A1 FR 2013050969 W FR2013050969 W FR 2013050969W WO 2013164546 A1 WO2013164546 A1 WO 2013164546A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
drive unit
electric drive
control
electric
speed
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.)
Ceased
Application number
PCT/FR2013/050969
Other languages
English (en)
Inventor
Hakim Maalioune
Alain Nourrisson
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
Application filed by Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Priority to EP13723892.9A priority Critical patent/EP2844860B1/fr
Priority to RU2014147908A priority patent/RU2014147908A/ru
Priority to CN201380023467.1A priority patent/CN104285055A/zh
Priority to BR112014027471A priority patent/BR112014027471A2/pt
Priority to CA2871729A priority patent/CA2871729A1/fr
Publication of WO2013164546A1 publication Critical patent/WO2013164546A1/fr
Priority to US14/527,112 priority patent/US9482183B2/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased 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
    • F02K1/763—Control or regulation of thrust reversers with actuating systems or actuating devices; Arrangement of actuators for thrust reversers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P3/00—Arrangements for stopping or slowing electric motors, generators, or dynamo-electric converters
    • H02P3/06—Arrangements for stopping or slowing electric motors, generators, or dynamo-electric converters for stopping or slowing an individual dynamo-electric motor or dynamo-electric converter
    • H02P3/18—Arrangements for stopping or slowing electric motors, generators, or dynamo-electric converters for stopping or slowing an individual dynamo-electric motor or dynamo-electric converter for stopping or slowing an AC motor
    • H02P3/22—Arrangements for stopping or slowing electric motors, generators, or dynamo-electric converters for stopping or slowing an individual dynamo-electric motor or dynamo-electric converter for stopping or slowing an AC motor by short-circuit or resistive braking
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/90—Braking
    • F05D2260/903—Braking using electrical or magnetic forces
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • F05D2270/021—Purpose of the control system to control rotational speed (n) to prevent overspeed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/50—Control logic embodiments
    • F05D2270/52—Control logic embodiments by electrical means, e.g. relays or switches
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/60—Control system actuates means
    • F05D2270/62—Electrical actuators
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a control system for thrust reverser movable elements of a nacelle of an aircraft.
  • the invention also relates to a nacelle comprising such a system.
  • An aircraft is driven by several turbojet engines each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuating devices related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • ancillary actuating devices include, in particular, a mechanical thrust reversal system.
  • a nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section housing the thrust reverser means and intended to surround the engine room. combustion of turbojet engine and, generally terminated by an ejection nozzle located downstream of the turbojet engine.
  • This nacelle is intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot air from the combustion chamber of the turbojet engine, and a flow of cold air circulating outside the turbojet engine through an annular vein.
  • the thrust reverser device is, during the landing of the aircraft, intended to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine. .
  • the thrust reverser device obstructs the stream of cold air flow and irreverts the latter towards the front of the nacelle, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels
  • the means for performing this reorientation of the cold air flow vary according to the type of inverter.
  • An embodiment of the latter provides that it comprises at least one movable element between a closed position and an open position cooperating in the open position to the production of the inversion. and at least one of the electromechanical maneuvering rods for operating the moveable member between the closed and open positions.
  • the displaceable element may be, in non-limiting examples, a nacelle cover, doors and / or inversion flaps upstream or downstream of the nacelle cover.
  • the set of electromechanical actuators comprises, in turn, essentially electric actuators for actuating the movable elements and at least one electric lock, called primary lock to ensure their retention in the retracted position and prevent accidental deployment.
  • the thrust reverser device is provided with three lines of locking defense.
  • the set of electromechanical actuators for manipulating the movable elements between their positions of closing and opening of the thrust reverser are actuated by at least one rotating electrical machine according to the system design.
  • the locks are reinforced by mechanical braking means with electrical, hydraulic or other control.
  • Such braking means ensure the locking of the rotating electrical machine, in case of loss of control of the latter or the corresponding electromechanical member.
  • These mechanical braking means are, in particular, adapted to protect from overspeed the rotating electrical machine and, thus, to have additional security in case of failure of this machine.
  • the mechanical braking means used may be, for example, a static brake with a lack of current using a technology of multiple brake type, spring return and / or electrically unlocked by an integrated linear actuator.
  • An object of the present invention is to overcome these disadvantages.
  • Another object of the present invention is to provide a thrust reversal system generally more reliable and less subject to wear of its mechanical components.
  • Another object of the present invention is to increase the reliability of the control means of the electromechanical actuators of the nacelle while reducing the weight and bulk of these control means.
  • the invention proposes an electric control system for a thrust reverser with displaceable elements, the control system comprising the electromagnetic control unit for actuating said displaceable element, a control unit electric drive of said actuating member, a control unit and a control unit adapted to control the electric drive unit for moving the movable member to a closed position and / or a position deployed in a direct jet and an inverted jet, characterized in that the control system comprises an electric braking electronic circuit adapted to brake the electric drive unit, in the event of overspeed of the latter during the displacement of the displaceable element towards the closed position and / or towards the deployed position.
  • the present invention eliminates any mechanical braking means electromechanical actuating members and, more particularly, all braking means having a position of mechanical engagement with a constituent element of the engine and / or d a drive shaft of the engine associated so as to block it.
  • a control system may comprise one or more of the following characteristics, taken in isolation or in combination technically possible: the control unit is adapted to control the electronic electric braking circuit when the speed of the electric drive unit is greater than a threshold speed, in the generator or motor mode of the electric drive unit;
  • the value of the threshold speed vseuil is a function of the position of the electromechanical actuation member driven by the electric drive unit in its movement towards its closed position and / or towards its deployed position in direct jet and in jet inverted;
