CN102395776B - 用于涡轮喷气发动机机舱的控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于控制多个致动器(15)的系统，所述多个致动器(15)能够移动属于飞行器发动机舱(1)的活动板(13，17)的位置，所述系统包括能够驱动所述致动器(15)的至少两个电机(16)。所述系统还包括两个分开的控制单元(33，35)，每一个单元都被设置成适于对未由其他的控制单元供电和控制的至少一个电机进行控制和供电。本发明还涉及一种包括所述系统的发动机舱。

Description

用于涡轮喷气发动机机舱的控制系统

本发明涉及一种用于控制多个致动器的系统，其中，所述多个致动器能够将属于飞行器发动机舱的活动板移位。

飞行器发动机舱用于容纳涡轮喷气发动机(turboréacteur)，尤其是用于容纳双流涡轮喷气发动机。所述双流涡轮喷气发动机能够产生来自涡轮喷气发动机的燃烧腔室的热气流(也称为主流)和来自风扇的冷气流(二次流)，该冷气流通过环形通道(也称为“流道”)在涡轮喷气发动机外流通，所述环形通道形成在涡轮喷气发动机的整流罩和发动机舱的内壁之间。二次流的排气部分称为“第二喷嘴”，而主流的排放在第一喷嘴内进行。在机舱的后方，所述主流和二次流交汇。

该发动机舱于是通常装配有推力反向器。该推力反向器使得能够在飞行器的着陆过程中，通过将涡轮喷气发动机产生的推力中的至少一部分推力重定向为朝前而改善飞行器的制动能力。在这个阶段中，反向器阻塞气体喷嘴并将来自发动机的喷射气流向发动机舱的前部引导，从而产生飞行器轮子的制动作用之外的反向推力。

在这个方面，该推力反向器包括各种推力反向装置——例如常见的至少一个活动罩(称为“推力反向器罩”)，该至少一个活动罩由于致动器的作用而沿基本平行于发动机舱纵向轴线的方向平移运动。因此，活动罩能够交替地在关闭位置和打开位置之间运动；其中，在关闭位置，推力反向器罩确保发动机舱的气动连续性，在打开位置，在发动机舱的固定结构上暴露出通道以使二次流反向。

此外，附加的设备尤其能够改变可变第二喷嘴的截面。尽管已经存在多种实施例，但是公知地是使用能够在流道内枢转的大量的喷嘴翻板作为该设备从而改变所述流道的宽度。采用这种方式，能够调整第二喷嘴的截面，从而优化涡轮喷气发动机的单位消耗量或减小在飞行过程中的气体的排放噪音。

在专利文献08/04295中描述了一种特定的实施例，其中，喷嘴翻板位于流道的出口处，并且也用于在推力反向罩的有限平移过程中改变第二喷嘴。

该喷嘴翻板和推力反向罩构成了活动板。通过多个致动器来确保所述活动板的移位。

这些致动器能够采用各种形式，尤其采用如文献EP0843089中所述的那样的机电致动器的形式。

这种类型的致动器与控制系统相关联，其中所述控制系统包括能够驱动所述致动器的至少两个电机。该控制系统尤其用于为所述电机供电并控制其操作。

用于改变第二喷嘴的截面的系统的有效性是一个需要重要考虑的因素，并且也是机电动致动器开发的重要方面。

有效性标准指的是装置被展开以执行对涡轮喷气发动机运转的调整功能并且避免在劣化模式下工作的能力。这需要所述装置具有一定程度上的繁冗，但不会严重破坏整个设备的可靠性，并且需要用于使得共模(例如机械阻挡)最小化的适当架构。

因此，本发明的一个目的是提供一种具有良好有效性的、用于控制多个致动器的系统，其中，所述多个致动器能够移动活动板的位置。

为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于控制多个致动器的系统，所述多个致动器能够移动属于飞行器发动机舱的活动板的位置，所述系统包括能够驱动所述致动器的至少两个电机，其中，所述系统还具有两个分开的控制单元，每一个控制单元都被设置成适于对不由其他的控制单元供电和控制的至少一个电机进行控制和供电。

