用于飞机的电子节流阀系统的制作方法
用于飞机的电子节流阀系统的制作方法
【专利说明】用于飞机的电子节流阀系统
[0001]相关申请的交叉引用
[0002]本国际PCT专利申请要求2013年8月29日提交的美国临时专利申请序列号61/871，670的优先权，所述美国临时专利申请的全部内容以引用方式并入本文。
发明领域
[0003]本发明涉及用于飞机的电子节流阀系统的构造。更具体地，本发明涉及使用公共信号/电力线来将节流阀信号传输至发动机电子控制单元的电子节流阀系统。
【背景技术】
[0004]常规地，电子节流阀系统包含一定显著长度的电线，以便将飞机中的发动机与由飞行人员的成员操纵的控制系统连接。具体地，由于特定的规则要求和安全考虑，此类系统包含若干冗余的电线和电缆。
[0005]如本领域技术人员应明白，多条冗余的电线和电缆向飞机添加重量。
[0006]此外，多条冗余的电线和电缆增加与飞机的制造和维护相关联的复杂性。
[0007]至少鉴于与对多条冗余的电线和电缆的依赖相关联的一个或多个问题，已经产生了考虑飞机中的部件可被重新配置来减少相关联的系统的复杂性以及也减少那些系统的重量的方式的期望。
[0008]如本领域技术人员应明白，较不复杂的系统可被更容易地并且以更低的成本装配。
[0009]此外，需要较少材料的系统重量较小。一般地，重量较小的飞机可被操作具有增加的效率。
[0010]在此因素汇合的环境中开发本发明。
【发明内容】
[0011]本发明解决相对于现有技术指出的不足中的一个或多个。
[0012]在一个设想的实施方案中，本发明提供用于为飞机上的发动机提供节流阀控制的节流阀系统。节流阀系统包括节流阀扇形板组件(TQA)模块，其与节流阀杆电气通信用于接收指示发动机的节流阀的量值的位置信号，所述TQA模块可操作来将位置信号转化成节流阀信号；发动机电子控制(EEC)模块，其连接至所述TQA模块以便将节流阀信号转变成用于发动机的节流阀控制信号；以及至少一条信号/电力线，其将所述TQA模块连接至所述EEC模块。信号/电力线至少将节流阀信号从TQA模块载运至EEC模块。
[0013]在另一个设想的实施方案中，信号/电力线还至少将电力从EEC模块载运至TQA模块。在此实施方案中，设想信号/电力线通过依赖电力线通信(PLC)载运节流阀信号和电力两者。
[0014]也设想节流阀系统可包括连接至节流阀杆的旋转可变差动变压器(RVDT)。RVDT包括至少三个线圈，所述至少三个线圈被适配来检测节流阀杆的位置并且产生与其相称的位置信号。
[0015]在一个设想的实施方案中，节流阀系统可包括接线板，所述接线板包括信号/电力线和在TQA模块至EEC模块之间延伸的地线。
[0016]TQA模块可包括连接至RVDT的RVDT解调器，所述RVDT解调器接收位置信号并且产生解调的位置信号。
[0017]TQA模块还可包括连接至RVDT解调器的TQA控制器，所述TQA控制器接收解调的位置信号并且产生控制器节流阀信号。
[0018]TQA模块可包括连接至TQA控制器的TQA收发器，以便在将节流阀信号引入至信号/电力里之前将控制器节流阀信号转变成节流阀信号。
[0019]EEC模块可包括连接至信号/电力线的EEC收发器，以便接收节流阀信号并且解码节流阀信号来再创建控制器节流阀信号。
[0020]EEC模块还可包括EEC控制器，所述EEC控制器从EEC收发器接收控制器节流阀信号并且产生待发送至发动机的节流阀控制信号。
[0021 ]此外，EEC模块可包括向EEC模块和TQA模块提供电力的主电力总线。
[0022]主电力总线可经由信号/电力堡向TQA模块提供电力。
[0023]本发明还提供节流阀扇形板组件(TQA)模块，所述流阀扇形板组件(TQA)模块包括与连接至节流阀杆的至少一个位置测量传感器电气通信的解调器。解调器从至少一个位置测量传感器接收节流阀杆位置信号，并且根据节流阀杆位置信号产生解调的位置信号。TQA模块还包括TQA控制器，所述TQA控制器与解调器电气通信用于接收解调的位置信号并且产生控制器节流阀信号，以及TQA收发器，所述TQA收发器连接至TQA控制器以便在将节流阀信号引入至信号/电力线用于朝向发动机电子控制(EEC)传输之前，将控制器节流阀信号转变成节流阀信号。
[0024]更进一步，本发明提供用于与飞机的节流阀杆电气通信的节流阀扇形板组件(TQA)模块的操作方法。本方法包括从位置测量传感器接收指示节流阀杆位置的位置信号。位置信号指示发动机节流阀的量值。本方法还包括解调位置信号以便产生解调的位置信号，处理解调的位置信号以便产生适用于传输至发动机电子控制(EEC)的节流阀信号，以及将节流阀信号引入至信号/电力线以便将节流阀信号从TQA模块传输至发动机电子控制(EEC)ο
[0025 ]本发明的另外方面根据以下的段落将变得明显。
[0026]附图简述
[0027]现在将结合本发明的附图描述本发明，其中:
[0028]图1为在其上可安装本发明的电子节流阀配置的典型飞机的透视图；
[0029]图2为示出在现有技术中已知的一个电子节流阀系统的电路图;
[0030]图3为用于在图2中示出的现有技术电子节流阀系统的两个通道中的一个的电路图；
[0031]图4为根据本发明的电子节流阀系统的电路图；以及
[0032]图5为用于在图4中示出的电子节流阀系统的两个通道中的一个的电路图。
[0033]本发明实施方案的详述
[0034]现在将结合其一个或多个实施方案描述本发明。实施方案的讨论并不旨在限制本发明。相反，实施方案的任何讨论旨在举例说明本发明的广度和范围。如本领域技术人员应明白，在不脱离本发明的范围的情况下，可采用本文所述的实施方案的变型和等效物。那些变型和等效物旨在由本专利申请的范围涵盖。
[0035]本发明现将在用于喷气式飞机的电子节流阀构造的内容中讨论，其中一个或多个喷气式发动机(也被称为涡轮发动机或涡轮风扇发动机)被附连(或附接)至飞机的每个翼部。尽管本发明在此环境中讨论，但是本发明并非旨在仅限制于具有带翼部喷气式发动机的飞机的构造。设想本发明可结合用于其他发动机类型(诸如涡轮螺旋桨发动机簦)的电子节流阀组件被采用。
[0036]相对于以下的讨论，应指出具体的定向惯例假定对本领域的技术人员是已知的。定向惯例与飞机的向前行进方向一致。在此环境中，术语“向前”(或其等效物)指飞机的前端(或机头端部)。术语“后部”(或其等效物)指飞机的尾端(后端或机尾)。术语“右侧”(或其等效物)指如由飞机的向前端和尾端限定的飞机的右侧(或右舷侧)。术语“左侧”(或其等效物)指飞机的左侧(或端口侧)，也如由其前端或尾端限定的。