  • the electronic electric braking circuit is adapted to suspend any control of the electric drive unit and to regulate the speed of the electric drive unit so as to reach a predetermined minimum speed reference;
  • control system further comprises one or more of the electromechanical actuating members dimensioned to stop the electromechanical actuating member after the electric drive unit is actuated. reaches the minimum speed instruction;
  • the electronic electric braking circuit is controlled as long as the minimum speed reference is not reached by the electric drive unit;
  • the electronic electronic braking circuit comprises at least one electrical energy dissipation device mounted in series with a two-state switch, one of the two states being adapted to connect the electric drive unit to the dissipation device energy supply via a rectifier whose input voltage is formed from the output signal of a power circuit of the electric drive unit;
  • the electrical energy dissipation device is a power resistor
  • the reducer is mounted in a natural and natural switching mode.
  • the invention also relates to a nacelle comprising at least one electrical device and a control system as mentioned above.
  • FIG. 1 shows a block diagram of an electrical control system of a thrust reverser device of an aircraft according to one embodiment of the present invention
  • a thrust reverser device comprises at least one movable element between a closed position (stow phase in English terminology) and an open position (deploy phase in English terminology) cooperating in a position of opening to the production of thrust reversal.
  • the displaceable elements are a movable cover movable between, on the one hand, an extended position in which it opens in the basket a passage intended to to the flow of deflected air and, secondly, a retracted position in which it closes this passage.
  • deflection grids associated with second displaceable elements, namely inversion flaps upstream of the hood, the hood having a simple sliding function to discover or cover these deflection grilles.
  • the inversion flaps form locking doors that can be activated by the issuement of the hood causing a closure of the cold flow vein downstream of the grids, so as to optimize the reorientation of the cold air flow .
  • the thrust reverser device is in no way limited to that described and may be any known thrust reverser device, in particular a thrust reverser device with doors or downstream inversion flaps. the hood of the nacelle.
  • the displaceable element control system is presently composed of at least one set of electromechanical actuators for manipulating the displaceable elements between their positions of closing and opening of the thrust reverser device.
  • electromechanical actuators essentially comprise electric actuators intended to actuate the movable elements. These actuators are shown schematically in Figure 1 by the letter A.
  • the sensors may include position and / or proximity sensors.
  • the thrust reverser device may comprise, in known manner, also secondary and tertiary electric locks.
  • these electric actuators A are driven by one or more drive power units, designated in FIG. 1 by the reference M, coupled to the electric actuators A via one or more flexible transmission shafts.
  • These drive power units comprise at least one rotating electrical machine M.
  • the rotating electrical machines M are also associated with state detectors and speed sensors, in order to identify any loss of control of the rotating electrical machines M.
  • the segregation of the lines of defense realized by the locks is supplemented by emergency electric braking means, in case of speed of the rotating electrical machines M, due to failures of the device and / or or in the event of loss of end-of-travel control of the M-engines.
  • control system further comprises at least one electronic control unit of the ETRAC (Electrical Thrust Reverser Actuation Controller) type for controlling the electromechanical actuators.
  • ETRAC is a TETRAS (acronym for Electrical Thrust Reverser Actuation System) which is electrically connected to a FADEC (Full Authority Digital Engine Control) Saxon) intended to control and monitor the corresponding turbojet engine.
  • FADEC Full Authority Digital Engine Control
  • the actuators A are directly controlled by the FADEC.
  • This electronic control unit is a computer dedicated to the nacelle or a part thereof (movable element or specific operating member, for example) intended in particular to translate the opening or closing orders of the thrust reverser issued by the FADEC into control sequences of the movable elements and corresponding electromechanical operating members A and, secondly, to inform the FADEC of the state of the operating members and the position of the movable elements.
  • control laws of the rotating electrical machines M are delivered by the electronic control unit, designated by the reference 10 in the figure, included in TETRAS.
  • the rotary electrical mach ine M is a reversible alternator which operates in alternator mode, that is to say as an electric generator and in starter mode, that is to say in an electric motor for driving the electrical components. corresponding electromechanical maneuvering via transmission shafts.
  • This motor M can be any type of electric motor known and will not be described in detail later.
  • the motor M changes from the engine mode to the direct jet and reverse thrust generator mode of the thrust reverser device. know when the movable elements pass from a closed position to an open position and vice versa.
  • the mode change of the electric motor M is detected by the electronic control unit 10 of TETRAS by the sign reversal of the current at the terminals of the electric motor M. It should be noted that this change is altered for two different current values determined in direct jet and inverse thrust of the thrust reverser device.
  • the electronic control unit ETRAC furthermore comprises a power control unit 20 able to control the electric motors M, by means of a computer and a control unit. associated piloting software.
  • This unit 20 is mainly intended to manage the power supply of the electrical neutral action of the movable elements of the thrust reverser 2 and the electric motors M.
  • this power control unit 20 is adapted to control control sequences:
  • the electronic control unit 1 0 is adapted to control the control of an electronic emergency braking electronic circuit 200 which acts as a brake for the motor M , as a replacement for electric or other mechanical mechanical braking means of the prior art.
  • electronic emergency braking electronic circuit means a fully electronic brake, without mechanical means acting either on a motor element M or on a drive shaft of the latter.
  • the power control unit 20 is able to manage the power supply of the electrical devices concerned, connected to the electrical network of the aircraft.
  • the power circuit 1 00 of the motor M has at least one power supply input S of the relevant electrical devices, connected to the electrical network of the aircraft.
  • the power control unit 20 ensures rectification and filtering of the AC input voltage by suitable means (not shown) to achieve a better performance. continuous electrical connection to the power circuit 100.
  • the power circuit 100 converts the DC voltage into an AC voltage adapted to the motor M.
  • the power circuit 100 of the motor M is a circuit in which a three-phase voltage signal 1, 2, 3 of variable frequency is supplied to the motor M.
  • the variation of the voltage frequency applied to the motor M causes the speed variation of the latter.
  • This circuit d iss iss 1 00 includes one or more inverter type power converters 120 delivering the three-phase signal 1, 2.3 voltages.
  • This control regulates the phase currents 1, 2, 3 by imposing the frequency of the rotating field and the amplitude of the current in the motor (s) concerned.