采用这种方式，根据本发明的控制系统对于每个活动板带有两个或更多的电机。属于本发明控制系统的至少一个电机与其他电机不同的控制单元供电和控制。

在两个控制单元中的一个不再工作时，本发明使得可以通过推力反向器的传动和/或用于改变第二截面的系统来保持运转。使用单个有效的控制单元能够完成对电机的电力传输，这使得能够增加推力反向器的有效性。

根据本发明的其他特征，本发明的系统包含一个或更多以下的可选的特征，其中，这些特征可以单个进行考虑，或根据所有的可能的组合进行考虑。

-所述控制单元是分开的并且每一个控制单元都由一个电源供电，其中，这些电源之间彼此独立；

-所述控制单元一起集合在一个主要单元内；

-每个单元为单个电机传送足够的电力从而能够致动所有的所述致动器；

-根据本发明的系统还包括能够固定所述系统的致动器的锁定装置；

-所述锁定装置为第一锁闩，所述第一锁闩与第三锁闩关联，其中，所述第三锁闩由与所述两个控制单元分离的电源供电；

-所述控制单元中的每一个均包括内部停止装置和外部停止装置，其中，所述内部停止装置能够停止所述锁定装置的电力供应，所述两个内部停止装置彼此连接，所述外部停止装置与所述控制单元无关地被控制；

-每个内部停止装置能够被飞行器计算机和发动机舱计算机控制，其中，所述飞行器计算机被设置成适于处理来自飞行器的数据，所述发动机舱计算机被设置成适于处理来自涡轮喷气发动机的数据，所述计算机是分开且独立的；

-所述外部停止装置能够由所述飞行器计算机控制；

-所述发动机舱计算机包括所述电机的电动同步装置；

-所述锁定装置的状态的信号由所述发动机舱计算机管理；

-所述发动机舱计算机由两个分开的电力系统供电，从而所述两个分开的电力系统能够在飞行器的飞行过程中被保持供电和/或能够被切断供电；

-每个控制单元具有逻辑同步装置，所述逻辑同步装置连接至内部停止装置以及涡轮喷气发动机的计算机的输入；

-每个内部和/或外部停止装置包括开关和控制设备。

根据另一方面，本发明涉及一种用于双流涡轮喷气发动机的发动机舱，所述发动机舱具有限定用于冷气流的环形气流通道的外结构，所述外结构包括至少一个活动板，所述至少一个活动板装配有根据前述的控制系统。

根据一实施例，所述活动板为能够基本横向移动的推力反向罩。

所述活动板能够为流道喷嘴翻板，所述流道喷嘴翻板枢转安装，从而可以减少所述环形通道的宽度。

根据另一有利的实施例，所述发动机舱具有至少一个推力反向罩以及至少一个喷嘴板。

通过阅读参照附图给出的以下非限制性的描述，将更好地理解本发明。

图1为根据本发明第一实施例的发动机舱的纵向剖视示意图；

图2和3为根据本发明的发动机舱的下游部分的纵向剖视图；

图4和5为与一对活动板相关联的根据本发明的控制系统的示例性实施例。

图6为属于根据本发明的控制系统的锁定装置的实施例的示意图。

根据图1中所示的实施例，根据本发明的发动机舱1包括上游进气口结构2、环绕涡轮喷气发动机5的风扇4的中间结构3、以及下游结构。所述下游结构以已知的方式包括容纳推力反向装置7的外结构6(OFS)、以及用于覆盖涡轮喷气发动机5的下游部分的内结构9(IFS)。发动机舱1使用任何适当的装置(尤其是连接杆)在下游固定至悬挂架(未示出)，所述悬挂架用于将发动机舱1附接至飞行器机翼下方。