[0037]此外，术语“纵向”指从飞机的前端向后端延伸的飞机的纵向方向。术语“横向”指从飞机的右侧延伸至左侧的飞机的横向方向(即如由飞机的翼展限定的)。如应为明显的，横向方向与纵向方向正交。术语“上”(或顶部)和“下”(或底部)指当飞机停在地面上时飞机的垂直方向或定向。
[0038]图1为本发明的电子节流阀布线应用至的飞机10的透视图。飞机10包括纵向限定向前端14和后(或尾)端16的机身12。两个翼部18、20从机身12横向延伸。尾部区段22(或尾翼)附接至飞机的后端16。如本领域技术人员应明白，翼部18、20和尾部区段22包含负责飞机10的飞行特征和操作的多个控制表面。两个发动机24、26从翼部18、20悬浮并且连接至其，如示出的。
[0039]图2为用于现有技术节流阀系统28的电路布线。常规的电子节流阀系统28包括从飞行人员向节流阀系统28提供节流阀信息的节流阀杆30。飞行人员包括但不限于驾驶员、副驾驶员和从飞行甲板(或驾驶舱)操作飞机10的其他人员。
[0040]针对任何飞机10需要的冗余，节流阀30连接至被称为“通道A”的第一通道32和被称为“通道B”的第二通道34。两个通道32、34彼此独立地操作。这样，如果一个通道32、34失效，那么冗余的通道32、34被设想来继续发挥作用，以使得飞机10保持可操作的。
[0041]由于是冗余的，每个通道32、34包括相同的电子部件。具体地，从宏观角度，每个通道32、34包括以下三个部件:(1)旋转可变差动变压器(“RVDT” )36,38,(2)发动机电子控制单元(“EEC”)40、42，和(3)接线板44、46。如从图2应明白，接线板44、46中的每一个将RVDT36、38中的相应的一个连接至EEC 40、42中的一个。
[0042]由于通 道32、34中的每一个是冗余的，它们包含相同的电子部件。因此，通道32、34中的一个的讨论被认为足以描述两个通道32、34。为此原因，现参考示出在图2中描绘的第一通道32的图3。
[0043]如图3所示，用于第一通道32(即通道A)的第一RVDT 36包括三个传感器线圈:(1)主传感器线圈48，(2)第一次级线圈50、和第二次级线圈52。三个线圈48、50、52共同提供来自节流阀30的必需位置信号。在一个设想的操作模式中，主传感器线圈48由ECC 40激励，这允许主传感器线圈48产生返回次级线圈50、52的信号，如本领域技术人员应明白。次级线圈50、52确定传感器轴线的角度，也如本领域技术人员应明白。
[0044]主线圈48连接至信号线54和接地线56。信号线54将由EEC40产生的信号经由接线板44传送至主线圈48。接地线56通向地面58。
[0045]第一次级线圈50也连接至信号线60和接地线62。信号线60将由第一次级线圈50产生的信号传送至EEC 40。接地线62连接至地面64。
[0046]如图3所示，第二次级线圈52连接至信号线66和接地线62。如从图3是明显的，第一次级线圈50和第二次级线圈52共享相同的接地线62和相同的地面64。
[0047]信号线54、60、66将来自节流阀杆30的节流阀信号提供至RVDT解调器68，所述RVDT解调器68可被实施作为硬件、软件、或硬件和软件的组合。由RVDT解调器68处理的信号经由AC/DC转换器70发送至微控制器72(更广义地在此也被称为控制器72)。微控制器72处理节流阀信号以便将来自节流阀的控制提供至发动机24、26。
[0048]在图3中还示出主电力总线74，所述主电力总线74经由DC至DC转换器76将电力提供至RVDT解调器68、AC/DC转换器70和邀控制器72，所述DC至DC转换器76被设置以便将来自主电力总线74的电压的电力电压转化至适用于附接至其的电子部件的电压。EEC 40还包括在主电力总线74与来自主线圈48的信号线54之间连接的RVDT激励器78。电力经由RVDT激励器78从主电力总线74提供至线圈48、50、52。
[0049]如从图3是明显的，飞机接线板44包含五条独立电线54、56、60、62、66。这些电线54、56、60、62、66从飞行甲板延伸至被定位接近发动机24、26的EEC 40。因此，必须行进相当大距离的电线54、56、60、62、66共同向飞机10添加相当大的重量。此外，在飞机中10定位电线54、56、60、62、64和在飞机10的操作寿命期间维持电线54、56、60、62、66的可操作性上花费相当多的时间。
[0050]如本领域技术人员应明白，由于存在两个通道32、34和两个发动机24、26，对于每个飞机10存在总共20条与接线板44、46相关联的电线。如果飞机10将包括附加的发动机24、26，那么附加的电线将是必要的，从而向飞机10添加更多的重量和复杂性。
[0051 ]如以上指出的，当飞机10在操作时，线圈48、50、52—起产生用于由微控制器72处理的节流阀信号。
[0052]如以上指出的，本发明的一个方面是提供用于飞机10的电子节流阀系统80，所述电子节流阀系统80减少从飞行甲板延伸至负责控制到发动机24、26的节流阀输入的微控制器72的电线的总数。
[0053]在符合至少此方面中，并且如图4示出的，本发明提供为冗余包含第一通道82和第二通道84的电子节流阀系统80。正如现有技术节流阀系统28，两个通道82、84彼此独立地操作，并且各自能够提供对被提供至飞机10的发动机24、26的节流阀信号的控制。
[0054]电子节流阀系统80因此包括连接至两个RVDT传感器模块88、90(—个用于每个通道82、84)的节流阀86。尽管RVDT传感器模块88、90在本文中被示出和描述，应当理解在不偏离本发明的情况下，其他类型的杆位置测量传感器可被使用。例如，角度传感器(诸如电位计或分解器)或线性位置传感器(LVDT)可被使用，在其他可能性下。
[0055]如在现有技术实例中，通道82、84被称为“通道A” 82和“通道B” 84。RVDT传感器模块88、90连接至两个节流阀扇形板组件(Throttle Quadrant Assembly)模块92、94，所述两个节流阀扇形板组件模块92、94继而连接至两个飞机接线板96、98。接线板96、98连接至两个EEC 100、102o
