Sistema de mando de cubierta de inversor de empuje para góndola de turborreactor.

Aeronave, que comprende por lo menos dos turborreactores (3a, 3b) alojados cada uno en una góndola (1a, 1b), comprendiendo cada góndola (1a, 1b) de turborreactor (3a, 3b) una sección delantera de entrada de aire, una sección media destinada a rodear una soplante del turborreactor y una sección trasera equipada con por lo menos un sistema de inversión de empuje que comprende, por una parte, unos medios de desviación de por lo menos una parte de un flujo de aire del turborreactor y por otra, por lo menos una cubierta móvil (4a, 5b, 5a, 5b) apta para pasar, accionada por lo menos por un medio de accionamiento electromecánico (6a, 6b, 7a, 7b), alternativamente de una posición de cierre, en la que ésta garantiza la continuidad aerodinámica de la góndola y en la que los medios de desviación no están activados, a una posición de abertura, en la que ésta abre un paso en la góndola y en la que los medios de desviación están activados;

comprendiendo la aeronave, por una parte, por lo menos una unidad de control de potencia (8a 8b) que equipa cada góndola, siendo dicha por lo menos una unidad de control de potencia apta para transformar una alimentación eléctrica (20a, 20b) de alta tensión en por lo menos una alimentación eléctrica (31a, 31b, 32a, 32b) destinada a los medios de accionamiento electromecánicos, y por lo menos una entrada de pilotaje (41a, 41b, 42a, 42b) de dicha unidad de control de potencia (8a, 8b), y por otra parte, por lo menos una unidad de pilotaje (9) de la unidad de control de potencia (8a, 8b) distinta y separada de esta última, y comprendiendo por lo menos una entrada de mando (91a, 91b) y por lo menos una salida de pilotaje (41a, 41b, 42a, 42b) destinada a estar conectada con la entrada de pilotaje de dicha por lo menos una unidad de control de potencia (8a, 8b), estando la unidad de pilotaje (9) compartida por dichas por lo menos dos góndolas (1a, 1b) y comprendiendo por lo menos una entrada de datos (91a, 91b) procedentes de un calculador de avión (2a, 2b) comúnmente denominado FADEC o EEC.

Sistema de mando de cubierta de inversor de empuje para góndola de turborreactor.

La presente invención se refiere a una góndola de turborreactor que comprende una sección delantera de entrada de aire, una sección media destinada a rodear una soplante del turborreactor y una sección trasera equipada con por lo menos un sistema de inversión de empuje que comprende, por una parte, medios de desviación de por lo menos una parte del flujo de aire del turborreactor y por otra por lo menos una cubierta móvil capaz de pasar, accionando por lo menos un medio de accionamiento electromecánico, alternativamente de una posición de cierre, en la que ésta garantiza la continuidad aerodinámica de la góndola y en la que los medios de desviación no están activados, a una posición de abertura, en la que ésta abre un paso en la góndola y en la que los medios de desviación están activados.

Un avión es activado por varios turborreactores alojados cada uno en una góndola que alberga asimismo un conjunto de dispositivos de accionamiento anexos vinculados a su funcionamiento y que garantizan diversas funciones cuando el turborreactor está en funcionamiento o parado. Esos dispositivos de accionamiento anexos comprenden, en particular, un sistema electro-o hidromecánico de accionamiento de un inversor de empuje y un sistema electro-o hidromecánico de accionamiento de cubiertas destinados a permitir operaciones de mantenimiento en el turborreactor.

El papel de un inversor de empuje es, durante el aterrizaje de un avión, mejorar la capacidad de frenado de éste redirigiendo hacia adelante por lo menos una parte del empuje generado por el turborreactor. En esta fase, el inversor permite reenviar hacia la parte delantera de la góndola todos los flujos de gas o parte de ellos que son eyectados por el turborreactor, generando así un empuje contrario que se suma al frenado de las ruedas del avión. Para ello, un inversor de empuje comprende, por una parte y de otra de la góndola, una cubierta móvil desplazable entre, de una parte una posición desplegada que abre en la góndola un paso destinado al flujo desviado durante una etapa de frenado y, de otra, una posición de repliegue que cierra ese paso durante el funcionamiento normal del turborreactor o cuando el avión está parado.

Actualmente, esos sistemas de accionamiento son implementados principalmente por cilindros hidráulicos o neumáticos. Esos cilindros necesitan una red de transporte de un fluido bajo presión obtenido ya sea conectando de forma secundaria aire sobre el turborreactor ya sea recogiéndolo en el circuito hidráulico del avión. Ahora bien, unos sistemas tales necesitan espacio y requieren un mantenimiento importante porque el menor escape en la red hidráulica o neumática puede tener consecuencias de dañar tanto el inversor como otras partes de la góndola. Además, los cilindros hidráulicos o neumáticos desarrollan siempre la potencia máxima disponible, lo que implica un desgaste prematuro de los equipos.

