包括由两个独立电源供电的控制设备的飞行器的制造方法

包括由两个独立电源供电的控制设备的飞行器的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种飞行器，该飞行器包括至少一个左侧马达发电机、至少一个右侧马达发电机、用于飞行器的具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备，该控制设备包括至少一个控制构件(52、52’)，该控制构件(52、52’)由连接至至少一个右侧马达发电机或左侧马达发电机的第一飞机电源供应器(66)供电，该控制构件(52、52’)其特征在于：由独立于第一飞机电源供应器(66)的连接至飞行器的电源的第二电源供应器(94)供电。
【专利说明】包括由两个独立电源供电的控制设备的飞行器

【技术领域】
[0001]本发明涉及包括用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备的飞行器，以及涉及用于管理飞行器的用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备的电源供应器的方法。

【背景技术】
[0002]为减少燃料消耗，一些飞行器具有带有可变截面射流管喷嘴的电动机。因此，通过修改它的截面，能够使经过射流管喷嘴的流量适应外部条件和电动机运行速度，从而优化电动机驱动器的效率。
[0003]根据图1中所示的示例，飞行器的推进组件包括机舱10，通过支杆连接至飞行器的其他部分的电动机驱动器12基本同轴地布置在机舱10中。
[0004]机舱10包括界定在前方具有空气入口 16的导管14的内壁，进入的空气流的第一部分，称为初级流，经过电动机驱动器12以参与燃烧，空气流的第二部分，称为次级流，由风扇18驱动并流入环形导管20中，环形导管20由该机舱的内壁和该电动机驱动器的外壁界定。在后部，初级流通过固定的射流管喷嘴22逸出，射流管喷嘴22具有在(气)流流动的方向上直径减小的锥形部分。次级流通过出口 24逸出，出口 24由固定的射流管喷嘴22界定内侧并且由具有至少一个活动部分的射流管喷嘴26界定外部，对应于在机舱的后方末端处提供具有可变截面的射流管喷嘴26。
[0005]根据一个示例，具有可变截面的射流管喷嘴26包括至少一个部分，该至少一个部分能够在两个极限位置之间在平行于电动机的纵向方向(相当于引用为28的电动机轴)的移位方向上，平移至在图1中由实线示出的前方的第一位置和在图1中由虚线示出的后方的位置。由于固定的射流管喷嘴具有锥形形状，通过调整其在移位方向上的位置，能够控制具有可变截面的射流管喷嘴的出口截面。
[0006]根据图2所示的示例，具有可变截面的射流管喷嘴26包括活动部分30，活动部分30凭借被电动机34驱动的机械传动链32移位。每个射流管喷嘴包括两个活动部分30、30’，该两个活动部分30、30’相对于射流管喷嘴的垂直正中面对称地定位。机械传动链32能够将电动机34的输出轴的旋转运动转换为活动部分在移位方向上的平移运动。因此，在电动机34和活动部分30之间存在有第一机械传动链32以及在电动机34’和活动部分30’之间存在有第二机械传动链32’。
[0007]图2示出了根据现有技术的一种用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备。
[0008]为控制活动部分30、30’的位置，控制链包括称为FADEC (全权限数字式引擎控制)的用于电动机驱动器的调节系统36和确保电动机34的控制的称为PE (电力电子器件)的控制构件38。
[0009]因此，当调节系统36传送信号至控制构件38时，后者令电动机34旋转，该电动机34的旋转通过机械传送链32、32’产生活动部分30、30’的平移。在其他方面，控制构件38确保在上游的控制电路和下游的电源电路之间的电源转换器功能。根据一个实施例，控制构件38采取包括众多电子部件(比如反相器或者变压器)的电力电子器件的形式，以确保电源转换器功能，以及采取电子部件的形式以提供用于电动机的调节智能性。该调节智能性能够可靠地且精确地将活动部分定位在不同位置，并且能确保对活动部分的移动的结束的管理，特别是电动机的减速及其停止时的管理。
[0010]根据一个架构，控制构件38被定位在靠近于它控制的电动机34。因此，控制构件38被定位在机舱中并且通过电缆连接至电动机，电缆确保用于电动机34的电源供应及其控制。