[0056]在本发明的电子节流阀系统80中，如应为直接明显的，穿过接线板96、98的电线的数目已经减小。在所示的非限制性实例中，与现有技术的电子节流阀系统28相比，穿过接线板96、98的电线已经减少3/5。这不仅减少飞机10的重量，其还可使得比现有技术电子节流阀系统28更容易地安装和维持电子节流阀系统80。
[0057]为有利于本发明的电子节流阀系统80的讨论，图5示出第一通道82或通道A。第一通道82的部件与第二通道84或通道B的部件大体相同。因此，第一通道82的讨论也被认为足以描述第二通道84的构造。
[0058]参考图5，RVDT传感器模块88经由节流阀86从飞行人员接收信号。RVDT传感器模块88包括主线圈104、第一次级线圈106和第二次级线圈108。如在现有技术系统28中，三个线圈104、106、108产生可被遨控制器利用用于发动机24、26的节流阀信号。
[0059]如图5所示，主线圈104将节流阀信号经由信号线110供给TQA模块92。主线圈104还经由接地线112连接至地面114。类似地，第一次级线圈106经由信号线116连接至TQA模块92，并且经由接地线118连接至地面120。第二次级线圈108经由信号电线122连接至TQA模块92。第二次级线圈108如第一次级线圈106经由接地线118连接至相同的地面120。
[0060]由于本发明的电子节流阀系统80减少组成接线板96的电线的数目作为其方面之一，本发明的电子节流阀系统80不同于现有技术中的系统28包括TQA模块92。此外，为容纳更少的电线，EEC 100已被重新配置。
[0061]TQA模块92被设想放置靠近在飞机10的飞行甲板上或附近的节流阀86 AEC 100被设想放置接近(或靠近)发动机24、26。以使得节流阀信号可从节流阀杆86提供至发动机24、26，节流阀信号在被发送至EEC 100之前首先由TQA模块92处理。已发现在TQA模块92处以及在EEC 100处使用电子模块可改善在EEC 100、TQA模块92与接线之间的故障隔离。
[0062]TQA模块92包括从线圈104、106、108接收节流阀信号的RVDT解调器124 (或其他位置传感器解调器)。信号从RVDT解调器124行进，通过AC/DC转换器126，到TQA微控制器128(更广义地在此也被称为TQA控制器128)。节流阀信号从TQA微控制器128发送至TQA收发器130，所述TQA收发器130向TQA电力线耦合132提供节流阀信号。节流阀信号随后经由信号/电力线134发送至EEC 100。如本文所用，术语“信号/电力线”指能够载运电力和数据信号两者的通信线。
[0063]在EEC 100处，在节流阀信号被传递至EEC收发器138的情况下，节流阀信号穿过EEC电力线耦合136。节流阀信号从EEC收发器138提供至EEC微控制器140(更广义地在此也被称为EEC控制器140)。在EEC里控制器140处，节流阀信号被转变(或转化)成可由发动机
24、26接收用于在其上的节流阀控制的信号。
[0064]又如图5所示，EEC100包括主电力总线142，所述主电力总线142向本发明的电子节流阀控制系统80的各种部件提供DC电力。然而，应当理解在不偏离本发明的情况下，来自圭电力总线142的电力也可以是AC电力。
[0065]电力从主电力总线142提供通过两个DC/DC转换器144、146。电力也从EEC100的主电力总线142经由信号/电力线134提供到TQA模块92。这样，EEC 100电力用于给TQA模块92内的电路中的至少一些供电，诸如传感器采集电路(解调器124)。当飞机发动机运行时，EEC100电力供应独立于飞机电源，以使得TQA模块92具有与飞机电源一定水平的独立性。
[0066]当电力到达TQA模块92时，电力被提供至两个DC/DC转换器148、150和RVDT激励器152。
[0067]图5还示出在TQA地面156与ECC地面158之间延伸的接地线154。接地线154为飞机接线板96的一部分。
[0068]如从图5应为明显的，由于在关于图2和图3描述的现有技术系统中需要的5条电线被穿过接线板 96的两条电线134、154替换，信号/电力线134的提供很大地简化本发明的电子节流阀系统80的构造。
[0069]在本发明的实施方案中，信号/电力线134依赖电力线通信(“PLC”)用于其操作。PLC指一种技术，由此高频率信号叠加在直流电压上。这样，相同的电线可用于载运电力(在低频率上)和数据(在高频率上)两者。取决于使用的标准，数据可通过电压或频率调制来编码。PLC还应支持节流阀杆位置的典型刷新速率。PLC不仅允许节流阀系统80的更简单的构造，PLC还帮助免疫来自外部干扰的信号以及避免(或至少最小化)与其他信号的干扰的有害效果。此外，可采用PLC，以使得信号保持在对于飞机中10的信号的电磁干扰(“EMI”)截断之下。
[0070]尽管由于添加TQA模块92和重新配置EEC模块100，在本发明的电子节流阀系统80中存在某种附加的重量和复杂性，但是设想系统80是比结合图2和图3描述的电子节流阀系统28更简单的、较不复杂的、重量上更轻的以及花费更少的。
[0071]继续参考图5，现提供电子节流阀控制系统80的操作的简要讨论。
[0072]当节流阀杆86被飞行人员中的一个成员操纵时，RVDT传感模块88(或其他位置测量传感器)检测节流阀杆86的位置，并且使用由RVDT激励152提供的激励信号产生指示节流阀杆86的位置的位置信号。位置信号被发送至连接至RVDT传感器模块88的RVDT解调器124。RVDT解调器124产生解调的位置信号。
[0073]所解调的位置信号随后在其到TQA微控制器128的路径上穿过AC/DC转换器126。TQA微控制器128从AC/DC转换器126接收解调的位置信号，并且产生邀控制器节流阀信号(更广义地在此也被称为控制器节流阀信号)。微控制器节流阀信号随后传递至收发器130和电力线耦合132，其中微控制器节流阀信号被引入至信号/电力线134中用于传输至EEC模块100。如应为明显的，根据本实施方案，收发器130和电力线耦合132准备里控制器节流阀信号用于经由PLC方法传输。换言之，收发器130和电力线耦合132创建经由信号/电力线134传输至EEC模块100的PLC节流阀信号。