外结构6和内结构9限定用于冷气流的环形气流通道8。

内结构9用于覆盖所述涡轮喷气发动机的在风扇的下游延伸的下游部分11。

下游部分11能够装配有推力反向器，例如栅格式推力反向器。

在这种情况下，外结构6包括至少一个推力反向罩13，所述推力反向罩13被安装成可沿发动机舱1的基本纵向的轴线10在关闭位置和打开位置之间平移活动，在所述关闭位置，推力反向器罩13确保发动机舱1的气动连续性，在所述打开位置，推力反向器罩13通过露出冷气流的反向器装置(通常为反向器栅格，没有附图标记但是在致动器15后面可见)而形成了发动机舱1中的开口。

根据一种变型，发动机舱1能够具有仅仅一个、或者相反地具有两个或多个推力反向器罩。此外，复数个推力反向器罩之间能够彼此相连从而这些罩13中的其中一个的移位能够驱动其他的罩13移位。

所述外结构6(其在该情况下位于推力反向器罩13的附近)由包括多个喷嘴翻板17的喷嘴部分延伸，所述多个喷嘴翻板17安装在推力反向器罩13的下游端。

每个喷嘴翻板17例如通过连接杆19枢转地安装，允许所述翻板17通过移动来至少部分地或完全地减少环形通道8的宽度(见图3)。

因此，当推力反向器罩13打开时，其转动喷嘴翻板17，喷嘴翻板17至少部分地覆盖通道8，并因此优化了冷气流的反向。

因此，推力反向器罩13和喷嘴翻板17构成能够通过多个致动器来移位的活动板。

根据图4和5的实施例，每个罩13装配有电动类型的两个致动器，其中每个致动器由电机驱动。电动致动器15能够采用安装在外结构6的固定结构(前框架)上的筒的形式。根据一种变型，活动板13、17上的致动器的数量可以多于两个，或甚至等于三个、四个或更多。

发动机舱1具有根据本发明的控制系统，使得能够控制活动板的致动器15的移位。

所述控制系统包括能够驱动所述致动器15的至少两个电机16(见图4和5)。

根据一实施例，每个致动器15能够连接至其专用的电机16。根据另一变型，一部分致动器能够连接至多于两个的电机，而其他的致动器然后连接至该部分的致动器从而使得它们能够被驱动。

控制系统还具有两个独立的控制单元33、35，每个单元33和35被设置成适于对不由其他的单元35和33供电或控制的至少一个电机16进行控制和供电。

因此，根据本发明的所述控制系统对于每个活动板带有两个或更多的电机。属于根据本发明的所述控制系统的至少一个电机与其他电机相比由不同的控制单元来供电和控制。

有利地，如果一个控制单元33或35不再工作，其他的控制单元35或33仍然对与之相连的电机16供电。由此，活动板13、17被仍然由电机16驱动的致动器15驱动。

因此，推力反向装置的有效性增加的原因在于：在单元33、35故障的情况下，活动板13、17由至少一个致动器15驱动。

此外，发动机舱1具有仅仅两个控制单元33和35以对所有的电机16供电，而不再是一个电机一个控制单元。因此，由于所述电机16的这种电力供应，体积得以减小。

根据一实施例，复数个电机16之间全部机械地彼此连接，例如通过软性线缆(“软轴”)连接。有利地，当在控制单元33或35处出现故障时，所有的致动器15通过机械传动被驱动。

根据另一实施例，发动机舱1具有致动系统，所述致动系统被设置适于致动致动器15。所述系统包括电机16，所述电机16由两个电力供应单元33和35供电并且能够驱动所述致动器15。所述致动器15之间也通过机械传动装置37机械地彼此连接。因此，在单元33或35故障的情况下，由其他单元33或35驱动的电机16足以致动所有的致动器15来移动活动板15的位置。