[0011]为处理由证书权限施加的约束，控制设备包括众多的冗余元件，以在不能够增强元件自身可靠性的情况下，增强驱动的可靠性。
[0012]因此，对于每个推进组件，控制设备包括两个控制构件38和38’、两个电动机34和34’，每个控制构件一个，它们中的每个能够产生全部活动部分30的活动。
[0013]该解决方案使得有可能观察由证书权限施加的约束。
[0014]关于电源供应器，飞行器包括连接至第一电芯的第一主电源供应器母线和连接至第二电芯的第二主电源供应器母线，每个主电源供应器母线为数个电源供应器子线供电，子线各自为若干电源供应器线路供电。
[0015]因此，电源供应器线路的电源供应器的可用性极轻微地小于它所连接至的电源供应器子线的可用性，电源供应器子线的可用性极轻微地小于它所连接至的主电源供应器母线的可用性。
[0016]关于用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备，每个控制构件38、38 ’能够以推力反向器系统的方式，由连接至电源供应器线路的单个电源供应器40供电。
[0017]然而，这个解决方案不能被设想，因为对于具有可变截面的射流管喷嘴的功能，电源供应器线路的可用水平并不足够高。
[0018]为获得关于电源供应器的所需的可用水平，一种解决方案包括由飞机的电源供应器的电源供应器母线和由位于机舱中的专用于控制设备的发电机为用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备供电。
[0019]然而，这种解决方案并不令人满意，因为它导致机载重量和机舱中体积约束的增加。
[0020]本发明旨在纠正先前技术的弊端。


【发明内容】

[0021]为此，本发明的主题是包括用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备的飞行器，该飞行器包括由连接至至少一个马达发电机的第一飞机电源供应器供电的至少一个控制构件马达发电机，上述的控制构件的其特征在于其由连接至飞行器电源的第二电源供应供电，该第二电源供应器独立于第一飞机电源供应器。
[0022]优选地，该控制构件由马达发电机和由独立于马达发电机的第二电源供应器供电。
[0023]根据第一个实施例，第二电源供应器连接至飞行器的CSMG发电机。
[0024]根据第二个实施例，第二电源供应器连接至飞行器的辅助动力单元APU。
[0025]根据第三个实施例，第二电源供应器连接至飞行器的至少一个电能蓄能器。
[0026]有益地，该控制构件包括能够控制至少一个致动器并且为该至少一个致动器供电的第一部分，以及能够交替地与第一飞机电源供应器或者与第二电源供应器连接的第二部分。优选地，至少控制构件的第二部分定位在飞行器的机身上。
[0027]根据另一个特征，控制构件包括能够防止两个电源供应器之间电气地和机械地接触的电源接触器组。
[0028]根据一个实施例，控制设备包括，在第一推进组件中，专用于控制具有可变截面的第一射流管喷嘴并且由间接连接至左侧的(也可以为右侧的)马达发电机的第一飞机电源供应器供电的第一控制构件，以及在第二推进组件中，专用于控制具有可变截面的第二射流管喷嘴并且由间接连接至右侧的(也可以为左侧的)马达发电机的第二飞机电源供应器供电的第二控制构件。
[0029]这种情况下，两个控制构件优选地由相同的第二电源供应器供电，并且控制设备包括旁路箱，该旁路箱具有连接至第二电源供应器的第一输入端和各自连接至控制构件的输出端。
[0030]根据另一个特征，对每个电源供应器，控制设备用于隔离电源供应器与控制构件的电路断路器。
[0031]本发明还提出用于管理飞行器的用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备的电源供应器的方法，其特征在于包括当上述的第一飞机电源供应器不再为控制构件供电时，通过独立于第一飞机电源供应器的连接至飞行器电源的第二电源供应器为控制构件供电。
[0032]优选地，该管理方法包括在电源供应切换之前检查第二电源供应器的可用性的步骤。

【专利附图】

【附图说明】
[0033]其他的特征和优点将根据附图在仅以示例给出的本发明的下述【具体实施方式】中浮现，附图中:
[0034]图1是飞行器的推进组件的局部剖视的侧视图，以使能够示意性地示出具有可变截面的射流管喷嘴，
[0035]图2是根据先前技术的用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制架构的示意性描述，