[0074]在EEC模块100处，PLC节流阀信号被“解码”。因此，PLC节流阀信号穿过电力线耦合136和收发器138，从而将PLC节流阀信号变换回微控制器节流阀信号。更具体地，电力线耦合136可使用带通滤波器以便将信号与DC电力隔离。节流阀信号随后可在解码之前被收发器138放大。一旦返回微控制器节流阀信号的形式，EEC微控制器140可处理邀控制器节流阀信号以便产生用于发动机24、26的节流阀控制信号。
[0075]尽管在图中未示出，TQA模块148可包括内置测试电路，所述内置测试电路允许TQA模块148确定节流阀杆位置的健康并且使用信号/电力线134将这个信息传输至EEC 100。同样地，EEC 100可包括内置测试电路以便允许EEC 100确定收发器138数据接收的健康。
[0076]如以上指出的，本文所述的实施方案旨在为本发明的宽阔广度的示例性。所描述的实施方案的变型和等效物旨在被本发明涵盖，如本文所述的那样。
【主权项】
1.一种用于为飞机上的发动机提供节流阀控制的节流阀系统，其包括: 节流阀扇形板组件(TQA)模块，其与节流阀杆电气通信用于接收指示所述发动机的节流阀的量值的位置信号，所述TQA模块可操作来将所述位置信号转化成节流阀信号； 发动机电子控制(EEC)模块，其连接至所述TQA模块以便将所述节流阀信号转变成用于所述发动机的节流阀控制信号；以及 至少一条信号/电力线，其将所述TQA模块连接至所述EEC模块， 其中所述信号/电力线至少将所述节流阀信号从所述TQA模块载运至所述EEC模块。2.如权利要求1所述的节流阀系统，其中所述信号/电力线还至少将电力从所述EEC模块载运至所述TQA模块。3.如权利要求2所述的节流阀系统，其中所述信号/电力线通过依赖电力线通信(PLC)载运所述节流阀信号和所述电力两者。4.如权利要求1所述的节流阀系统，其还包括: 连接至所述节流阀杆的旋转可变差动变压器(RVDT)， 其中所述RVDT包括至少三个线圈，所述至少三个线圈被适配来检测所述节流阀杆的所述位置并且产生与其相称的所述位置信号。5.如权利要求1所述的节流阀系统，其还包括: 接线板，其包括所述信号/电力线；以及 地线，其在所述TQA模块到所述EEC模块之间延伸。6.如权利要求4所述的节流阀系统，其中所述TQA模块包括连接至所述RVDT的RVDT解调器，所述RVDT解调器接收所述位置信号并且产生解调的位置信号。7.如权利要求6所述的节流阀系统，其中所述TQA模块还包括连接至所述RVDT解调器的TQA控制器，所述TQA控制器接收所述解调的位置信号并且产生控制器节流阀信号。8.如权利要求7所述的节流阀系统，其中所述TQA模块还包括连接至所述TQA控制器的TQA收发器，以便在将所述节流阀信号引入至所述信号/电力塗之前将所述控制器节流阀信号转变成所述节流阀信号。9.如权利要求8所述的节流阀系统，其中所述EEC模块包括连接至所述信号/电力线的EEC收发器，以便接收所述节流阀信号并且解码所述节流阀信号来再创建所述控制器节流阀信号。10.如权利要求9所述的节流阀系统，其中所述EEC模块还包括EEC控制器，所述EEC控制器从所述EEC收发器接收所述控制器节流阀信号并且产生待发送至所述发动机的节流阀控制信号。11.如权利要求10所述的节流阀系统，其中所述EEC模块还包括向所述EEC模块和所述TQA模块提供电力的主电力总线。12.如权利要求11所述的节流阀系统，其中所述主电力总线经由所述信号/电力塗向所述TQA模块提供电力。13.如权利要求1所述的节流阀系统，其中所述EEC模块包括连接至所述信号/电力线的EEC收发器，以便接收所述节流阀信号并且解码所述节流阀信号来创建控制器节流阀信号。14.如权利要求13所述的节流阀系统，其中所述EEC模块还包括EEC控制器，所述EEC控制器从所述EEC收发器接收所述控制器节流阀信号并且产生待发送至所述发动机的节流阀控制信号。15.如权利要求14所述的节流阀系统，其中所述EEC模块还包括向所述EEC模块和所述TQA模块提供电力的主电力总线。16.如权利要求12所述的节流阀系统，其中所述主电力总线经由所述信号/电力堡向所述TQA模块提供电力。17.如权利要求1所述的节流阀系统，其中所述EEC模块包括向所述EEC模块和所述TQA模块提供电力的主电力总线。18.—种节流阀扇形板组件(TQA)模块，其包括: 解调器，其与连接至节流阀杆的至少一个位置测量传感器电气通信，所述解调器从所述至少一个位置测量传感器接收节流阀杆位置信号并且根据所述节流阀杆位置信号产生解调的位置信号； TQA控制器，其与所述解调器电气通信用于接收所述解调的位置信号并且产生控制器节流阀信号；以及 TQA收发器，其连接至所述TQA控制器，以便在将节流阀信号引入至信号/电力线用于朝向发动机电子控制(EEC)传输之前，将所述控制器节流阀信号转变成所述节流阀信号。19.一种用于与飞机的节流阀杆电气通信的节流阀扇形板组件(TQA)模块的操作方法，所述方法包括: 从位置测量传感器接收指示所述节流阀杆的位置的位置信号，所述位置信号指示所述发动机的节流阀的量值； 解调所述位置信号以便产生解调的位置信号； 处理所述解调的位置信号，以便产生适用于传输至发动机电子控制(EEC)的节流阀信号；以及 将所述节流阀信号引入至信号/电力线，以便将所述节流阀信号从所述TQA模块传输至所述发动机电子控制(EEC)。
【专利摘要】一种用于为飞机上的发动机提供节流阀控制的节流阀系统包括节流阀扇形板组件(TQA)模块(92,94)，其与节流阀杆(86)电气通信用于接收指示所述发动机的节流阀的量值的位置信号(88,90)，所述TQA模块(92,94)可操作来将所述位置信号(88,90)转化成节流阀信号；发动机电子控制(EEC)模块(100,102)，其连接至所述TQA模块(92,94)以便将所述节流阀信号(88,90)转变成用于所述发动机的节流阀控制信号；以及至少一条信号/电力线，其将所述TQA模块(92,94)连接至所述EEC模块(100,102)。信号/电力线至少将所述节流阀信号从所述TQA模块载运至所述EEC模块。
【IPC分类】B64D31/04
【公开号】CN105492323
【申请号】CN201480047879
【发明人】克里斯多佛·努奥
【申请人】庞巴迪公司
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2014年8月28日
【公告号】CA2921676A1, EP3038920A1, WO2015028963A1