通常选用机械传动装置37以在故障时使得两个保持电机16的致动延迟最小化。由此，活动板的致动器15之间的延迟被减少。

机械传动装置37可包括一个或更多软性线缆从而使得能够在发动机舱中容易地安装。

根据一实施例，单个致动器或复数个致动器中的一部分被设置成由所有的电机驱动，而其他的致动器由一个或更多的机械传动装置来驱动。

优选地，每个单元33、35能够为单个电机16输送足够的电力使之能够驱动所有的致动器15。因此，在故障的情况下，控制单元33或35能够操作致动器15。每个控制单元33和35是独立的，尽管是在额定模式中，两个单元33和35是必须的。这因此进一步增加了推力反向装置的有效性。

通常，额外的传动轴同步软管是传递动力或使致动器的位置同步所必须的。能够收集来自涡轮喷气发动机5和发动机舱1的数据的发动机舱计算机也能够通过电动控制来对电机位置控制进行同步，从而省去同步软管。采用这种方式，不再需要在维护过程中基于活动板13、17的每个锁定来对软管进行彼此相对调节，这使得能够节省时间。

控制单元33和35能够被一起集合在主要单元内。根据一种变型，控制单元33和35能够分开，并且每一个控制单元由一个电源供电，而这些电源之间彼此独立。采用这种方式，能够减小两个单元发生故障的风险，尤其是能够减小短路类型的故障风险。

优选地，每个控制单元33和35具有控制设备39，所述控制设备39控制对一个或更多电机16(未示出)供电的至少一个换流器40。所述控制设备39使得能够控制和管理由每个换流器所整流的电力。

在每个换流器40为一个电机16供电的情况下，复数个电机16于是被独立地控制。这样，如果换流器40不再工作，未被供电的电机经由机械传动装置37被成对致动器的其他电机16驱动。

发动机舱1可具有能够校正电机速度的用于控制每个电机16的速度的装置。采用这种方式，其能够控制每个电机16的速度从而允许推力反向罩13的均匀位移。

一般地，控制装置对应于位置测量构件，该位置测量构件例如包括“解析器”并且连续不断地发送使得可以确定电机的位置并且允许对之进行控制的至少一个值。更具体地，此解析器为角度传感器，其能够计算出相对于选定的固定参照物的位置。能够将解析器或长度角度测量设备(LVDT)附接其上从而在活动板处获得致动器(尤其是筒的轴杆)的位置的完全精确的测量。

有利地，位置构件以及致动器15的转数计也都能够由两个控制单元33或35中的一个来供电。

此外，发动机舱1可包括用于复数个电机16相对于彼此电动同步的装置，从而保证活动板13、17相对于彼此的位移基本同步。

由此，一个推力反向器罩13比其他的推力反向器罩移动得快(这能够造成飞行器在推力反向结构方面不平衡)的风险被降低。

在控制单元33或35或换流器40故障的情况下，致动器15的定位误差以及因此活动板13、17的定位误差被控制得小到足以被涡轮喷气发动机5所接受。

作为示例，电动同步装置可允许混合的扭矩-位置控制，从而优化控制并且使得任何动力的撤销平滑。

例如，在加速和减速阶段，电机16的操纵能够主要基于扭矩控制以及超速限制，而速度稳定阶段则能够通过调节速度和扭矩限制来实施。

有利地，在图4和5所示的实施例中，这些元件使得能够改变环形通道8的截面而且这些允许推力反向的元件能够被集合在一起。

根据一种优选的实施例，控制系统包括锁定装置，该锁定装置能够在致动器的行程中或在其行程的末端锁定致动器15。该锁定装置可采用能够聚拢在一起的锁闩的形式。

如上所述，这里有两种类型的锁闩。通常，第一种类型的锁闩由均布置在活动板的致动器15上的第一和第二锁闩42所构成。第二种类型的锁闩由一个或更多第三锁闩43形成，并且相对于活动板13、17分开但是经由结构化连接件45(例如可为软或不软的线缆)连接至活动板13、17。