[0036]图3是根据本发明所说明的变化的用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制架构的示意性描述，
[0037]图4是飞行器的不同电源的示意性描述，
[0038]图5是用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备的电源供应器的架构的示意性描述，
[0039]图6A至图6C是示出具有可变截面的射流管喷嘴的活动部分分别在未激活状态时、展开时和收回时，根据实施例的控制构件的示意图。

【具体实施方式】
[0040]如图3中示意性示出的，具有可变截面的射流管喷嘴包括通过机械传送链46连接至致动器48 (比如电动机)的至少一个活动部分44。
[0041]优选地，每个射流管喷嘴包括有益地基本相对于该射流管喷嘴的垂直正中面对称的两个活动部分44，以及两个致动器48，一个(致动器)用于每个活动部分。
[0042]无论如何变化，具有可变截面的射流管喷嘴包括至少一个活动部分44和至少一个致动器48。
[0043]仅仅作为示例，具有可变截面的射流管喷嘴和机械传送链能与文件EP-770.429中所描述的那些相同。然而，本发明并不局限于这些具有可变截面的射流管喷嘴或者这些机械传送链的实施例。
[0044]为确保对具有可变截面的射流管喷嘴的控制，飞行器包括用于电动机驱动的调节系统50 (也称为FADEC)和能够供应电能和控制致动器48的控制构件52 (也称为PE)。
[0045]无论如何配置，具有可变截面的射流管喷嘴包括激发和控制具有可变截面的射流管喷嘴的活动部分44 (part或parts 44)的运动的至少一个控制设备。该控制设备包括至少一个调节系统50、至少一个控制构件52和至少一个致动器48。
[0046]另外，对每个活动部分，控制设备能包括传感器53，传感器53控制和/或测量活动部分的实际移位并且通知调节系统50和/或控制构件52。根据一个实施例，每个传感器53是用于每个活动部分的牢固地附接至机械传输的RVDT(旋转可变差动变压器，)类型的增量角位移传感器。
[0047]如图4中所示，飞行器54包括电气电子隔室56，例如在该隔室56中放置飞行器的电气设备和/或电子设备中的一些(比如，电芯)。该飞行器包括众多的独立电能源，该独立电能源是:
[0048]-至少一个左侧马达发电机58.1，提供在左翼的每个电动机驱动器中并连接至第一电芯，
[0049]-至少一个右侧马达发电机58.2，提供在右翼的每个电动机驱动器中并连接至第二电芯，
[0050]-称为APU发电机的辅助动力单元，通常放置在飞行器的后部处，
[0051]-发电机，称为CSMG(恒速马达发电机)，产生来自于液压回路的液压压力的电能，上述压力优选地由称为RAT (冲压空气涡轮机)的应急风力涡轮机产生，
[0052]例如，至少一个电能蓄能器，例如电池60。
[0053]为将电能按线路发送至它的各种设备，飞行器54包括两个主电源供应母线62.1和62.2，第一主电源供应母线62.1由第一右侧马达发电机58.1供电并且第二主电源供应母线62.2由第二左侧马达发电机58.2供电。而且，两个主电源供应母线62.1和62.2被当是独立的电源供应。
[0054]每个主电源供应器母线62.1和62.2供应众多的电源供应器子线64，电源供应器子线64各自为至少一个飞机电源供应器供电。因此，用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备由飞机电源供应器66供电。通常地，飞机电源供应器是具有400Hz频率的115V交流电的、具有三个相位P1、P2和P3(见图6A至6C)的三相类型的电源供应器。
[0055]根据一个实施例，致动器48是电动机68，作为以115V和400Hz的交流电运行的三相电动机，该电动机68被配置为直接使用飞机电源供应器66。
[0056]根据该设计，电动机68的旋转方向的反转来源于相位的反转，特别是如图6B和图6C所示的在电动机48的磁极处，相位Pl和P2的反转。
[0057]根据一个实施例，致动器48是三相异步电动机。
[0058]并行的，控制构件52包括适用于致动器的输送三相电源供应的输出端以及用于切换飞机电源供应器66的相位的装置,从而修改电动机68的旋转方向。这些用于切换相位的装置是模拟类型的。