【专利说明】用于飞机的电子节流阀系统
[0001]相关申请的交叉引用
[0002]本国际PCT专利申请要求2013年8月29日提交的美国临时专利申请序列号61/871，670的优先权，所述美国临时专利申请的全部内容以引用方式并入本文。
发明领域
[0003]本发明涉及用于飞机的电子节流阀系统的构造。更具体地，本发明涉及使用公共信号/电力线来将节流阀信号传输至发动机电子控制单元的电子节流阀系统。
【背景技术】
[0004]常规地，电子节流阀系统包含一定显著长度的电线，以便将飞机中的发动机与由飞行人员的成员操纵的控制系统连接。具体地，由于特定的规则要求和安全考虑，此类系统包含若干冗余的电线和电缆。
[0005]如本领域技术人员应明白，多条冗余的电线和电缆向飞机添加重量。
[0006]此外，多条冗余的电线和电缆增加与飞机的制造和维护相关联的复杂性。
[0007]至少鉴于与对多条冗余的电线和电缆的依赖相关联的一个或多个问题，已经产生了考虑飞机中的部件可被重新配置来减少相关联的系统的复杂性以及也减少那些系统的重量的方式的期望。
[0008]如本领域技术人员应明白，较不复杂的系统可被更容易地并且以更低的成本装配。
[0009]此外，需要较少材料的系统重量较小。一般地，重量较小的飞机可被操作具有增加的效率。
[0010]在此因素汇合的环境中开发本发明。
【发明内容】
[0011]本发明解决相对于现有技术指出的不足中的一个或多个。
[0012]在一个设想的实施方案中，本发明提供用于为飞机上的发动机提供节流阀控制的节流阀系统。节流阀系统包括节流阀扇形板组件(TQA)模块，其与节流阀杆电气通信用于接收指示发动机的节流阀的量值的位置信号，所述TQA模块可操作来将位置信号转化成节流阀信号；发动机电子控制(EEC)模块，其连接至所述TQA模块以便将节流阀信号转变成用于发动机的节流阀控制信号；以及至少一条信号/电力线，其将所述TQA模块连接至所述EEC模块。信号/电力线至少将节流阀信号从TQA模块载运至EEC模块。
[0013]在另一个设想的实施方案中，信号/电力线还至少将电力从EEC模块载运至TQA模块。在此实施方案中，设想信号/电力线通过依赖电力线通信(PLC)载运节流阀信号和电力两者。
[0014]也设想节流阀系统可包括连接至节流阀杆的旋转可变差动变压器(RVDT)。RVDT包括至少三个线圈，所述至少三个线圈被适配来检测节流阀杆的位置并且产生与其相称的位置信号。
[0015]在一个设想的实施方案中，节流阀系统可包括接线板，所述接线板包括信号/电力线和在TQA模块至EEC模块之间延伸的地线。
[0016]TQA模块可包括连接至RVDT的RVDT解调器，所述RVDT解调器接收位置信号并且产生解调的位置信号。
[0017]TQA模块还可包括连接至RVDT解调器的TQA控制器，所述TQA控制器接收解调的位置信号并且产生控制器节流阀信号。
[0018]TQA模块可包括连接至TQA控制器的TQA收发器，以便在将节流阀信号引入至信号/电力里之前将控制器节流阀信号转变成节流阀信号。
[0019]EEC模块可包括连接至信号/电力线的EEC收发器，以便接收节流阀信号并且解码节流阀信号来再创建控制器节流阀信号。
[0020]EEC模块还可包括EEC控制器，所述EEC控制器从EEC收发器接收控制器节流阀信号并且产生待发送至发动机的节流阀控制信号。
[0021 ]此外，EEC模块可包括向EEC模块和TQA模块提供电力的主电力总线。
[0022]主电力总线可经由信号/电力堡向TQA模块提供电力。
[0023]本发明还提供节流阀扇形板组件(TQA)模块，所述流阀扇形板组件(TQA)模块包括与连接至节流阀杆的至少一个位置测量传感器电气通信的解调器。解调器从至少一个位置测量传感器接收节流阀杆位置信号，并且根据节流阀杆位置信号产生解调的位置信号。TQA模块还包括TQA控制器，所述TQA控制器与解调器电气通信用于接收解调的位置信号并且产生控制器节流阀信号，以及TQA收发器，所述TQA收发器连接至TQA控制器以便在将节流阀信号引入至信号/电力线用于朝向发动机电子控制(EEC)传输之前，将控制器节流阀信号转变成节流阀信号。
[0024]更进一步，本发明提供用于与飞机的节流阀杆电气通信的节流阀扇形板组件(TQA)模块的操作方法。本方法包括从位置测量传感器接收指示节流阀杆位置的位置信号。位置信号指示发动机节流阀的量值。本方法还包括解调位置信号以便产生解调的位置信号，处理解调的位置信号以便产生适用于传输至发动机电子控制(EEC)的节流阀信号，以及将节流阀信号引入至信号/电力线以便将节流阀信号从TQA模块传输至发动机电子控制(EEC)ο
[0025 ]本发明的另外方面根据以下的段落将变得明显。
[0026]附图简述
[0027]现在将结合本发明的附图描述本发明，其中:
[0028]图1为在其上可安装本发明的电子节流阀配置的典型飞机的透视图；
[0029]图2为示出在现有技术中已知的一个电子节流阀系统的电路图;
[0030]图3为用于在图2中示出的现有技术电子节流阀系统的两个通道中的一个的电路图；
[0031]图4为根据本发明的电子节流阀系统的电路图；以及
[0032]图5为用于在图4中示出的电子节流阀系统的两个通道中的一个的电路图。
[0033]本发明实施方案的详述
[0034]现在将结合其一个或多个实施方案描述本发明。实施方案的讨论并不旨在限制本发明。相反，实施方案的任何讨论旨在举例说明本发明的广度和范围。如本领域技术人员应明白，在不脱离本发明的范围的情况下，可采用本文所述的实施方案的变型和等效物。那些变型和等效物旨在由本专利申请的范围涵盖。
[0035]本发明现将在用于喷气式飞机的电子节流阀构造的内容中讨论，其中一个或多个喷气式发动机(也被称为涡轮发动机或涡轮风扇发动机)被附连(或附接)至飞机的每个翼部。尽管本发明在此环境中讨论，但是本发明并非旨在仅限制于具有带翼部喷气式发动机的飞机的构造。设想本发明可结合用于其他发动机类型(诸如涡轮螺旋桨发动机簦)的电子节流阀组件被采用。
[0036]相对于以下的讨论，应指出具体的定向惯例假定对本领域的技术人员是已知的。定向惯例与飞机的向前行进方向一致。在此环境中，术语“向前”(或其等效物)指飞机的前端(或机头端部)。术语“后部”(或其等效物)指飞机的尾端(后端或机尾)。术语“右侧”(或其等效物)指如由飞机的向前端和尾端限定的飞机的右侧(或右舷侧)。术语“左侧”(或其等效物)指飞机的左侧(或端口侧)，也如由其前端或尾端限定的。