  • This inverter 120 is conventionally formed of dual IGBTs transistors T (T3 to T8) and freewheeling diodes D (D3 to D8), six in number.
  • control unit 10 comprises data inputs (illustrated in a nonlimiting manner by the reference 1 1) receiving data from a position sensor of the motor M and / or the associated actuator A, a speed sensor of the motor M and / or the associated actuator A, a state detector of an actuator A and one or several data outputs sending data representative of the status of the thrust reversal system.
  • a control unit 10 can also receive data from a motor brake sensor M.
  • the data received and returned is not limited to the types of data presented as examples but can be any type of data needed for power management electronics and logic processes.
  • the power control unit 20 comprises a power dissipation circuit 105 generated in the motor M, in generator mode of the latter, during the electrodynamic braking of the actuators A.
  • the power control unit 20 provides control of a discharge element 110 (R1) of the electric motor (s) M or other energy dissipation device.
  • the braking is carried out by dissipation of energy generated in the motor M through a resistor R1 of dissipation by driving a braking chopper on the voltage source, control transistor type T1.
  • Each motor M during the displacement of the displaced elements to their closed position and / or their deployed position in direct jet and reverse jet, is controlled by speed and / or torque instructions transmitted by the control unit of the engine. power 20.
  • the power control unit 20 supplies the voltage signals 1, 2, 3 to the electric motor M in accordance with a motor speed profile M predetermined by the TETRAS control unit 10.
  • the power supply circuit of the power control unit 20 comprises an electric braking system 200 emergency electric which a first embodiment is illustrated in Figure 1.
  • This emergency braking system 200 comprises, in the first place, a control loop of the operating state of the electric motor M supplied by the power control unit 20.
  • the control unit 10 receives, at the input 1 1, the dedicated sensor information relating to the speed of rotation of the electric motor M.
  • the control unit 10 comprises means 240 adapted to process these input data and to check that the rotational speed of the motor M measured, estimated or determined is maintained less than or equal to a permitted speed limit.
  • These means 240 are associated with the electrical electric braking circuit 200 which alone is able to act, selectively and instantaneously, on the electric motor M to slow the rotation thereof by applying an electric braking torque, when the motor speed M exceeds the permitted speed limit vseuil.
  • This electronic electronic braking circuit 200 is adapted to suspend any control of the motor M by the commands of the control unit 1 0 of TETRAS and to slow the overspeed of the motor M by regulating it at a predetermined and authorized minimum speed vmin.
  • the allowed speed limit vseuil may or may not be different depending on the position of the actuator driven by the motor M on its nominal stroke.
  • the value of the authorized speed limit vseuil may vary depending on the position of the actuator driven by the motor M in its movement towards its closed position and / or to its deployed position jet d irect and j and i when the speed of the motor M is identified.
  • the electronic circuit 200 for electric braking comprises at least one electric energy dissipation device 220 mounted, in series, between a commutator 230 and a rectifying bridge 210 whose input voltage supply is formed of each of the phases 210 of the three-phase voltage signal 1, 2, 3 of the motor M.
  • This rectifier is adapted to rectify the voltage signal of the motor M and dissipate the power of the latter in the electrical energy dissipation device 220.
  • the rectifier is a natural-switching arrangement denoted PDi, i being the number of rectified phases.
  • i is equal to 3 and this rectifier bridge 210 PD3 is diode-shaped.
  • the controllable electrical switch 230 is, in turn, capable of being controlled by a control line 202 coming from the control unit 10 of TETRAS via the control means 240 as a function of the speed of the motor M.
  • the control unit 10 is adapted to suspend the power supply on the power circuit 100 when the speed of the motor M is greater than the speed considered.
  • the switch 230 may be a thyristor which will remain conductive until the power off of the circuit in case of overspeed of the motor M.
  • the braking energy is, consequently, directed towards the electrical energy dissipation device 220 of the electric emergency electric braking circuit 200.
  • This device is a resistor R2 dissipation.
  • the electric braking circuit 200 is adapted to dissipate the power of the motor M so as to regulate the speed of the motor M to drive it towards the speed vmin of braking and to direct the actuator at the end of the stroke without mechanical shock on the stop of corresponding limit switch and without mechanical degradation of actuator A.
  • the limit stop of the actuator is sized to stop the motor M after it reaches the speed vmin of braking.
  • the energy dissipation circuit 105 can be replaced by a braking energy recovery circuit of the electric motor M when it is in generator mode during the displacement of the movable elements to their position. closing and / or to their deployed position jet jet and inverted jet.
  • This circuit includes, in particular, one or more energy storage devices of capacitance type or ultracapacities.
  • a method of implementing the control system according to the invention is as follows.
  • a displaceable element of the thrust reverser device At the end of the stroke of a displaceable element of the thrust reverser device, during its displacement in a direct jet or in an inverted jet, when the engine M goes into generator mode, it acts with well-defined strategies by means of the transmission circuit. control and power supply of the power control unit 20, to precisely control the movement of the motor M and therefore the corresponding displaced element.
  • the power control unit 20 drives the inverter 120 to operate the electric motor M in generator mode and sets a speed reference.
  • the state detectors and the adapted sensors make it possible to analyze the displacement of the displaceable element of the thrust reverser device and the rotational speed of the associated electric motor M.
  • the power control unit 20 controls the dissipation circuit of the motor. the energy 105 of the motor M in the discharge resistor R1.
  • it can control the storage circuit of the braking energy of the motor M in an energy storage device.
  • control unit 10 controls the emergency electric braking system to regulate the speed of the motor M.
  • the control unit 10 controls the change of the position of the switch 230 which moves to turn on the dissipation element R2 220.
  • the power of the motor M is dissipated in overspeed in the element R2 and an electric braking torque is produced adapted to reach a motor speed M corresponding to the predetermined minimum speed vmin, so as to bring the actuator A associated with the motor M at the end of the race smoothly dynamic on his race stop.
  • the operation of the electrical braking circuit 200 makes it possible to overcome the loss of control of the motor M.
  • the power control unit 20 terminates any control command by the TETRAS com m a n d e of a defective M motor and instantly reduces the speed of the motor M to the value v min by braking the motor M.
  • the precepts of the invention are of course applicable to the actuation of a thrust reverser cover but more generally to the actuation of all types of elements movable on an aircraft nacelle.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Stopping Of Electric Motors (AREA)
  • Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)