[0059]根据图6A至图6C所示的实施例，控制构件52包括串联布置的至少两个电气继电器70.1和70.2，第一继电器70.1的输出端连接至第二继电器70.2的输入端以便允许相位Pl和P2的切换，它们其中的一个(70.1)由能够使电动机如图6B所示的在第一方向上旋转的信号SI控制，另一个(70.2)由能够使电动机如图6C所示的在第二方向上(第一个的反向)旋转的信号S2控制。在缺乏信号时，两个继电器70.1和70.2处于空闲状态并且电动机68未被供电。
[0060]根据一个实施例，第一继电器70.1包括三个输入端72.1、72.2和72.3以及六个输出端 72.1.1,72.1.2,72.2.1,72.2.2,72.3.1,72.3.2。
[0061]第一继电器70.1包括三个接触器74.1、74.2、74.3，一个(接触器)用于每个输入端，可能占用两个状态(空闲和切换)。该三个接触器同时由控制器76控制。在缺乏信号时，该三个接触器如图6A所示的处于空闲状态，并且分别地连接输入端72.1,72.2、72.3与输出端72.1.1,72.2.1,72.3.1。当控制器76接收到信号SI时，它将三个接触器转换为如图6B所示的切换状态，分别地连接输入端72.1,72.2、72.3与输出端72.1.2,72.2.2,72.3.2。
[0062]输入端72.1,72.2,72.3分别地与电源供应器66的相位P1、P2、P3连接。
[0063]第二继电器 70.2 包括六个输入端 78.1.1,78.1.2,78.2.1,78.2.2,78.3.1、78.3.2以及三个输出端78.1,78.2和78.3。
[0064]第二继电器70.2包括三个接触器80.1、80.2、80.3，一个(接触器)用于每个输出端，可能占用两个状态(休息和切换)。该三个接触器同时由控制器82控制。在缺乏信号时，该三个接触器如图6A所示的处于休息状态，并且分别地连接输入端78.1.1,78.2.1、78.3.1与输出端78.1、78.2、78.3。当控制器82接收到信号S2时，它将三个接触器转换为如图6C所示的切换状态，分别地连接输入端78.1.2,78.2.2,78.3.2与输出端78.1,78.2、78.3。
[0065]输出端78.1,78.2,78.3连接至与电动机68的磁极。
[0066]在两个继电器70.1和70.2之间，第一继电器70.1的输出端72.1.1,72.1.2、72.2.1,72.2.2,72.3.1,72.3.2 分别地连接至输入端 78.1.1,78.1.2,78.2.1,78.2.2、78.3.K 78.3.2。
[0067]根据如图6A至图6C所示的示例，在缺乏信号时，电动机并不运行，在收到信号SI时它在第一方向上旋转，在收到信号S2时它在第二方向上旋转。
[0068]根据图6A至图6C所示的第一变化，由调节系统50通过通信总线发射的信号SI和S2，由接触器箱84转换，接触器中的每一个独立地允许电流的通过与否，该电流有可能激发继电器中的一个或者另外一个。
[0069]接触器箱84包括与将被转换的信号一样多的接触器，以及能够根据接收到的信号关闭恰当的接触器的电气装置。根据该实施例，每个接触器的终端其中的一个连接至地线，第一接触器的其他终端连接至第一继电器的控制器，第二接触器的其他终端连接至第二继电器的控制器。
[0070]本发明不局限于控制构件52的该实施例。其他的解决方案能被设想，比如在专利申请FR-1354199中所描述的那些。
[0071]无论如何变化，控制构件52包括电源接触器组86。
[0072]根据图5中所示的实施例，例如，这些电源接触器由控制器88(比如计算机)控制。该电源接触器组86位于印刷电路上，允许配线和接触器的插入。
[0073]有益地，控制构件52包括在电源接触器组的上游的固态转换器，该转换器并不如同电源接触器位于相同的印刷电路上。
[0074]根据如图5所示的实施例，飞行器包括两个致动器48、48’ ( 一个用于每个射流管喷嘴)，致动器各自能够改变具有可变截面的射流管喷嘴90、90’的可变截面，每个致动器48、48’通过控制及电源供应器线路92、92’连接至由控制器88、88’控制的控制构件52、52，。
[0075]无论如何变化，飞行器包括至少一个控制构件52，该至少一个控制构件52能控制一个或者多个致动器48、48’。因此，每个致动器48、48’能通过单个控制构件52或者通过两个控制构件52进行控制，以便获得冗余系统。
[0076]优选地，每个控制构件52输出三相电源供应，该三相电源供应通过控制器和电源供应器线路92、92’发送至致动器48、48’。