通常，这种第三锁闩43布置在相对于活动板13、17(尤其是推力反向器罩13)的6点钟位置。当发动机舱1安装在飞行器的机翼上并且通过上游进气口结构2可见时，该6点钟方向就相对于发动机舱1被限定。

同时，锁定装置47或“第二喷嘴制动”的存在使得能够(例如经由致动器)将翻板17锁定或控制就位以确保环形通道8的全部或部分关闭。一般有两个这种制动47，其均布置在活动板13、17上。

根据图4中所示的实施例，同一活动板的第一和第二锁闩42以及喷嘴制动47能够布置在不同的致动器15上(尤其是布置在两个不同的致动器上)。

根据图5中所示的一种变型，同一活动板的第一和第二锁闩42以及喷嘴制动47能够布置在相同的致动器上。

每个控制单元33或35能够包含其他功能，例如进气口唇缘2的除冰控制和第一与第二锁闩42的电动控制。

因此，根据图6中所示的第一实施例，在本发明的上下文中使用的第一、第二锁闩42以及第三锁闩43是分开地并且独立地电动控制的，从而在发生根据航空条例(CS25933)的故障时确保最佳的安全性。该条例要求推力反向器的控制系统(通过建立确保锁定的三道防线以及建立用于激活解锁的系统)的保护来防备不合时宜的展开的风险，其中，根据分离原理，该解锁的控制必须是分开和独立的。

第三锁闩43由具有用于锁定或解锁所述锁闩43的装置的第一飞行器计算机44控制。该第一飞行器计算机能够处理来自飞行器的数据——例如高程数据或代表施加在起落装置的轮子上的重量的数据。

第一和第二锁闩42能够通过传感器61来控制。

第一和第二锁闩42和/或传感器61连接至控制单元33和35。这两个控制单元33和35都可具有逻辑同步装置63和65，其中，该逻辑同步装置63和65能够以同步的方式触发第一锁闩42的致动。为此，所述同步装置彼此相连。根据一种变型，能够用一个逻辑同步装置来代替上述两个逻辑同步装置来使用。这些同步装置63和65均连接至能够处理来自飞行器的数据的第二飞行器计算机67，并且也连接至能够处理来自涡轮喷气发动机5的数据的一个或更多发动机舱计算机69和70。

第二飞行器计算机67和发动机舱计算机69和70能够位于控制单元33和35外，这使得能够进一步改善第一和第二锁闩42的控制系统的安全性。

第二飞行器计算机67通常处理来自飞行器的、与涡轮喷气发动机不相关的数据，例如高程数据或代表施加在起落装置的轮子上的重量的数据。

根据一实施例，飞行器计算机69和70能够被设置成适于通过电控制来对电机16的位置控制进行同步。

为了容忍简单的电击穿，发动机舱计算机69和70可包括两个独立的电源或两个独立且自主的内部路径。在后一情况下，每个路径能够包括：带有唯一的电源的接口、控制复数个电机16中的至少一半的一组换流器40、用于操纵和管理换流器40的电子卡片、用于可变喷嘴功能的结构的机械维护的电动激活和控制的设备、用于锁定装置42、43的维护的电动激活和控制装置、用于与发动机舱计算机通信的接口、位于发动机舱计算机69和70的两个路径之间的通信接口。

该计算机体系结构使得控制系统可以在容忍电源缺失、相同路径的一个或一组换流器缺失、电起动电机的激活缺失(开路)、两个邻近致动器的机械传动装置的缺失或维护设备的缺失的同时还保有控制系统的性能。

因此，有利地，发动机舱计算机69和70不需要任何的电子冗余并且零部件的数量被减少。

为了将第二喷嘴保持就位，一个或两个发动机舱计算机69和70能够操纵喷嘴翻板且将之保持在所需的位置。更有利地，发动机舱1还能够包括机械维护设备，该机械维护设备固定致动器的位移以改善控制系统的输出、紧凑性和有效性。这种功能能够是“失效保护制动”类型的，从而不用消耗电力就可保持锁定，通过发动机舱计算机69和70制动的控制构件的双重操纵来确保该有效性。