Description

Système de commande pour inverseur de poussée
La présente invention concerne un système de commande pour inverseur de poussée à éléments déplaçables d'une nacelle d'un aéronef. L'invention concerne également une nacelle comportant un tel système.
Un avion est mû par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes lié à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt.
Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent, notamment, un système mécanique d'inversion de poussée.
Plus précisément, une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval abritant les moyens d'inversion de poussée et destinés à entourer la chambre de combustion de turboréacteur et, généralement terminée par une tuyère d'éjection située en aval du turboréacteur.
Cette nacelle est destinée à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pales de la soufflante en rotation un flux d'air chaud, issu de la chambre de la combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers une veine annulaire.
Le dispositif d'inversion de poussée est, lors de l'atterrissage de l'aéronef, destiné à amél iorer la capacité de freinage de cel u i-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur.
Dans cette phase, le dispositif d'inversion de poussée obstrue la veine de flux d'air froid et d irige ce dernier vers l'avant de la nacelle, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues d e l 'aéronef, les moyen s m is en œuvre pou r réa l iser cette réorientation du flux d'air froid varient suivant le type d'inverseur.
Différents types de dispositifs d'inversion de poussée sont généralement connus.
Un mode de réalisation de ce dernier prévoit qu'il comprend au moins un élément déplaçable entre une position de fermeture et une position d'ouverture coopérant en position d'ouverture à la production de l'inversion d e po u ssée et a u m o i n s u n e n se m bl e d 'o rg anes de manœuvre électromécaniques pour manœuvrer l'élément déplaçable entre les positions de fermeture et d'ouverture.
L'élément déplaçable peut être, dans des exemples non limitatifs, un capot de nacelle, des portes et/ou des volets d'inversion en amont ou en aval du capot de la nacelle.
L'ensemble des organes de manœuvre électromécaniques comporte, quant à lui, essentiellement des actionneurs électriques destinés à actionner les éléments déplaçables et au moins un verrou électrique, appelé verrou primaire destiné à assurer leur maintien en position rétractée et éviter tout déploiement accidentel.
Plus particulièrement, le dispositif d'inversion de poussée est muni de trois lignes de défense de verrouillage.
L'ensemble des organes de manoeuvre électromécaniques pour manoeuvrer les éléments déplaçables entre leurs positions de fermeture et d'ouverture de l'inverseur de poussée sont actionnés par au moins une machine électrique tournante selon la conception du système.
De plus, les verrous sont renforcés par des moyens de freinage mécanique à commande électrique, hydraulique ou autre.
De tels moyens de freinage assurent le blocage de la machine électrique tournante, en cas de perte de contrôle de cette dernière ou de l'organe électromécanique correspondant.
Ces moyens de freinage mécanique sont, notamment, adaptés pour protéger de toute survitesse la machine électrique tournante et, ainsi, de disposer d'une sécurité additionnelle en cas de défaillance de cette machine.
Les moyens de freinage mécanique utilisés peuvent être, par exemple, un frein statique à manque de courant utilisant une technologie de type frein à disques multiples, à rappel par ressort et/ou à commande électrique de déverrouillage par un actionneur linéaire intégré.
Or, en bloquant mécaniquement le moteur à pleine vitesse, il existe un risque d'endommager mécaniquement l'actionneur associé.
De plus, de tels freins mécaniques sont sujets à une usure rapide des disques correspondants.
Par ailleurs, de tels freins mécaniques sont lourds, encombrants, complexes à mettre en œuvre et souvent coûteux. Un but de la présente invention est de remédier à ces inconvénients.
Un autre but de la présente invention est de proposer un système d'inversion de poussée globalement plus fiable et moins sujet à une usure de ses constituants mécaniques.
Un autre but de la présente invention est d'augmenter la fiabilité des moyens de commande des organes de manœuvre électromécaniques de la nacelle tout en réduisant la masse et l'encombrement de ces moyens de commande.
Il est également désirable d'éviter toute arrivée violente d'un organe de manœuvre électromécan iq ue sur des butées u lti m es correspondantes.
A cet effet, l'invention propose un système de commande électrique pour inverseur de poussée à éléments déplaçables, le système de com m a n d e com pre n a nt a u mo i n s u n o rg a n e é l ectrom éca n i q u e d'actionnement dudit élément déplaçable, une unité d'entraînement électrique dudit organe d'actionnement, une unité de commande et une u n ité de contrôl e d e pu issan ce adaptée pour commander l'unité d'entraînement électrique pour déplacer l'élément déplaçable vers une position de fermeture et/ou vers une position déployée en jet direct et en jet inversé caractérisé en ce que le système de commande comprend un circuit électronique de freinage électrique adapté pour freiner l'unité d'entraînement électrique, en cas de survitesse de cette dernière lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée.
Grâce à la présente invention, on s'affranchit de tout moyen de freinage mécanique des organes électromécaniques d'actionnement et, plus particulièrement, d e to ut moyen de freinage possédant une position d'engagement mécanique avec un élément constitutif du moteur et/ou d'un arbre d'entraînement du moteur associé de manière à le bloquer.
Selon des modes particuliers de réalisation de l'invention, un système de commande selon l'invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou en combinaison techniquement possibles : l'unité de commande est adaptée pour piloter le circuit électronique de freinage électrique lorsque la vitesse de l'unité d'entraînement électrique est supérieure à une vitesse seuil, en mode générateur ou moteur de l'unité d'entraînement électrique ;
la valeur de la vitesse seuil vseuil est fonction de la position de l'organe électromécanique d'actionnement entraîné par l'unité d'entraînement électrique dans son déplacement vers sa position de fermeture et/ou vers sa position déployée en jet direct et en jet inversé ;
- le circuit électronique de freinage électrique est adapté pour suspendre toute commande de l 'unité d'entraînement électrique et pour réguler la vitesse de l'unité d'entraînement électrique de manière à atteindre une consigne de vitesse minimale prédéterminée ;
le système de commande comprend, en outre, une ou pl u s i eu rs b utées d e fi n d e cou rse pou r l 'organe électromécanique d'actionnement dimensionnées pour stopper l'organe électromécanique d'actionnement après que l'unité d'entraînement électrique est atteint la consigne de vitesse minimale;
le circuit électronique de freinage électrique est commandé tant que la consigne de vitesse minimale n'est pas atteinte par l 'unité d'entraînement électrique ;
le circuit électronique de freinage électrique comprend au moins un dispositif de dissipation d'énergie électrique monté, en série, avec un commutateur à deux états, l 'un des deux états étant adapté pour connecter l'unité d'entraînement électrique au dispositif de dissipation d'énergie par l'intermédiaire d'un redresseur dont la tension d'entrée est formée du signal de sortie d'un circuit de puissance de l'unité d'entraînement électrique;
le dispositif de dissipation d'énergie électrique est une résistance de puissance ;
l e red resseu r est u n montag e à po nt d e d iod e et à commutation naturelle.
L'invention concerne également une nacelle comprenant au moins un dispositif électrique et un système de commande tel que précité. D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, selon les modes de réalisation donnés à titre d'exemples non limitatifs, et en référence à l'unique dessin annexé sur lequel :