[0077]根据本发明的一个特征，控制构件52连接至两个独立的电源供应器，第一飞机电源供应器66和独立于第一飞机电源供应器66的第二电源供应器94。
[0078]优选地，控制构件52由马达发电机和由独立于马达发电机的第二电源供应器94供电。
[0079]有益地，控制构件52包括当在最小化两个独立的电源供应器之间缺乏隔离带来的风险时，能够保证电源供应器的使用可用性的必需水平的内部架构。为此，控制构件52包括具有高可靠性水平的接触器的集合，其能够防止两个电源供应器66和94之间的电气地和机械地任何接触。此外，控制构件52的电气架构包括冗余保护，以保证当一个或者多个接触器可能将两个电源供应器66和94带入接触的情况是极不可能故障的结果。为此，控制构件52包括两态三相固态接触器，两态其中的一个被认为是稳定的，并且由能够检测运行错误的电气传感器组进行控制。
[0080]有益地，控制构件52、52’包括能够控制至少一个致动器48并且为至少一个致动器48供电的第一部分，以及能够交替地连接第一飞机电源供应器66或者第二电源供应器94的第二部分。
[0081]该两个部分能被定位于飞行器的相同区域或者在两个不同区域中，第一部分在机舱中而且第二部分在机身上(例如在飞行器的电气电子隔室中)。
[0082]根据如图5所不的实施例,两个控制构件52、52’由不同的飞机电源供应器66、66’供电。因此，控制设备包括，在第一推进组件中，专用于控制具有可变截面的第一射流管喷嘴并且由间接连接至左侧(也可以为右侧)的马达发电机的第一飞机电源供应器66供电的第一控制构件52，以及专用于控制具有可变截面的第二射流管喷嘴并且由间接连接至右侧的(也可以为左侧)的马达发电机的第二飞机电源供应器66’供电的第二控制构件52’。
[0083]优选地，控制构件52、52’由相同的第二电源供应器94供电。
[0084]根据本发明的另一个特征，电路断路器96、98被提供以使每个独立电源供应器66和94与每个控制构件52、52’隔离。
[0085]因此，如图5所示，电路断路器96被提供以使第一飞机电源供应器66与第一控制构件52隔离，并且电路断路器98被提供以使第二电源供应器94与第一控制构件52隔离。电路断路器98能够使第二电源供应器94与第二控制构件52’隔离。
[0086]电路断路器96’被提供以使第二飞机电源供应器66’与第二控制构件52’隔离。
[0087]优选地，至少第二部分被定位于机身上，该第二部分确保每个控制构件52、52’的交替连接，并且控制和电源供应线路92、92’在机翼中延伸至由上述控制构件52、52’控制的致动器48、48’。
[0088]有益地，旁路箱100被插入在第二电源供应器94和控制构件52、52’之间。如图5所不，旁路箱100包括单个输入端和与控制构件52、52’ 一样多的输出端。
[0089]该配置能够避免机翼的高成本修改。根据另一个优点，在具有可变截面的射流管喷嘴环境中，本发明能够在专用于控制设备的发电机中安装。
[0090]根据第一个实施例，第二电源供应器94连接至CSMG发电机。
[0091]该解决方案提供了高的可用水平并且，即使相对的电动机驱动器不再运行并因此相关联的马达发电机不再输送电力，也能够控制具有可变截面的射流管喷嘴。
[0092]根据该解决方案，第二电源供应器仅当飞行器处于极端的、称为“电力应急)”条件下可用。在该状况中，马达发电机不运行。首先，由CSMG发电机供应的电力主要为用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备供电，飞行器的其他系统根据简单的机制进行供电，板载仪器处于待机状态。在完成具有可变截面的射流管喷嘴截面的修改后，由CSMG发电机供应的电力被专用于飞行器的其他功能并且特别地用于板载仪器。
[0093]根据该解决方案，控制构件52、52’包括仅当以下条件满足时能够授权由CSMG发电机供应电力的逻辑:
[0094]-第一飞机电源供应器66不为控制构件52供电，
[0095]-CSMG发电机已准备好供应电力，
[0096]-通过飞行器电源供应器的控制器的内在逻辑授权CSMG发电机向具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备提供电源供应，
[0097]-电力供应需求从用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备中发出，