[0037]此外，术语“纵向”指从飞机的前端向后端延伸的飞机的纵向方向。术语“横向”指从飞机的右侧延伸至左侧的飞机的横向方向(即如由飞机的翼展限定的)。如应为明显的，横向方向与纵向方向正交。术语“上”(或顶部)和“下”(或底部)指当飞机停在地面上时飞机的垂直方向或定向。
[0038]图1为本发明的电子节流阀布线应用至的飞机10的透视图。飞机10包括纵向限定向前端14和后(或尾)端16的机身12。两个翼部18、20从机身12横向延伸。尾部区段22(或尾翼)附接至飞机的后端16。如本领域技术人员应明白，翼部18、20和尾部区段22包含负责飞机10的飞行特征和操作的多个控制表面。两个发动机24、26从翼部18、20悬浮并且连接至其，如示出的。
[0039]图2为用于现有技术节流阀系统28的电路布线。常规的电子节流阀系统28包括从飞行人员向节流阀系统28提供节流阀信息的节流阀杆30。飞行人员包括但不限于驾驶员、副驾驶员和从飞行甲板(或驾驶舱)操作飞机10的其他人员。
[0040]针对任何飞机10需要的冗余，节流阀30连接至被称为“通道A”的第一通道32和被称为“通道B”的第二通道34。两个通道32、34彼此独立地操作。这样，如果一个通道32、34失效，那么冗余的通道32、34被设想来继续发挥作用，以使得飞机10保持可操作的。
[0041]由于是冗余的，每个通道32、34包括相同的电子部件。具体地，从宏观角度，每个通道32、34包括以下三个部件:(1)旋转可变差动变压器(“RVDT” )36,38,(2)发动机电子控制单元(“EEC”)40、42，和(3)接线板44、46。如从图2应明白，接线板44、46中的每一个将RVDT36、38中的相应的一个连接至EEC 40、42中的一个。
[0042]由于通 道32、34中的每一个是冗余的，它们包含相同的电子部件。因此，通道32、34中的一个的讨论被认为足以描述两个通道32、34。为此原因，现参考示出在图2中描绘的第一通道32的图3。
[0043]如图3所示，用于第一通道32(即通道A)的第一RVDT 36包括三个传感器线圈:(1)主传感器线圈48，(2)第一次级线圈50、和第二次级线圈52。三个线圈48、50、52共同提供来自节流阀30的必需位置信号。在一个设想的操作模式中，主传感器线圈48由ECC 40激励，这允许主传感器线圈48产生返回次级线圈50、52的信号，如本领域技术人员应明白。次级线圈50、52确定传感器轴线的角度，也如本领域技术人员应明白。
[0044]主线圈48连接至信号线54和接地线56。信号线54将由EEC40产生的信号经由接线板44传送至主线圈48。接地线56通向地面58。
[0045]第一次级线圈50也连接至信号线60和接地线62。信号线60将由第一次级线圈50产生的信号传送至EEC 40。接地线62连接至地面64。
[0046]如图3所示，第二次级线圈52连接至信号线66和接地线62。如从图3是明显的，第一次级线圈50和第二次级线圈52共享相同的接地线62和相同的地面64。
[0047]信号线54、60、66将来自节流阀杆30的节流阀信号提供至RVDT解调器68，所述RVDT解调器68可被实施作为硬件、软件、或硬件和软件的组合。由RVDT解调器68处理的信号经由AC/DC转换器70发送至微控制器72(更广义地在此也被称为控制器72)。微控制器72处理节流阀信号以便将来自节流阀的控制提供至发动机24、26。
[0048]在图3中还示出主电力总线74，所述主电力总线74经由DC至DC转换器76将电力提供至RVDT解调器68、AC/DC转换器70和邀控制器72，所述DC至DC转换器76被设置以便将来自主电力总线74的电压的电力电压转化至适用于附接至其的电子部件的电压。EEC 40还包括在主电力总线74与来自主线圈48的信号线54之间连接的RVDT激励器78。电力经由RVDT激励器78从主电力总线74提供至线圈48、50、52。
[0049]如从图3是明显的，飞机接线板44包含五条独立电线54、56、60、62、66。这些电线54、56、60、62、66从飞行甲板延伸至被定位接近发动机24、26的EEC 40。因此，必须行进相当大距离的电线54、56、60、62、66共同向飞机10添加相当大的重量。此外，在飞机中10定位电线54、56、60、62、64和在飞机10的操作寿命期间维持电线54、56、60、62、66的可操作性上花费相当多的时间。
[0050]如本领域技术人员应明白，由于存在两个通道32、34和两个发动机24、26，对于每个飞机10存在总共20条与接线板44、46相关联的电线。如果飞机10将包括附加的发动机24、26，那么附加的电线将是必要的，从而向飞机10添加更多的重量和复杂性。
[0051 ]如以上指出的，当飞机10在操作时，线圈48、50、52—起产生用于由微控制器72处理的节流阀信号。
[0052]如以上指出的，本发明的一个方面是提供用于飞机10的电子节流阀系统80，所述电子节流阀系统80减少从飞行甲板延伸至负责控制到发动机24、26的节流阀输入的微控制器72的电线的总数。
[0053]在符合至少此方面中，并且如图4示出的，本发明提供为冗余包含第一通道82和第二通道84的电子节流阀系统80。正如现有技术节流阀系统28，两个通道82、84彼此独立地操作，并且各自能够提供对被提供至飞机10的发动机24、26的节流阀信号的控制。
[0054]电子节流阀系统80因此包括连接至两个RVDT传感器模块88、90(—个用于每个通道82、84)的节流阀86。尽管RVDT传感器模块88、90在本文中被示出和描述，应当理解在不偏离本发明的情况下，其他类型的杆位置测量传感器可被使用。例如，角度传感器(诸如电位计或分解器)或线性位置传感器(LVDT)可被使用，在其他可能性下。
[0055]如在现有技术实例中，通道82、84被称为“通道A” 82和“通道B” 84。RVDT传感器模块88、90连接至两个节流阀扇形板组件(Throttle Quadrant Assembly)模块92、94，所述两个节流阀扇形板组件模块92、94继而连接至两个飞机接线板96、98。接线板96、98连接至两个EEC 100、102o