- la figure 1 représente un schéma fonctionnel d'un système de commande électrique d'un dispositif d'inversion de poussée d'un aéronef selon un mode de réalisation de la présente invention ;
De façon classique, un dispositif d'inversion de poussée comprend au moins un élément déplaçable entre une position de fermeture (phase stow en terminologie anglo-saxonne) et une position d'ouverture (phase deploy en terminologie anglo-saxonne) coopérant en position d'ouverture à la production de l'inversion de poussée.
Dans un mode de réal isation non limitatif d'un dispositif d'inversion de poussée à grilles de déviation, les éléments déplaçables sont un capot mobile déplaçable entre, d'une part, une position déployée dans laquelle il ouvre dans la nacelle un passage destiné au flux d'air dévié et, d'autre part, une position d'escamotage dans laquelle il ferme ce passage.
La réorientation du flux d'air est effectuée par des grilles de déviation, associées à des second éléments déplaçables, à savoir des volets d'inversion en amont du capot, le capot n'ayant qu'une simple fonction de coulissage visant à découvrir ou recouvrir ces grilles de déviation .
Les volets d'inversion, quant à eux, forment des portes de blocage pouvant être activées par le coul issement du capot engendrant une fermeture de la veine de flux froid en aval des grilles, de manière à optimiser la réorientation du flux d'air froid.
Il est à noter que le dispositif d'inversion de poussée n'est aucunement limité a celui décrit et peut être tout dispositif d'inversion de poussée connu, notamment un dispositif d'inversion de poussée à portes ou à volets d'inversion en aval du capot de la nacelle.
Le système de com mande des éléments dépl açables est actuellement composé d'au moins un ensemble d'organes de manoeuvre électromécaniques pour manoeuvrer les éléments déplaçables entre leurs positions de fermeture et d'ouverture du dispositif d'inversion de poussée.
Ces organes de manœuvre électromécan iques comporte essentiellement des actionneurs électriques destinés à actionner les éléments déplaçables. Ces actionneurs sont schématisés sur la figure 1 par la lettre A.
Ils sont associés à au moins un verrou électrique, appelé verrou primaire, de retenue de chaque élément déplaçable, à des détecteurs d'état et capteurs des organes de manœuvre et des éléments déplaçables du dispositif d'inversion de poussée.
Les capteurs peuvent comprendre des capteurs de position et/ou de proximité.
Le dispositif d'inversion de poussée peut comprendre, de façon connue, également, des verrous électriques secondaire et tertiaire.
Par ailleurs, ces actionneurs A électriques sont entraînés par une ou plusieurs unités de puissance d'entraînement, désignée sur la figure 1 par la référence M, couplées aux actionneurs A électriques via un ou plusieurs arbres de transmission flexibles.
Ces unités de puissance d'entraînement comprennent au moins une machine électrique tournante M.
Les machines électriques tournantes M sont associées, en outre, à des détecteurs d'état et capteurs de vitesse, ceci dans le but d'identifier toute perte de contrôle des machines électriques tournantes M.
De plus, selon l'invention, la ségrégation des lignes de défense réal isées par les verrous est complétée par des moyens de freinage électrique d'urgence, en cas de su rvitesse des machines électriques tournantes M, dues à des défaillances du dispositif et/ou en cas de perte de contrôle de fin de course des moteurs M.
Ces moyens de freinage électrique d'urgence permettent d'éviter tout endommagement du dispositif et tout i m pact dyn am iq u e des actionneurs sur des butées correspondantes.
Ces moyens de freinage électrique d'urgence qui remplacent les moyens de freinage mécanique de l'art antérieur seront décrits plus loin en référence à la figure 1 .
Par ailleurs, le système de commande comprend, en outre, au moins un boîtier électronique de commande de type ETRAC (acronyme de Electrical Thrust Reverser Actuation Controller en term inolog ie anglo- saxonne) pour piloter les organes de manoeuvre électromécaniques. L'ETRAC est une un ité de TETRAS (acronyme de Electrical Thrust Reverser Actuation System en terminologie anglo-saxonne) qui est rel ié électriquement à une un ité de contrôle moteur de type FADEC (acronyme de Full Authority Digital Engine Control en terminologie anglo- saxonne) destinée à contrôler et surveiller le turboréacteur correspondant.
Dans u ne variante de réal isation , les actionneurs A sont directement pilotés par le FADEC.
Ce boîtier électronique de commande est un calculateur dédié à la nacelle ou une partie de cette dernière (élément déplaçable ou organe de manoeuvre spécifique, par exemple) destiné notamment à traduire les ordres d'ouverture ou de fermeture de l'inverseur de poussée délivrés par le FADEC en des séquences de commande des éléments déplaçables et des organes A de manoeuvre électromécaniques correspondants et, d'autre part, à informer le FADEC de l'état des organes de manoeuvre et de la position des éléments déplaçables.
C'est ainsi que les lois de commande des machines électriques tournantes M sont délivrées par l'unité électronique de commande, désignée par la référence 10 sur la figure, comprise dans TETRAS.
Concernant la mach i n e él ectriq u e tournante M, c' est un alternateur réversible qui fonctionne en mode alternateur c'est-à-dire comme générateur électrique et en mode démarreur c'est-à-d ire en moteur électrique pour entraîner les organes de manoeuvre électromécaniques correspondants via les arbres de transmission.
Ce moteur M peut être tout type de moteur électrique connu et ne sera décrit plus en détails par la suite.
On constate que, compte tenu des temps de déploiement ou de fermeture des éléments déplaçables lors de l'inversion de poussée, le moteur M passe du mode moteur au mode générateur en jet direct et en jet inverse du dispositif d'inversion de poussée, à savoir lorsque les éléments déplaçables passent d'une position de fermeture à une position d'ouverture et vice versa.
Dans un mode de réalisation, le changement de mode du moteur électrique M est détecté par l'unité électronique de commande 10 de TETRAS par l'inversion de signe du courant aux bornes du moteur électrique M. Il est à noter que ce changement a l ieu pour deux valeurs de courant paliers déterminées différentes en jet direct et en jet inverse du dispositif d'inversion de poussée.
Ces valeurs de courant dépendent, notamment, du type d'inversion de poussée réalisée.
En référen ce à la fig u re 1 , pl us pa rticu l ièrement, le boîtier électronique de commande ETRAC comprend, en outre, une unité de contrôle de pu issance 20 apte à commander les moteurs électriques M, grâce à un calculateur et un logiciel de pilotage associé.
Cette unité 20 est destinée principalement à gérer l'alimentation électrique des action neu rs électriq ues des éléments déplaçables de l'inverseur de poussée 2 et les moteurs électriques M.
Elle comprend, ainsi, au moins une sortie de commande 1 ,2,3 en tension alimentant le ou les moteurs électriques M, en fonction d'entrées de commande 12 de l'unité électronique dé commande 1 0 transmettant des ordres de déploiement et fermeture des éléments déplaçables.
Plus précisément, cette un ité de contrôle de pu issance 20 est adaptée pour piloter des séquences de commande :
- d'un circuit électronique 100 de puissance du moteur M ;
- d'un circuit de dissipation d'énergie 1 10, en mode générateur du moteur M et/ou
- éventuellement, d ' u n ci rcu it d e récu pération d 'én erg ie de freinage, en mode générateur du moteur M.
De plus, selon l'invention, en référence à la figure 1 , l'unité électronique de commande 1 0 est adaptée pour piloter la commande d'un circuit 200 électronique de freinage électrique d'urgence qu i fait office de frein du moteur M, en remplacement de moyens de freinage mécanique à commande électrique ou autre de l'art antérieur.
Par circuit électronique de freinage électrique d'urgence, on entend un frein entièrement électronique, sans moyen mécanique agissant soit sur un élément du moteur M soit sur un arbre d'entraînement de ce dernier.
