飞行器涡轮机计算机

摘要

本发明涉及一种飞行器涡轮机计算机，所述计算机包括容纳电子电路的平行六面体状金属外壳(10)，控制通路和监控通路被合并在所述电子电路中。本发明的外壳(10)包括第一凹部(14)和与所述第一凹部隔开的第二凹部，用于管理控制通路的第一电子卡(20)被布置在所述第一凹部中，用于管理监控通路的第二电子卡(21)被布置在所述第二凹部中，这些电子卡被布置在两个平面中，所述两个平面被定向成相对于彼此成90°角。

权利要求

1.一种飞行器涡轮机计算器，包括容纳电子电路的平行六面体状金属壳体(10)，控制通路和监控通路被集成在所述电子电路中，其特征在于，所述壳体(10)包括第一腔室(14)和独立于所述第一腔室的第二腔室，用于管理控制通路的第一电子板(20)被配置在所述第一腔室中，用于管理监控通路的第二电子板(21)被配置在所述第二腔室中，第一电子板和第二电子板分别被配置在两个平面中，所述两个平面被定向成相对于彼此成90°角。

2.根据权利要求1所述的计算器，其中，所述第一电子板(20)被连接至第一连接器(24)和第二连接器(25)，并且所述第二电子板(21)被连接至第三连接器(26)。

3.根据权利要求2所述的计算器，其中，每个连接器为多插针连接器。

4.根据权利要求1所述的计算器，包括配置在所述第一腔室(14)中的第三电子板(30)，所述第三电子板被电连接至所述第一电子板(20)。

5.根据权利要求1所述的计算器，其中，所述第一电子板(20)和第二电子板(21)相互电流隔离。

6.根据权利要求5所述的计算器，其中，所述第一电子板(20)和第二电子板(21)通过光链路相互连接。

7.根据权利要求1所述的计算器，其中，所述壳体(10)由铝或钛制成。

8.根据权利要求1所述的计算器，其中，所述壳体(10)的宽度介于10cm到40cm之间，高度介于10cm到30cm之间，并且厚度介于3cm到10cm之间。

9.一种应用根据前述权利要求中任一项所述的计算器的飞行器。

说明书

飞行器涡轮机计算机

技术领域

[0001] 本发明涉及涡轮机计算器，例如诸如直升机之类的飞行器上载有的辅助动力单元(Auxiliary Power Unit，APU)。

背景技术

[0002] 本发明的领域为飞行器涡轮机领域，并且尤其为用于调节这些涡轮机的性能的飞行器涡轮机计算器(calculator)领域。所述计算器能够将调节通路(channel)以及监控或超速保护通路集合在同一壳体(casing)中，这使得能够获得比将这两个通路设置在两个单独的壳体中的方案更低的成本和质量。

[0003] 调节通路具有调节涡轮机速度的功能。但是所述调节通路的故障可引起涡轮轴的超速。实际上，当所述轴被破坏时，气体提供给涡轮的动力不再被由该轴驱动的装备吸收，并且涡轮的转速急剧增加。这种超速导致转动部件被迅速破坏和/或使转动部分与涡轮盘分离。由于离心力，这些转动部件于是被猛烈地向外抛出并能够穿过包围涡轮的壳体，从而引起发动机中的严重损坏，并且能够使飞行器和乘客陷入危险。

[0004] 超速保护通路的目的在于避免这种超速的后果。超速保护通路包括与液压机械部件相关联的电子部件。电子部件测量转子的转速。如果电子部件检测到超速，于是其控制液压机械部件，液压机械部件切断向涡轮机的燃料供给。

[0005] 本发明的目的在于为难以解决的技术问题(共模故障，common mode failure)提供解决方案，所述技术问题为调节通路的故障和超速保护通路的故障，并且尤其是那些源于计算器之外的故障(被称为“本地事件”)。

发明内容

[0006] 本发明涉及一种飞行器涡轮机计算器，所述计算器包括容纳电子电路的平行六面体状金属壳体，控制通路和监控通路被集成在所述电子电路中，其特征在于，所述壳体包括第一腔室和独立于所述第一腔室的第二腔室，用于管理控制通路的第一电子板被配置在所述第一腔室中，用于管理监控通路的第二电子板被配置在所述第二腔室中，这些电子板被配置在两个平面中，所述两个平面被定向成相对于彼此成90°角。

[0007] 有利地，每个板被连接至位于所述壳体的面上的至少一个连接器。每个连接器可为多插针连接器。

[0008] 有利地，本发明的计算器包括配置在所述第一腔室中的第三电子板，所述第三板被电连接至所述第一电子板。

[0009] 有利地，所述第一电子板和第二电子板相互电流隔离(galvanically isolated)。所述第一电子板和第二电子板因此可通过光链路(optical link)相互连接。