[0056]在本发明的电子节流阀系统80中，如应为直接明显的，穿过接线板96、98的电线的数目已经减小。在所示的非限制性实例中，与现有技术的电子节流阀系统28相比，穿过接线板96、98的电线已经减少3/5。这不仅减少飞机10的重量，其还可使得比现有技术电子节流阀系统28更容易地安装和维持电子节流阀系统80。
[0057]为有利于本发明的电子节流阀系统80的讨论，图5示出第一通道82或通道A。第一通道82的部件与第二通道84或通道B的部件大体相同。因此，第一通道82的讨论也被认为足以描述第二通道84的构造。
[0058]参考图5，RVDT传感器模块88经由节流阀86从飞行人员接收信号。RVDT传感器模块88包括主线圈104、第一次级线圈106和第二次级线圈108。如在现有技术系统28中，三个线圈104、106、108产生可被遨控制器利用用于发动机24、26的节流阀信号。
[0059]如图5所示，主线圈104将节流阀信号经由信号线110供给TQA模块92。主线圈104还经由接地线112连接至地面114。类似地，第一次级线圈106经由信号线116连接至TQA模块92，并且经由接地线118连接至地面120。第二次级线圈108经由信号电线122连接至TQA模块92。第二次级线圈108如第一次级线圈106经由接地线118连接至相同的地面120。
[0060]由于本发明的电子节流阀系统80减少组成接线板96的电线的数目作为其方面之一，本发明的电子节流阀系统80不同于现有技术中的系统28包括TQA模块92。此外，为容纳更少的电线，EEC 100已被重新配置。
[0061]TQA模块92被设想放置靠近在飞机10的飞行甲板上或附近的节流阀86 AEC 100被设想放置接近(或靠近)发动机24、26。以使得节流阀信号可从节流阀杆86提供至发动机24、26，节流阀信号在被发送至EEC 100之前首先由TQA模块92处理。已发现在TQA模块92处以及在EEC 100处使用电子模块可改善在EEC 100、TQA模块92与接线之间的故障隔离。
[0062]TQA模块92包括从线圈104、106、108接收节流阀信号的RVDT解调器124 (或其他位置传感器解调器)。信号从RVDT解调器124行进，通过AC/DC转换器126，到TQA微控制器128(更广义地在此也被称为TQA控制器128)。节流阀信号从TQA微控制器128发送至TQA收发器130，所述TQA收发器130向TQA电力线耦合132提供节流阀信号。节流阀信号随后经由信号/电力线134发送至EEC 100。如本文所用，术语“信号/电力线”指能够载运电力和数据信号两者的通信线。
[0063]在EEC 100处，在节流阀信号被传递至EEC收发器138的情况下，节流阀信号穿过EEC电力线耦合136。节流阀信号从EEC收发器138提供至EEC微控制器140(更广义地在此也被称为EEC控制器140)。在EEC里控制器140处，节流阀信号被转变(或转化)成可由发动机
24、26接收用于在其上的节流阀控制的信号。
[0064]又如图5所示，EEC100包括主电力总线142，所述主电力总线142向本发明的电子节流阀控制系统80的各种部件提供DC电力。然而，应当理解在不偏离本发明的情况下，来自圭电力总线142的电力也可以是AC电力。
[0065]电力从主电力总线142提供通过两个DC/DC转换器144、146。电力也从EEC100的主电力总线142经由信号/电力线134提供到TQA模块92。这样，EEC 100电力用于给TQA模块92内的电路中的至少一些供电，诸如传感器采集电路(解调器124)。当飞机发动机运行时，EEC100电力供应独立于飞机电源，以使得TQA模块92具有与飞机电源一定水平的独立性。
[0066]当电力到达TQA模块92时，电力被提供至两个DC/DC转换器148、150和RVDT激励器152。
[0067]图5还示出在TQA地面156与ECC地面158之间延伸的接地线154。接地线154为飞机接线板96的一部分。
[0068]如从图5应为明显的，由于在关于图2和图3描述的现有技术系统中需要的5条电线被穿过接线板 96的两条电线134、154替换，信号/电力线134的提供很大地简化本发明的电子节流阀系统80的构造。
[0069]在本发明的实施方案中，信号/电力线134依赖电力线通信(“PLC”)用于其操作。PLC指一种技术，由此高频率信号叠加在直流电压上。这样，相同的电线可用于载运电力(在低频率上)和数据(在高频率上)两者。取决于使用的标准，数据可通过电压或频率调制来编码。PLC还应支持节流阀杆位置的典型刷新速率。PLC不仅允许节流阀系统80的更简单的构造，PLC还帮助免疫来自外部干扰的信号以及避免(或至少最小化)与其他信号的干扰的有害效果。此外，可采用PLC，以使得信号保持在对于飞机中10的信号的电磁干扰(“EMI”)截断之下。
[0070]尽管由于添加TQA模块92和重新配置EEC模块100，在本发明的电子节流阀系统80中存在某种附加的重量和复杂性，但是设想系统80是比结合图2和图3描述的电子节流阀系统28更简单的、较不复杂的、重量上更轻的以及花费更少的。
[0071]继续参考图5，现提供电子节流阀控制系统80的操作的简要讨论。
[0072]当节流阀杆86被飞行人员中的一个成员操纵时，RVDT传感模块88(或其他位置测量传感器)检测节流阀杆86的位置，并且使用由RVDT激励152提供的激励信号产生指示节流阀杆86的位置的位置信号。位置信号被发送至连接至RVDT传感器模块88的RVDT解调器124。RVDT解调器124产生解调的位置信号。
[0073]所解调的位置信号随后在其到TQA微控制器128的路径上穿过AC/DC转换器126。TQA微控制器128从AC/DC转换器126接收解调的位置信号，并且产生邀控制器节流阀信号(更广义地在此也被称为控制器节流阀信号)。微控制器节流阀信号随后传递至收发器130和电力线耦合132，其中微控制器节流阀信号被引入至信号/电力线134中用于传输至EEC模块100。如应为明显的，根据本实施方案，收发器130和电力线耦合132准备里控制器节流阀信号用于经由PLC方法传输。换言之，收发器130和电力线耦合132创建经由信号/电力线134传输至EEC模块100的PLC节流阀信号。
[0074]在EEC模块100处，PLC节流阀信号被“解码”。因此，PLC节流阀信号穿过电力线耦合136和收发器138，从而将PLC节流阀信号变换回微控制器节流阀信号。更具体地，电力线耦合136可使用带通滤波器以便将信号与DC电力隔离。节流阀信号随后可在解码之前被收发器138放大。一旦返回微控制器节流阀信号的形式，EEC微控制器140可处理邀控制器节流阀信号以便产生用于发动机24、26的节流阀控制信号。