Un tel circuit sera décrit plus en détails par la suite en référence à la figure 1 . En référence à la figure 1 , l'unité de contrôle de puissance 20 est apte à gérer l'alimentation électrique des dispositifs électriques concernés, reliées au réseau électrique de l'aéronef.
Dans ce cadre, le circuit de puissance 1 00 du moteur M présente au moins une entrée d'alimentation électrique S des dispositifs électriques concernés, reliées au réseau électrique de l'aéronef.
Dans le cas ou le réseau électrique de l'aéronef est à courant alternatif, l'unité de contrôle 20 de puissance assure le redressement et le filtrage de la tension d'entrée alternative par des moyens adaptés (non illustrés) pou r d él ivrer u ne ten sion électrique continue au circuit de puissance 100. Le circuit de puissance 100 convertie la tension continue en une tension alternative adaptée au moteur M.
Elle transforme et adapte, ainsi, le signal électrique provenant du réseau avion pour fournir les signaux de tensions régulées afin d'alimenter le ou les moteurs électrique M des actionneurs A.
Plus particulièrement, comme visible sur la figure 1 dans un mode de réalisation, le circuit de puissance 100 du moteur M est un circuit dans lequel on fournit un signal en tension triphasée 1 ,2,3 de fréquence variable au moteur M.
La variation de la fréquence de tension appl iquée au moteur M entraîne la variation de vitesse de ce dernier.
Ce circuit d e pu issa n ce 1 00 comprend un ou plusieurs convertisseurs de puissance de type onduleur 120 délivrant le signal triphasé 1 ,2,3 de tensions.
Cet ondu leur 1 20 régu le les courants de phase 1 , 2, 3 en imposant la fréquence du champ tournant et l'amplitude de courant dans le ou les moteurs M concernés.
Cet onduleur 120 est, classiquement, formé dé cou plés de transistors IGBTs T (T3 à T8) et diodes D (D3 à D8) à roue libre, au nombre de six.
Par ailleurs, l'unité de commande 10 comprend des entrées de données (illustrées de façon non limitative par la référence 1 1 ) recevant des données en provenance d'un capteur de position du moteur M et/ou de l'actionneur A associé, d'un capteur de vitesse du moteur M et/ou de l'actionneur A associé, d'un détecteur d'état d'un actionneur A et une ou plusieurs sorties de données envoyant des données représentatives du statut du système d'inversion de poussée.
En plus des données en provenance des capteurs de position, l'un ité de commande 1 0 peut recevoir, également, des données en provenance d'un détecteur de freinage du moteur M.
Bien évidemment, les données reçues et renvoyées ne sont pas limitées aux types de données présentées en exemple mais peuvent être tout type de données nécessaires à l'électronique de gestion de puissance et processus logique.
Par ailleurs, comme indiqué précédemment, l'unité de contrôle de puissance 20 comprend un circu it de dissipation d'énergie 105 générée dans le moteur M , en mode générateur de ce dern ier, lors du freinage électrodynamique des actionneurs A.
Dans ce cadre, l'unité de contrôle de pu issance 20 assure, la commande d'un élément de décharge 1 1 0 (R1 ) du ou des moteurs électriques M ou d'un autre dispositif de dissipation d'énergie.
Le freinage s'effectue par dissipation d'énergie générée dans le moteur M à travers une résistance R1 de dissipation en pilotant un hacheur de freinage sur la source de tension, de type transistor de commande T1 .
Ceci permet notamment de ne pas perturber la qualité du réseau électrique de l'avion en y réinjectant l'énergie de freinage.
Chaque moteur M, lors du déplacement des éléments déplaçâmes vers leur position de fermeture et/ou vers leur position déployée en jet direct et en jet inversé, est piloté par des consignes de vitesse et/ou de couple transmises par l'unité de contrôle de puissance 20.
L'unité de contrôle de puissance 20 fournit les signaux de tension 1 , 2,3 au moteur électrique M en conformité avec un profil de vitesse de moteur M prédéterminé par l'unité de commande 10 de TETRAS.
Le respect de ce profil de vitesse par le moteur M conditionne l'application d'un freinage électrique d'urgence du moteur M.
Dans ce cadre, le circuit d'alimentation électrique de l'unité de contrôle de puissance 20 comprend un système électrique de freinage électrique 200 d'urgence dont un premier mode de réalisation est illustré sur la figure 1 .
Ce système 200 de freinage d'urgence comprend, en premier lieu, une boucle de contrôle de l'état de fonctionnement du moteur électrique M alimenté par l'unité de contrôle de puissance 20.
Pour surveiller la puissance du moteur M, l'unité de commande 10 reçoit, en entrée 1 1 , du capteur dédié une information relative à la vitesse de rotation du moteur électrique M.
L'unité de commande 10 comprend des moyens 240 adaptés pour traiter ces données d'entrée et contrôler que la vitesse de rotation du moteur M mesurée, estimée ou déterminée est maintenue inférieure ou égale à une vitesse limite autorisée vseuil .
Ces moyens 240 sont associés au circuit électrique 200 de freinage électrique permettant à lui seul d'agir, de manière sélective et de façon instantanée, sur le moteur électrique M pour en freiner la rotation par application d'un couple de freinage électrique, lorsque la vitesse de rotation du moteur M dépasse la vitesse limite autorisée vseuil .
Ce circuit 200 électronique de freinage électrique est adapté pour suspendre toute commande du moteur M par les ordres de l'unité de commande 1 0 de TETRAS et freiner la survitesse du moteur M en la régulant à une vitesse minimum vmin prédéterminée et autorisée.
La vitesse limite autorisée vseuil peut être différente ou non en fonction de la position de l'actionneur entraîné par le moteur M sur sa course nominale.
Ainsi, la valeur de la vitesse limite autorisée vseuil peut varier en fonction de la position de l'actionneur entraîné par le moteur M dans son déplacement vers sa position de fermeture et/ou vers sa position déployée en jet d irect et en j et i nversé, lorsq ue la su rvitesse d u moteu r M est identifiée.
Le circuit électronique 200 de freinage électrique comprend au moins un dispositif de dissipation d'énergie électrique 220 monté, en série, entre un comm utateur 230 et un pont redresseur 210 dont l'entrée d'alimentation en tension est formée de chacune des phases 210 du signal de tension triphasé 1 ,2,3 du moteur M.
Ce redresseur est adapté pour redresser le signal en tension du moteur M et dissiper la puissance de ce dernier dans le dispositif de dissipation d'énergie électrique 220.
Dans une variante de réalisation non limitative, le redresseur est un montage à commutation naturelle notés PDi, i étant le nombre de phases redressées.
Dans un exemple de réalisation non limitatif, i est égale à 3 et ce pont redresseur 210 PD3 est à diodes.
Le commutateur 230 électrique pilotable est, quant à lu i, apte à être commandé par une ligne de commande 202 provenant de l'unité de commande 10 de TETRAS via les moyens de commande 240 en fonction de la vitesse du moteur M.
L'unité d e co m m a n d e 1 0 est ad a ptée pour suspendre l'alimentation sur le circuit de puissance 100 lorsque la vitesse du moteur M est supérieure à la vitesse vseuil considérée.
Le commutateur 230 peut être un thyristor qui restera conducteur jusqu'à la mise hors tension du circuit en cas de défaut de survitesse du moteur M.
Ainsi, lorsque la vitesse du moteur M est déterminée comme une survitesse par les moyens de contrôle 240, un signal de commande de fermeture est transmis au commutateur 230 qui se ferme et le redresseur 21 0 prélève, par les trois lignes 201 , les trois phases de tension 1 , 2, 3 du moteur M qui constitue la source en tension 201 du circuit de freinage électrique.
L'énergie de freinage est, dès lors, dirigée vers le dispositif de dissipation d'énerg ie électrique 220 du circuit 200 électrique de freinage électrique d'urgence.
Ce dispositif est une résistance R2 de dissipation.
Le circuit de freinage électrique 200 est adapté pour dissiper la puissance du moteur M de manière à réguler la vitesse du moteur M pour la conduire vers la vitesse vmin de freinage et à diriger l'actionneur en fin de course sans heurt mécanique sur la butée de fin de course correspondante et sans dégradation mécanique de l'actionneur A. La butée de fin de course de l'actionneur est dimensionnée pour arrêter le moteur M après qu'il est atteint la vitesse vmin de freinage.