Para remediar los inconvenientes vinculados a los sistemas neumáticos e hidráulicos, los constructores y equipadores de góndolas han buscado cómo sustituirlos y usar lo más posible sistemas de accionamiento eléctricos de modo que se aligera la góndola y se simplifica su funcionamiento, en particular, en cuanto a los ciclos de mantenimiento necesarios y la gestión de fluidos hidráulicos o neumáticos. Ya existen determinadas cubiertas de góndolas destinadas al mantenimiento del turborreactor que son accionadas por cilindros eléctricos, y la EP 0843089 describe un inversor de empuje accionado eléctricamente.

Los sistemas de accionamiento eléctricos permiten una gestión óptima de la energía en función de la potencia realmente necesaria para el funcionamiento de esos sistemas y a la vez ocupan menos espacio en la góndola y no requieren un circuito de circulación de fluido a presión. Permiten asimismo incorporar sistemas de mando y de pilotaje electrónicos como los descritos, por ejemplo, en las solicitudes francesas 04.07096, 07.07098 y la solicitud europea EP-A-0 843 089.

La gestión electrónica del accionamiento del sistema de inversión de empuje tiene un gran número de limitaciones.

En primer lugar, la función de inversión de empuje está gobernada por exigencias de certificación muy estrictas con el fin de garantizar la seguridad del sistema. Este procedimiento de certificación es muy costoso.

Luego, las funciones de control y vigilancia están generalmente incluidas en un controlador para avión (al que se conoce con el nombre FADEC o EEC) que tiene su propio proceso de certificación. Así pues, los parámetros de vigilancia y los valores umbral susceptibles de desencadenar determinadas acciones son accesibles con dificultad y difícilmente parametrizables sin que el controlador para avión tenga que volver a pasar por un nuevo ciclo de certificación, muy costoso en sí cuando las modificaciones aportadas están restringidas solamente a una fracción de las funciones gestionadas por el calculador de avión.

Así pues, la presente invención quiere remediar los inconvenientes que se han dicho y proponer una góndola de turborreactor que comprende un sistema de mando del dispositivo de inversión de empuje que optimiza esos aspectos.

De ese modo, la presente invención se refiere a una aeronave que comprende por lo menos dos turborreactores, cada uno de ellos alojado en una góndola, comprendiendo cada góndola de turborreactor una sección delantera de entrada de aire, una sección media destinada a rodear una soplante del turborreactor y una sección trasera equipada con por lo menos un sistema de inversión de empuje que comprende, por una parte, unos medios de desviación de por lo menos una parte del flujo de aire del turborreactor, y, de otra, por lo menos una cubierta móvil capaz de pasar, accionando por lo menos un medio de accionamiento electromecánico, alternativamente de una posición de cierre en que ésta garantiza la continuidad aerodinámica de la góndola y en que los medios de desviación no están activados, a una posición de abertura en que la misma abre un paso en la góndola y en que los medios de desviación están activados, comprendiendo la aeronave, por lo menos de una parte una unidad de control de potencia que equipa cada góndola, siendo dicha por lo menos una unidad de control de potencia capaz de transformar una alimentación eléctrica de alta tensión en por lo menos una alimentación eléctrica destinada a los medios de accionamiento electromecánicos, y por lo menos una entrada de pilotaje de dicha unidad de control de potencia, y de otra, por lo menos una unidad de pilotaje de la unidad de control de potencia distinta y separada de esta última, y comprendiendo por lo menos una entrada de mando y por lo menos una salida de pilotaje destinada a estar conectada con la entrada de pilotaje de por lo menos una unidad de control de potencia, estando la unidad de pilotaje compartida por dichas por lo menos dos góndolas y comprendiendo por lo menos una entrada de datos procedente de un calculador de avión, comúnmente denominado FADEC o EEC.

Así, al prever una unidad de control de potencia y una unidad de pilotaje distintas y separadas, cada unidad puede pasar por un proceso de certificación según le convenga en vez del proceso de certificación más exigente del conjunto.

Esto permite asimismo el desarrollo de programas informáticos integrados y de la electrónica de control adecuada para el proceso de certificación que será aplicado. El resultado es un ahorro de tiempo y de coste de desarrollo importantes.

Además, al diferenciar con ello la función de pilotaje de la función de potencia, es posible agrupar las funciones de vigilancia y control en esta unidad de pilotaje en que el o los programas informáticos integrado (s) y/o los equipos electrónicos pueden ser actualizados y cambiados más rápidamente y sin tener que intervenir para otros elementos.

De forma ventajosa, la unidad de pilotaje comprende asimismo por lo menos una salida de mando de por lo menos un medio de bloqueo del sistema de inversión de empuje.