[0075]尽管在图中未示出，TQA模块148可包括内置测试电路，所述内置测试电路允许TQA模块148确定节流阀杆位置的健康并且使用信号/电力线134将这个信息传输至EEC 100。同样地，EEC 100可包括内置测试电路以便允许EEC 100确定收发器138数据接收的健康。
[0076]如以上指出的，本文所述的实施方案旨在为本发明的宽阔广度的示例性。所描述的实施方案的变型和等效物旨在被本发明涵盖，如本文所述的那样。
【主权项】
1.一种用于为飞机上的发动机提供节流阀控制的节流阀系统，其包括: 节流阀扇形板组件(TQA)模块，其与节流阀杆电气通信用于接收指示所述发动机的节流阀的量值的位置信号，所述TQA模块可操作来将所述位置信号转化成节流阀信号； 发动机电子控制(EEC)模块，其连接至所述TQA模块以便将所述节流阀信号转变成用于所述发动机的节流阀控制信号；以及 至少一条信号/电力线，其将所述TQA模块连接至所述EEC模块， 其中所述信号/电力线至少将所述节流阀信号从所述TQA模块载运至所述EEC模块。2.如权利要求1所述的节流阀系统，其中所述信号/电力线还至少将电力从所述EEC模块载运至所述TQA模块。3.如权利要求2所述的节流阀系统，其中所述信号/电力线通过依赖电力线通信(PLC)载运所述节流阀信号和所述电力两者。4.如权利要求1所述的节流阀系统，其还包括: 连接至所述节流阀杆的旋转可变差动变压器(RVDT)， 其中所述RVDT包括至少三个线圈，所述至少三个线圈被适配来检测所述节流阀杆的所述位置并且产生与其相称的所述位置信号。5.如权利要求1所述的节流阀系统，其还包括: 接线板，其包括所述信号/电力线；以及 地线，其在所述TQA模块到所述EEC模块之间延伸。6.如权利要求4所述的节流阀系统，其中所述TQA模块包括连接至所述RVDT的RVDT解调器，所述RVDT解调器接收所述位置信号并且产生解调的位置信号。7.如权利要求6所述的节流阀系统，其中所述TQA模块还包括连接至所述RVDT解调器的TQA控制器，所述TQA控制器接收所述解调的位置信号并且产生控制器节流阀信号。8.如权利要求7所述的节流阀系统，其中所述TQA模块还包括连接至所述TQA控制器的TQA收发器，以便在将所述节流阀信号引入至所述信号/电力塗之前将所述控制器节流阀信号转变成所述节流阀信号。9.如权利要求8所述的节流阀系统，其中所述EEC模块包括连接至所述信号/电力线的EEC收发器，以便接收所述节流阀信号并且解码所述节流阀信号来再创建所述控制器节流阀信号。10.如权利要求9所述的节流阀系统，其中所述EEC模块还包括EEC控制器，所述EEC控制器从所述EEC收发器接收所述控制器节流阀信号并且产生待发送至所述发动机的节流阀控制信号。11.如权利要求10所述的节流阀系统，其中所述EEC模块还包括向所述EEC模块和所述TQA模块提供电力的主电力总线。12.如权利要求11所述的节流阀系统，其中所述主电力总线经由所述信号/电力塗向所述TQA模块提供电力。13.如权利要求1所述的节流阀系统，其中所述EEC模块包括连接至所述信号/电力线的EEC收发器，以便接收所述节流阀信号并且解码所述节流阀信号来创建控制器节流阀信号。14.如权利要求13所述的节流阀系统，其中所述EEC模块还包括EEC控制器，所述EEC控制器从所述EEC收发器接收所述控制器节流阀信号并且产生待发送至所述发动机的节流阀控制信号。15.如权利要求14所述的节流阀系统，其中所述EEC模块还包括向所述EEC模块和所述TQA模块提供电力的主电力总线。16.如权利要求12所述的节流阀系统，其中所述主电力总线经由所述信号/电力堡向所述TQA模块提供电力。17.如权利要求1所述的节流阀系统，其中所述EEC模块包括向所述EEC模块和所述TQA模块提供电力的主电力总线。18.—种节流阀扇形板组件(TQA)模块，其包括: 解调器，其与连接至节流阀杆的至少一个位置测量传感器电气通信，所述解调器从所述至少一个位置测量传感器接收节流阀杆位置信号并且根据所述节流阀杆位置信号产生解调的位置信号； TQA控制器，其与所述解调器电气通信用于接收所述解调的位置信号并且产生控制器节流阀信号；以及 TQA收发器，其连接至所述TQA控制器，以便在将节流阀信号引入至信号/电力线用于朝向发动机电子控制(EEC)传输之前，将所述控制器节流阀信号转变成所述节流阀信号。19.一种用于与飞机的节流阀杆电气通信的节流阀扇形板组件(TQA)模块的操作方法，所述方法包括: 从位置测量传感器接收指示所述节流阀杆的位置的位置信号，所述位置信号指示所述发动机的节流阀的量值； 解调所述位置信号以便产生解调的位置信号； 处理所述解调的位置信号，以便产生适用于传输至发动机电子控制(EEC)的节流阀信号；以及 将所述节流阀信号引入至信号/电力线，以便将所述节流阀信号从所述TQA模块传输至所述发动机电子控制(EEC)。
【专利摘要】一种用于为飞机上的发动机提供节流阀控制的节流阀系统包括节流阀扇形板组件(TQA)模块(92,94)，其与节流阀杆(86)电气通信用于接收指示所述发动机的节流阀的量值的位置信号(88,90)，所述TQA模块(92,94)可操作来将所述位置信号(88,90)转化成节流阀信号；发动机电子控制(EEC)模块(100,102)，其连接至所述TQA模块(92,94)以便将所述节流阀信号(88,90)转变成用于所述发动机的节流阀控制信号；以及至少一条信号/电力线，其将所述TQA模块(92,94)连接至所述EEC模块(100,102)。信号/电力线至少将所述节流阀信号从所述TQA模块载运至所述EEC模块。
【IPC分类】B64D31/04
【公开号】CN105492323
【申请号】CN201480047879
【发明人】克里斯多佛·努奥
【申请人】庞巴迪公司
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2014年8月28日
【公告号】CA2921676A1, EP3038920A1, WO2015028963A1
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