[0098]-与配备有具有可变截面的射流管喷嘴的电动机驱动器相对的飞行器的电动机驱动器不运行，
[0099]-要求电力供应的具有可变截面的射流管喷嘴尚未大幅张开，
[0100]-控制器88允许接触器或者连接至CSMG发电机的接触器的参与。
[0101]根据第二个实施例，第二电源供应器94连接至辅助动力单元APU。
[0102]该解决方案提供了高的可用水平并且，即使相对的电动机驱动器不再运行并因此相关联的马达发电机不再输送电力，也能够控制具有可变截面的射流管喷嘴。
[0103]根据该解决方案，并且根据航班情况和推进组件所必要的可用水平，辅助动力单元APU则可能是飞行器的飞行所必要的(例如对于ETOPS类型的航班)。因此，在每次起飞前，可有必要检查辅助动力单元APU是正确地运行的并且在飞行器的航班期间在所有环境下启动的能力。
[0104]众所周知，在驾驶舱中提供了启动按钮以启动辅助动力单元APU。
[0105]根据该解决方案，控制构件52、52’包括仅当以下条件满足时能够允许通过辅助动力单元APU供应电力的逻辑:
[0106]-第一飞机电源供应器66、66’不再为用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备供电，
[0107]-辅助动力单元APU已完成启动并且用于辅助动力单元APU的启动按钮不再被按下，
[0108]-辅助动力单元APU能够供应三相电源，
[0109]-电力供应需求从用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备中发出，
[0110]-控制构件52、52’允许接触器或者连接至辅助动力单元APU的接触器的参与。
[0111]根据第三个实施例，第二电源供应器94连接至至少一个电能蓄能器60。
[0112]根据该变化，控制设备包括插入在(一个或多个)电能蓄能器60和控制构件52、52’之间的转换器，以将由电能蓄能器60输送的直流电转换成三相电流。根据一个实施例，该转换器能被并入控制构件52、52’中。
[0113]该解决方案提供了高的可用水平并且，即使相对的电动机驱动器不再运行并因此相关联的马达发电机不再输送电力，也能够控制具有可变截面的射流管喷嘴。
[0114]电能蓄能器60还输送启动辅助动力单元APU所必要的电力。众所周知，在驾驶舱中提供了启动按钮以启动辅助动力单元APU。
[0115]鉴于电能蓄能器60的能力，辅助动力单元APU的启动不能通过电能蓄能器60与用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备的电源供应器并发地被触发。
[0116]根据该解决方案，控制构件52、52’包括仅当以下条件满足时能够允许由至少一个电能蓄能器60供应电力的逻辑:
[0117]-第一飞机电源供应器66、66’不再为用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备供电，
[0118]-辅助动力单元APU的启动不被需要并且它的启动按钮不再被按下或者不再保持在按下位置，
[0119]-电力供应需求从用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备中发出，
[0120]-控制构件52、52’允许连接至(一个或多个)电能蓄能器60的(一个或多个)接触器的参与。
[0121]本发明还提出用于管理用于具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备的电源供应器的方法，该方法包括当第一飞机电源供应器66故障并且不再为控制构件52、52’供电时，用第二电源供应器94为控制构件52、52’供电。优选地，该管理方法包括在电源供应器切换之前，检查第二电源供应器94的可用性的步骤。
【权利要求】
1.一种飞行器，包括至少一个左侧马达发电机(58.1)、至少一个右侧马达发电机(58.2)、用于所述飞行器的具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备，所述控制设备包括驱动至少一个致动器(48)的至少一个控制构件(52、52’)，所述至少一个致动器(48)通过机械传送链(46)产生所述具有可变截面的射流管喷嘴的至少一个活动部分(44)的活动，所述控制构件(52、52’ )由连接至至少一个右侧马达发电机或左侧马达发电机的第一飞机电源供应器￠6)供电，其特征在于: 所述控制构件(52、52’ )由独立于所述第一飞机电源供应器￠6)的、连接至所述飞行器的电源的第二电源供应器(94)供电。