De forma ventajosa también, la unidad de control de potencia comprende por lo menos una resistencia de disipación u otro dispositivo de disipación, por ejemplo un sistema que permite en su caso recuperar la energía disipada. De forma preferente, la resistencia de disipación es externa a una caja de la unidad de control de potencia correspondiente.

Preferentemente, la unidad de control de potencia comprende por lo menos un ondulador de control trapezoidal. En su caso, se podrá utilizar también un mando vectorial.

Preferentemente también, la unidad de control de potencia comprende un rectificador... [Seguir leyendo]

1. Aeronave, que comprende por lo menos dos turborreactores (3a, 3b) alojados cada uno en una góndola (1a, 1b) , comprendiendo cada góndola (1a, 1b) de turborreactor (3a, 3b) una sección delantera de entrada de aire, una sección media destinada a rodear una soplante del turborreactor y una sección trasera equipada con por lo menos un sistema de inversión de empuje que comprende, por una parte, unos medios de desviación de por lo menos una parte de un flujo de aire del turborreactor y por otra, por lo menos una cubierta móvil (4a, 5b, 5a, 5b) apta para pasar, accionada por lo menos por un medio de accionamiento electromecánico (6a, 6b, 7a, 7b) , alternativamente de una posición de cierre, en la que ésta garantiza la continuidad aerodinámica de la góndola y en la que los medios de desviación no están activados, a una posición de abertura, en la que ésta abre un paso en la góndola y en la que los medios de desviación están activados; comprendiendo la aeronave, por una parte, por lo menos una unidad de control de potencia (8a 8b) que equipa cada góndola, siendo dicha por lo menos una unidad de control de potencia apta para transformar una alimentación eléctrica (20a, 20b) de alta tensión en por lo menos una alimentación eléctrica (31a, 31b, 32a, 32b) destinada a los medios de accionamiento electromecánicos, y por lo menos una entrada de pilotaje (41a, 41b, 42a, 42b) de dicha unidad de control de potencia (8a, 8b) , y por otra parte, por lo menos una unidad de pilotaje (9) de la unidad de control de potencia (8a, 8b) distinta y separada de esta última, y comprendiendo por lo menos una entrada de mando (91a, 91b) y por lo menos una salida de pilotaje (41a, 41b, 42a, 42b) destinada a estar conectada con la entrada de pilotaje de dicha por lo menos una unidad de control de potencia (8a, 8b) , estando la unidad de pilotaje (9) compartida por dichas por lo menos dos góndolas (1a, 1b) y comprendiendo por lo menos una entrada de datos (91a, 91b) procedentes de un calculador de avión (2a, 2b) comúnmente denominado FADEC o EEC.

2. Aeronave según la reivindicación 1, caracterizada por que la unidad de pilotaje (9) comprende asimismo por lo menos una salida de mando de por lo menos un medio de bloqueo (71a, 71b) del sistema de inversión de empuje.

3. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 o 2, caracterizada por que la unidad de control de potencia (8a, 8b) comprende por lo menos una resistencia de disipación (10a, 10b) preferentemente externa a una caja de la unidad de control de potencia correspondiente.

4. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizada por que la unidad de control de potencia (8a, 8b) comprende por lo menos un ondulador de control trapezoidal.

5. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4 caracterizada por que la unidad de control de potencia (8a, 8b) comprende un rectificador de corriente alterna a corriente continua.

6. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizada por que la unidad de control de potencia (8a, 8b) comprende un circuito de frenado que comprende un interruptor integrado.

7. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizada por que la unidad de control de potencia (8a, 8b) comprende por lo menos una entrada (51a, 51b, 52a, 52b, 55a, 55b) de un dato de información de control procedente de por lo menos un captador de posición y/o un captador de velocidad y/o de frenado, por ejemplo.

8. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizada por que la unidad de control de potencia (8a, 8b) comprende por lo menos un dispositivo de alisamiento pasivo o activo de rechazo de corriente de armónicos.

9. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizada por que comprende un disyuntor (21a, 21b) ubicado entre la fuente de potencia eléctrica y la unidad de control de potencia.

10. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizada por que la unidad de control de potencia (8a, 8b) comprende por lo menos una entrada de datos procedente de un calculador de avión (2a, 2b) denominado comúnmente FADEC o EEC.

11. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, caracterizada por que la unidad de control de potencia (8a, 8b) está ubicada en una zona de la góndola conocida como fría.

12. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, caracterizada por que la unidad de pilotaje (9) se alimenta con baja tensión (90) .

13. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 12, caracterizada por que la unidad de control de potencia (8a, 8b) y/o la unidad de pilotaje (9) comprende por lo menos una salida de datos en dirección a un calculador de avión, denominado comúnmente FADEC o EEC.

14. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 13, caracterizada por que la unidad de pilotaje (9) comprende por lo menos una entrada de datos procedente de por lo menos un captador, del tipo captador de posición o de estado.