在图6的情况下，每个内部停止装置73和75连接至发动机舱计算机69和70。发动机舱计算机69和70还能够包括两个分离的子单元，每个子单元能够独立地控制内部停止装置73和75。因此有利地，单个路径足以用于物理控制。

在控制单元33和35包括一个或更多逻辑同步装置的情况下，发动机舱计算机69和70的输出连接至逻辑同步装置的输入，而逻辑同步装置的输入又连接内部停止装置73或75。换句话说，发送至内部停止装置73和75的“关闭”或“保持打开”指令通过同步装置从而同步所述内部停止装置73和75的打开或关闭。布置安全系统，从而防止一个或更多的第一和第二锁闩42的任何不合时宜的操作。

为此，外部停止装置71插入在控制单元33和35的输入和第二飞行器计算机67之间。此外，每个控制单元33和35包括内部停止装置73和75，该内部停止装置73和75被布置在所述单元33和35内并且也连接至外部停止装置71。

内部停止装置73和75以及外部停止装置71通过允许或不允许锁定或解锁指令通向第一锁闩42而充当了开关的角色。在这一点上，内部停止装置73和75以及外部停止装置71能够包括控制构件和开关。所述控制构件于是能够直接连接至计算机67或69以及70的输出和/或连接至同步装置。

第二飞行器计算机67和发动机舱计算机69和70二者都在内部停止装置73和75的打开或关闭方面起作用。

此外，为了减小第一或第二锁闩42的任何不合时宜的打开的风险，内部停止装置73和外部停止装置75二者电连接。

因此，在必须致动第一和第二两个锁闩42的情况下，第二飞行器计算机67发送指令以关闭外部停止装置71。

为了内部停止装置73和75也被关闭，发动机舱计算机69必须发送与第二飞行器计算机67相同的指令。在这种情况下，两个内部停止装置73和75关闭，接着通过传感器61致动第一和第二锁闩42。

当外部停止装置71由于来自第二飞行器计算机67且未被发动机舱计算机69确认的不良指令而被关闭时，两个内部停止装置73和75保持打开，因此不会触发第一和第二两个锁闩42的解锁。

如果尽管来自发动机舱计算机69的指令不会关闭内部停止装置73和75，但是该发动机舱计算机的输出中的一个会发送指令以关闭内部停止装置73和75，那么两个内部停止装置73和75之间的电连接防止所述装置的关闭。

尽管锁定装置42、43及其控制装置(一个实施例如图6所示)被描述为与电机和电源以及其控制装置相连，但是能够使得发动机舱中的锁定装置42、43及其控制装置不具有包括两个分开的控制单元33和35的控制系统，其中，每个控制单元被设置成对不由其他的控制单元供电和控制的至少一个电机进行控制和供电。

在飞行的情况下，推力反向器通常保持断电。结果，没有电流流经推力反向器。这使得可以防止推力反向器的电源的不合时宜的启用。

在喷嘴翻板的情况下，发动机舱计算机69和70的电力在飞行过程中得以保持，从而能够移位第二喷嘴部分。事实上，根据不同的巡航能力，有时需要改变二次气流并因此改变环形通道8的宽度。

因此，根据一个实施例，发动机舱计算机69和70包含第一和第二锁闩42的外部控制，从而恢复分离的必要等级。通过引入结合了外部命令以及来自涡轮喷气发动机5的指令的防护措施，该控制被内在地包含在发动机舱计算机69和70中。

此外，为了符合安全约束条件，该锁定装置42、43的命令行能够被限制并且与发动机舱69和70的其他部分分隔开来。

为了允许第一和第二锁闩42的打开(甚至是在发动机舱计算机69和70的路径缺失的情况下)，每个独立存在的路径可以操纵第一和第二两个锁闩42。在这种情境下，命令通过内在的逻辑被包含至发动机舱计算机69和70以防止任何不合时宜的激活。