2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于: 所述控制构件(52)由马达发电机(58.1、58.2)供电以及由独立于所述马达发电机(58.1、58.2)的第二电源供应器供电。
3.如权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于: 所述第二电源供应器(94)被连接至所述飞行器的CSMG发电机。
4.如权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于: 所述第二电源供应器(94)被连接至所述飞行器的辅助动力单元APU。
5.如权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于: 所述第二电源供应器(94)连接至所述飞行器的至少一个电能蓄能器(60)。
6.如前述权利要求之一所述的飞行器，其特征在于: 所述控制构件(52、52’)包括能够控制至少一个致动器(48)并且为所述至少一个致动器(48)供电的第一部分，以及能够交替地与所述第一飞机电源供应器￠6)或与所述第二电源供应器(94)连接的第二部分。
7.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于: 至少所述控制构件(52、52’ )的所述第二部分被设置于所述飞行器的机身上。
8.如前述权利要求之一所述的控制设备，其特征在于: 所述控制构件(52、52’ )包括能够防止所述两个电源供应器(66、94)之间电气地和机械地接触的电源接触器组(86)。
9.根据前述权利要求之一所述的控制设备，其特征在于: 所述控制设备包括，在第一推进组件中，专用于控制具有可变截面的第一射流管喷嘴并且由间接连接至所述左侧马达发电机(58.1)的第一飞机电源供应器￠6)供电的第一控制构件(52)，以及在第二推进组件中，专用于控制具有可变截面的第二射流管喷嘴并且由间接连接至所述右侧马达发电机(58.2)的第二飞机电源供应器￠6’ )供电的第二控制构件(52，)。
10.如权利要求1-8其中之一所述的控制设备，其特征在于: 所述控制设备包括，在第一推进组件中，专用于控制具有可变截面的第一射流管喷嘴并且由间接连接至所述右侧马达发电机(58.2)的第一飞机电源供应器￠6)供电的第一控制构件(52)，以及在第二推进组件中，专用于控制具有可变截面的第二射流管喷嘴并且由间接连接至所述左侧马达发电机(58.1)的第二飞机电源供应器￠6’ )供电的第二控制构件(52，)。
11.如权利要求9或10所述的控制设备，其特征在于: 所述两个控制构件(52、52’ )由相同的所述第二电源供应器(94)供电。
12.如前述权利要求之一所述的控制设备，其特征在于: 所述控制设备包括旁路箱(100)，所述旁路箱(100)具有连接至所述第二电源供应器(94)的第一输入端和分别连接至控制构件(52、52’ )的输出端。
13.如前述权利要求之一所述的控制设备，其特征在于: 所述控制设备包括用于每个电源供应器的电路断路器(96、98)，以使所述电源供应器与所述控制构件(52)隔离。
14.一种用于飞行器的具有可变截面的射流管喷嘴的控制设备的电源供应器的管理方法，所述设备包括驱动至少一个致动器(48)的至少一个控制构件(52、52’)，所述至少一个致动器(48)通过机械传送链(46)产生所述具有可变截面的射流管喷嘴的至少一个活动部分(44)的活动，所述控制构件(52、52’ )由连接至所述飞行器的至少一个右侧马达发电机或左侧马达发电机的第一飞机电源供应器(66)供电，其特征在于: 所述方法包括当所述第一飞机电源供应器￠6)不再为所述控制构件(52、52’ )供电时，通过独立于所述第一飞机电源供应器￠6)的、连接至所述飞行器的电源的第二电源供应器(94)为所述控制构件(52、52’)供电。
15.如权利要求14所述的管理方法，其特征在于: 所述方法包括在电源供应切换之前，检查所述第二电源供应器(94)的可用性。
【文档编号】B64D27/16GK104417760SQ201410455793
【公开日】2015年3月18日 申请日期:2014年9月9日 优先权日:2013年9月10日
【发明者】纪尧姆·比兰, 皮埃尔·卡尔韦拉克, 尼古拉·勒库安特, 保罗-埃米尔·鲁 申请人:空中客车运营简化股份公司