Dans un autre mode de réal isation , le circuit de dissipation d'énergie 105 peut être remplacé par un circuit de récupération de l'énergie de freinage du moteur électrique M lorsqu'il est en mode générateur lors du déplacement des éléments déplaçables vers leur position de fermeture et/ou vers leur position déployée en jet d irect et en jet inversé. Ce circuit comprend, notamment, un ou plusieurs dispositifs de stockage d'énergie de type capacités ou ultracapacités.
Un procédé de mise en œuvre du système de commande selon l'invention est le suivant.
Il a été choisi, de façon non limitative, d'illustrer le procédé dans le cadre du moteur M en mode générateur.
En fin de course d'un élément déplaçable du dispositif d'inversion de poussée, lors de son déplacement en jet direct ou en jet inversé, lorsque le moteur M passe en mode générateur, on agit avec des stratégies bien déterminées au moyen du circuit de commande et d'alimentation électrique de l'unité de commande de puissance 20, pour contrôler avec précision le déplacement du moteur M et donc de l'élément déplacé correspondant.
L'unité de commande de puissance 20 pilote l'onduleur 120 pour qu'il fasse fonctionner le moteur électrique M en mode générateur et lui fixe une consigne de vitesse.
Les détecteurs d 'état et les capteurs adaptés permettent d'analyser le déplacement de l'élément déplaçable du dispositif d'inversion de poussée et la vitesse de rotation du moteur électrique M associé.
Tant que la vitesse de rotation du moteur électrique M n'est pas supérieure à la vitesse limite Vseuil liée à la position de l'actionneur A associé au moteu r M, alors l'unité de commande de puissance 20 commande le circuit de dissipation de l'énergie 105 du moteur M dans la résistance de décharge R1 .
Dans une variante de réalisation, elle peut commander le circuit de stockage de l'énergie de freinage du moteur M dans un dispositif de stockage d'énergie.
Si la vitesse de rotation du moteur électrique M est supérieure à la vitesse lim ite prédéterminée vseuil, alors l'unité de commande 10 commande le circuit de freinage électrique d'urgence pour réguler la vitesse du moteur M.
En effet, lorsque la vitesse du moteur dépasse la vitesse seuil maximale vseuil, le fonctionnement du moteur est considéré comme défectueux.
L'unité de commande 10 commande le changement de la position du commutateur 230 qui se déplace de façon à mettre en circuit, l'élément de dissipation R2 220.
On dissipe la puissance du moteur M en survitesse dans l'élément R2 et on produit un couple de freinage électrique adapté pour atteindre une vitesse de moteur M correspondant à la vitesse min imale prédéterminée vmin, de manière à amener l'actionneur A associé au moteur M en fin de course sans heurt dynamique sur sa butée de course.
Le fonctionnement du circuit 200 de freinage électrique permet de palier la perte de contrôle du moteur M.
L'unité de contrôle de puissance 20 stoppe tout ordre de commande par l ' u n ité d e com m a nd e 1 0 d e TETRAS d u moteur M défectueux et instantanément réduit la vitesse du moteur M à la valeur vmin en freinant le moteur M.
On comprend donc que le système est très sécu ritaire, sans alourdir l'inverseur de poussée.
Par ailleurs, aucune interaction mécanique d'un frein avec les éléments mécaniques du moteur à pleine vitesse n'étant opéré, toute usure du moteur est évitée par ce freinage électrique d'urgence.
De plus, un tel système de commande permet d'atténuer les vibrations mécaniques lors des déclenchements en survitesse et évite les défaillances mécaniques.
L'homme de l'art appréciera, de plus, par rapport aux systèmes de commande des dispositifs électriques de la nacelle de l'art antérieur, un système de commande permettant de réduire l'endommagement des actionneurs.
Les préceptes de l'invention sont applicables bien entendu à l'actionnement d'un capot d'inverseur de poussée mais plus généralement à l'actionnement de tous types d'éléments déplaçables sur une nacelle d'aéronef.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Système de commande pou r inverseu r de poussée à éléments déplaçables, le système de commande comprenant au moins un organe électromécanique d'actionnement dudit élément déplaçable, une unité (M) d'entraînement électrique dudit organe électromécan ique d'actionnement, une unité de commande (10) et une unité de contrôle de puissance (20) adaptée pour commander l'un ité (M) d'entraînement électrique pour déplacer l'élément déplaçable vers une position de fermeture et/ou vers une position déployée en jet direct et en jet inversé caractérisé en ce que le système de commande comprend un circuit (200) électron ique de freinage électrique adapté pour freiner l 'un ité (M) d'entraînement électrique, en cas de survitesse de cette dernière lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée.
2. Système selon la revendication 1 dans lequel l'unité (10) de commande est adaptée pour piloter le circuit (200) électronique de freinage électrique lorsque la vitesse de l'unité (M) d'entraînement électrique est supérieure à une vitesse seuil, en mode générateur ou moteur de l'unité (M) d'entraînement électrique.
3. Système selon la revendication 2 dans lequel la valeur de la vitesse seu il est fonction de la position de l'organe électromécanique d'actionnement entraîné par l'unité (M) d'entraînement électrique dans son déplacement vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée.
4. Système selon la revend ication 1 dans lequel le circuit électron ique de freinage électrique est adapté pour suspendre toute commande de l'unité (M) d'entraînement électrique et pour réguler la vitesse de l'unité (M) d'entraînement électrique de manière à atteindre une consigne de vitesse minimale prédéterminée.
5. Système selon l'une des revendications 1 à 4 comprenant, en outre, u ne ou pl us ieu rs butées de fi n d e cou rse pou r l 'org ane électromécanique d'actionnement dimensionnées pour stopper l'organe électromécanique d'actionnement après que l'unité (M) d'entraînement électrique est atteint la consigne de vitesse minimale.
6. Système selon la revend ication 4 dans leq uel le circu it électronique de freinage électrique est commandé tant que la consigne de vitesse minimale n'est pas atteinte par l'unité (M) d'entraînement électrique.
7. Système selon l'une des revendications 1 à 6 dans lequel le circuit (200) électron ique de freinage électrique comprend au moins un dispositif (220) de dissipation d'énergie électrique monté, en série, avec un commutateur (240) à deux états, l'un des deux états étant adapté pour connecter l'un ité (M) d'entraînement électrique au dispositif (220) de dissipation d'énergie et un redresseur (210) dont la tension d'entrée est formée d u sig nal de sortie d 'u n circu it (100) de puissance de l 'un ité d'entraînement électrique.
8. Système selon la revend ication 7 dans lequel le d ispositif (220) de dissipation d'énergie électrique est une résistance de puissance.
9. Système selon la revendication 7 dans lequel le redresseur
(210) est un montage à pont de diode à commutation naturelle.
10. Nacelle comprenant au moins un élément déplaçable et un système de commande selon l'une des revendications précédentes.
PCT/FR2013/050969 2012-05-04 2013-05-02 Système de commande pour inverseur de poussée Ceased WO2013164546A1 (fr)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13723892.9A EP2844860B1 (fr) 2012-05-04 2013-05-02 Système de commande pour inverseur de poussée
RU2014147908A RU2014147908A (ru) 2012-05-04 2013-05-02 Система управления реверсором тяги
CN201380023467.1A CN104285055A (zh) 2012-05-04 2013-05-02 推力反向控制系统
BR112014027471A BR112014027471A2 (pt) 2012-05-04 2013-05-02 sistema de controle para o reversor de empuxo com elementos móveis e nacela compreendendo pelo menos um elemento móvel e um sistema de controle.
CA2871729A CA2871729A1 (fr) 2012-05-04 2013-05-02 Systeme de commande pour inverseur de poussee
US14/527,112 US9482183B2 (en) 2012-05-04 2014-10-29 Thrust reverser control system