发动机舱计算机69和70还可包含对用于维护可变第二喷嘴的设备的掌控。为了改善有效性，发动机舱计算机69和70的每个路径能够使所有的维护设备不活动。

在另一实施例中，发动机舱计算机69和70能够被设置成适于确保结构的维护，而不用引入附加的机械设备，或通过在位置回路中适当地操纵电机来确保第二可变喷嘴保持就位。

Claims (18)

1.一种用于控制多个致动器(15)的系统，其中，所述多个致动器(15)能够移动属于飞行器发动机舱(1)的活动板(13，17)的位置，所述系统包括能够驱动所述致动器(15)的至少两个电机(16)，每个致动器能够连接到其专用的电机，每个活动板带有至少两个电机，所述系统还具有两个分开的控制单元(33，35)，其中每个活动板的至少一个电机与其他电机相比，由不同的控制单元来供电和控制。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述控制单元(33，35)是分开的并且每一个控制单元都由一个电源供电，其中，这些电源彼此独立。

3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述控制单元(33，35)一起集合在一个主要单元内。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的系统，其特征在于，每个单元(33，35)为单个电机传送足够的电力从而使之能够致动所有的所述致动器(15)。

5.根据权利要求1-3中任一项所述的系统，其特征在于，所述系统还包括能够固定所述致动器(15)的锁定装置(42，43)。

6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述锁定装置(42，43)为第一和第二锁闩(42)和第三锁闩(43)，所述第一和第二锁闩(42)与第三锁闩(43)关联，其中，所述第三锁闩(43)由与所述两个分开的控制单元(33，35)分离的电源供电。

7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述控制单元(33，35)中的每一个均包括内部停止装置(73，75)和外部停止装置(71)，其中，所述内部停止装置(73，75)能够停止所述锁定装置的电力供应，两个所述内部停止装置(73，75)彼此连接，所述外部停止装置(71)与所述控制单元(33，35)无关地被控制。

8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，每个内部停止装置(73，75)能够被飞行器计算机(67)和发动机舱计算机(70，69)控制，其中，所述飞行器计算机(67)被设置成适于处理来自飞行器的数据，所述发动机舱计算机(70，69)被设置成适于处理来自涡轮喷气发动机(5)的数据，所述计算机(67；70，69)是分开且独立的。

9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述外部停止装置(71)能够由所述飞行器计算机(67)控制。

10.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述发动机舱计算机(70，69)包括所述电机(16)的电动同步装置。

11.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述锁定装置(42，43)的状态的信号由所述发动机舱计算机(69，70)管理。

12.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述发动机舱计算机(69，70)由两个分开的电力系统供电，其中，所述两个分开的电力系统能够在飞行器的飞行过程中被保持供电和/或切断供电。

13.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，每个控制单元(33，35)具有逻辑同步装置，所述逻辑同步装置连接至内部停止装置(73，75)、以及涡轮喷气发动机的计算机(69，70)的输入。

14.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，每个内部停止装置(73，75)和/或每个外部停止装置(71)包括开关和控制设备。

15.一种用于双流涡轮喷气发动机的发动机舱(1)，具有限定了用于冷气流的环形气流通道(8)的外结构(6)，所述外结构(6)包括至少一个活动板(13，17)，所述至少一个活动板(13，17)装配有根据权利要求1-14中任一项所述的控制系统。

16.根据权利要求15所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述活动板为能够基本横向移动的推力反向罩(13)。

17.根据权利要求15所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述活动板为枢转安装的喷嘴翻板(17)，从而减少所述环形气流通道(8)的宽度。

18.根据权利要求15或16所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述发动机舱(1)具有至少一个推力反向罩(13)以及至少一个喷嘴翻板(17)。