[0010] 有利地，所述壳体由铝或钛制成。所述壳体的宽度可介于10cm到40cm之间(通常为30cm)，高度可介于10cm到30cm之间(通常为10cm)，并且厚度可介于3cm到10cm之间(通常为
5cm)。

[0011] 本发明的计算器可以是辅助动力单元(APU)的计算器。本发明可涉及应用所述计算器的飞行器(例如直升机)。

附图说明

[0012] 图1至图4示出根据本发明的飞行器涡轮机计算器；图1和图2为等轴分解视图，图3为前视图并且图4为沿线A-A的剖视图，剖切线A-A在图3中示出。

具体实施方式

[0013] 本发明的飞行器涡轮机计算器包括平行六面体状的金属壳体10，所述平行六面体状的金属壳体10包含独立的第一平行六面体腔室14和第二平行六面体腔室15，第一电子板20和第二电子板21分别被配置在第一平行六面体腔室14和第二平行六面体腔室15中，控制通路和监控通路被分别集成在第一电子板20和第二电子板21中。这些板被配置在两个平面中，所述两个平面被定向成相对彼此形成确定的角度，例如90°。

[0014] 如图1至图4中所示，壳体10由平行六面体基座11和两个盖部12和13构成，所述盖部12和13被分别附接至基座11的顶面和侧面以形成两个独立的平行六面体腔室14和15。盖部12和13能够穿过孔31和32拧紧到基座11上而被附接，其中，密封件33可被设置在孔隙空间中。

[0015] 被壁16一分为二的第一腔室14被设计成：容纳用于管理控制通路的第一电子板20。第二腔室15被设计成：容纳用于管理监控通路的第二电子板21。

[0016] 如图4所示，第一腔室14还能够包含配置在第一腔室14的底部的第三电子板30，所述第三电子板30能够通过插针连接器电连接至第一板20。所述第三电子板30因此具有可操作地完善(complete)第一电子板的目的。

[0017] 第一电子板20通过柔性导线22连接至小插件板23，两个多插针连接器24和25被附接在所述小插件板23中，并且小插件板23被安装到基座11的前部中。第二电子板21通过柔性导线27连接至多插针连接器26。所述连接器26被附接在配置于基座11的前部上的孔28中。

[0018] 如图4中所示，间隔件34能够将第一电子板20和第三电子板30隔开。

[0019] 第一电子板通过柔性导线35连接至第二电子板，所述柔性导线35的末端具有确保电流联接的连接器35’，所述导线穿过制成在基座11中的孔42。第一腔室14和第二腔室之间的间隔壁40和41确保第一腔室14和第二腔室之间的独立性。

[0020] 因此，本发明的计算器包括容置在两个独立空间中的两个电子板20(可能通过第三电子30完善)和21，所述两个独立空间被定向成相对彼此成一确定的角度，优选地，所述两个独立空间被定向成相对彼此成90°角以确保不存在振动类型的共模故障。这两个空间确保不存在物理、热力学、化学、电等类型的共模故障。

[0021] 这种解决方案有利于容置用于各个板的独立的连接器。还有利于两个独立的电源的使用。

[0022] 在一个有利的实施例中，计算器具有图3和图4中示出的尺寸(附图的比例为1:1)。

[0023] 电子板20和21通过例如由光耦合器确保的最小化的接口相互连接，从而确保所述的两个控制和安全通路的电气独立性。

[0024] 本发明的计算器通过允许以下巨大的灵活性来消除故障的所有共同成因：

[0025] -电子板20(30)和21中的一个的外部制造能够解决共同的制造因素。

[0026] -腔室14和15之间的密封能够解决相互加热的共同的热力学因素或暴露于同时发生的电子板20(30)和21的过高温度(over-temperature)。

[0027] -腔室14和15之间的密封能够解决共同的理化因素或暴露于机械风险的因素。发生在电子板20(30)和21上的风险被解决。使用引起同时短路的螺钉的风险被解决。

[0028] -腔室14和15之间的独立性通过避免从一个板到另一个板的级联电击穿(cascade electric breakdown)实现电子板20(30)和21之间的高度电绝缘，所述电击穿可与雷击、电网导致的供电变化有关。

[0029] -电子板20(30)和21的垂直布置通过改变暴露于振动来避免机械共振，并且确保这些板不被同时破坏。

[0030] -电子板20(30)上存在的电气性问题不会电气性地传播到另一板21。

[0031] -这些电子板之间的联接的故障仅仅影响将计算器置于安全：监控通路关闭计算器或阻止其被启动(booted)。