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR12/54099 2012-05-04
FR1254099A FR2990248B1 (fr) 2012-05-04 2012-05-04 Systeme de commande pour inverseur de poussee

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US14/527,112 Continuation US9482183B2 (en) 2012-05-04 2014-10-29 Thrust reverser control system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2013164546A1 true WO2013164546A1 (fr) 2013-11-07

Family

ID=48468652

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2013/050969 Ceased WO2013164546A1 (fr) 2012-05-04 2013-05-02 Système de commande pour inverseur de poussée

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9482183B2 (fr)
EP (1) EP2844860B1 (fr)
CN (1) CN104285055A (fr)
BR (1) BR112014027471A2 (fr)
CA (1) CA2871729A1 (fr)
FR (1) FR2990248B1 (fr)
RU (1) RU2014147908A (fr)
WO (1) WO2013164546A1 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3021300A1 (fr) * 2014-10-20 2015-11-27 Aircelle Sa Systeme d’actionnement pour inverseur de poussee
US10443540B2 (en) 2015-05-08 2019-10-15 United Technologies Corporation Thrust reversal for turbofan gas turbine engine

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US10371091B2 (en) * 2017-01-09 2019-08-06 Honeywell International Inc. Electric thrust reverser actuation system with controlled brake assist
RU175530U1 (ru) * 2017-04-12 2017-12-07 Акционерное общество "Диаконт" Высоконадёжный отказобезопасный электропривод реверсивного устройства
US10862408B2 (en) 2018-07-12 2020-12-08 Parker-Hannifin Corporation Electric motor regenerated energy management method
US11414175B2 (en) 2019-04-01 2022-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating an aircraft powerplant
US11618553B2 (en) * 2019-11-19 2023-04-04 Ge Aviation Systems Limited Method and process of creating qualifiable parameter data item (PDI) to define the function of a power system controller
CN111240236A (zh) * 2019-12-30 2020-06-05 扬州曙光光电自控有限责任公司 一种基于泵升耗能电阻的负载紧急制动系统及方法
FR3115078B1 (fr) * 2020-10-13 2022-09-09 Safran Nacelles Système d’inversion de poussée pour un aéronef et aéronef comportant un tel système
CN112532116B (zh) * 2020-12-09 2024-07-19 金华市科欣医疗科技有限公司 一种电机电磁刹车的控制电路
FR3129435B1 (fr) 2021-11-25 2024-03-08 Safran Nacelles Ensemble pour aéronef muni d’au moins un système d’actionnement d’inversion de poussée fonctionnant à l’hydrogène.

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030159429A1 (en) * 2002-02-27 2003-08-28 Langston Todd A. Gearless electric thrust reverser actuators and actuation system incorporating same
FR2872223A1 (fr) * 2004-06-29 2005-12-30 Hurel Hispano Sa Procede de commande pour l'actionnement d'un inverseur de poussee
WO2012052552A1 (fr) * 2010-10-21 2012-04-26 Sagem Defense Securite Systeme d'actionnement pour un ensemble de propulsion d'un avion

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5125468A (en) * 1989-06-02 1992-06-30 Coker Theodore R Electric control for wheelchair drive unit
FR2920196B1 (fr) * 2007-08-20 2013-08-09 Aircelle Sa Inverseur de poussee avec systeme de freinage des actionneurs
FR2956163B1 (fr) * 2010-02-10 2012-02-17 Aircelle Sa Systeme de commande d'un aeronef

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030159429A1 (en) * 2002-02-27 2003-08-28 Langston Todd A. Gearless electric thrust reverser actuators and actuation system incorporating same
FR2872223A1 (fr) * 2004-06-29 2005-12-30 Hurel Hispano Sa Procede de commande pour l'actionnement d'un inverseur de poussee
WO2012052552A1 (fr) * 2010-10-21 2012-04-26 Sagem Defense Securite Systeme d'actionnement pour un ensemble de propulsion d'un avion

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3021300A1 (fr) * 2014-10-20 2015-11-27 Aircelle Sa Systeme d’actionnement pour inverseur de poussee
US10443540B2 (en) 2015-05-08 2019-10-15 United Technologies Corporation Thrust reversal for turbofan gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
BR112014027471A2 (pt) 2017-09-19
FR2990248A1 (fr) 2013-11-08
RU2014147908A (ru) 2016-06-27
US9482183B2 (en) 2016-11-01
US20150097499A1 (en) 2015-04-09
CN104285055A (zh) 2015-01-14
CA2871729A1 (fr) 2013-11-07
FR2990248B1 (fr) 2015-09-25
EP2844860A1 (fr) 2015-03-11
EP2844860B1 (fr) 2016-03-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2844860B1 (fr) Système de commande pour inverseur de poussée
FR2958689A1 (fr) Systeme de commande d'un dispositif electrique d'une nacelle
EP2534359B1 (fr) Système de commande d'un aéronef
EP2181364B1 (fr) Procede et systeme de commande d'au moins un actionneur de capots d'un inverseur de poussee pour turboreacteur
FR2712250A1 (fr) Procédé et dispositif de commande de variation du pas des pales d'un rotor.
EP2419619B1 (fr) Système de contrôle pour nacelle de turboréacteur
CA2693356A1 (fr) Systeme de systeme de commande d'au moins un actionneur de capots d'un inverseur de poussee pour turboreacteur et procede de test du systeme
EP2419330B1 (fr) Systeme d'actionnement pour un panneau mobile d'une nacelle de turboreacteur
EP2456670B1 (fr) Circuit d'alimentation électrique pour nacelle de turboréacteur
CA2843581C (fr) Procede de surveillance des moyens de verrouillage d'un systeme electrique d'inversion de poussee pour turbomachine
WO2017103459A1 (fr) Dispositif de commande et de contrôle d'un moteur alternatif triphasé pilotant un composant de nacelle de turboréacteur d'aéronef
FR3067121A1 (fr) Procede de testabilite d’une chaine electronique de puissance associe a un moteur electrique
FR2872223A1 (fr) Procede de commande pour l'actionnement d'un inverseur de poussee
EP4103830B1 (fr) Procédé et système de commande d'un inverseur de poussée d'un aéronef
EP3841291B1 (fr) Architecture de commande d'aéronef, d'au moins un actionneur d'un capôt mobile de nacelle
WO2024134088A1 (fr) Circuit d'alimentation electrique d'une turbomachine, turbomachine et aeronef comportant une telle turbomachine
CA2600289C (fr) Dispositif pour actionner les capots mobiles equipant un inverseur de poussee
FR3021300A1 (fr) Systeme d’actionnement pour inverseur de poussee

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 13723892

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2871729

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2013723892

Country of ref document: EP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2014147908

Country of ref document: RU

Kind code of ref document: A

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112014027471

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112014027471

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20141103