CN102159462B - 包括同步定相控制的发动机的航空器 - Google Patents

Abstract

航空器(50)包括至少一个具有反转桨(58a，58b)的发动机(56)，所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆(70)相关联的不平衡。所述航空器包括至少一个振动阻尼器(64，66)，所述阻尼器以这样的布置固定，使得在给定发动机速度下以及对于所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴(68)的至少一个给定的共同方向来说，所述阻尼器的两端的相对速度比对于该阻尼器的任一其他布置来说更高。

Description

包括同步定相控制的发动机的航空器

本发明涉及航空器，该航空器包括至少一个具有反转桨的发动机。

该具有反转桨的发动机可以是带有反转螺旋桨（hélice）的发动机，诸如桨扇式涡轮螺旋桨发动机，或者是旋翼航空器诸如直升机的发动机。

在航空运输业中，多年来一直致力于减小由发动机产生的振动和噪声的研究。已使用了多种技术。

被动或主动平衡技术也是已知的，其中测量并校正了惯性不平衡或空气动力不平衡，如在例如文献WO-2006/017201的实例中所述。

其他的“同步定相（synchrophasage）”技术也是已知的，其中多个发动机之间的同步定相限制了在叶片通过频率下产生的噪声，如在例如文献US-4689821、US-2005/0065712、WO-2005/042959和US-00/5221185中所述。这些由发动机控制系统进行平衡和同步定相的技术的主要问题是控制系统延迟必须远小于将位于所用传感器前部的两叶片的通过相区分开的周期。然而，这并不能实现，因此意味着没有可考虑的工业应用。

过滤和减弱航空器中产生的振动的技术也是已知的。它们包括例如主动或半主动系统，该系统具有主动重量、可变硬度或流变流体（如在文献US-5490436中所述）。这些技术还包括装备有传感器和控制机构以控制主动或半主动行为的系统。这些技术已被开发用于限制非平衡力对支撑结构的影响。

参考图1，首先描述对于单个旋转盘来说不平衡的问题。该图显示了一个形成螺旋桨2的盘，在该实例中，所述螺旋桨2包括八个叶片4。所述螺旋桨以绕轴线6——对应于该螺旋桨的主几何对称轴线——可旋转运动的方式安装。假设螺旋桨存在平衡缺陷，使得螺旋桨的重心不在轴线6上，而是从该轴线径向地偏离。重心8例如位于其中一个叶片4上，如图1中夸张示出的。假设螺旋桨绕其轴线6沿箭头10所示的方向旋转。重心8因此会在轴线6处产生一个施加在螺旋桨上的不平衡力12，该不平衡力位于盘平面内，沿径向方向向外且穿过点8。该力沿方向10旋转。这是惯性不平衡的情况。因此，对于任何惯性中心与旋转中心不一致的旋转盘来说，惯性不平衡都会在盘的平面内产生径向力，如图1所示。

参考图2，还有可能存在空气动力不平衡。这种情况在运动盘包括承载表面（诸如螺旋桨叶片的面）时发生。因此，所述承载表面的安装角（delage）缺陷或形状缺陷可以产生空气动力不平衡情况。这也可能是叶片空气动力变形分布的问题，或者是叶片间距分布的问题。这种空气动力不平衡力施加在远离轴线6的点14处。该不平衡力分解为：一方面是牵引力分量，其在图2中标记为16，且位于螺旋桨盘的平面外；以及，拖曳力分量18，其位于螺旋桨盘的平面内。

现在描述一些平衡技术的细节。实际上，已经知道通过区分振幅和力相对于固定轴线的相角来测量旋转机器（或旋转盘）的不平衡力。例如，这些技术的其中之一如下文所述。为了消除在特定旋转速度时的振动，首先测量旋转机器的不平衡特征。为此，测量或计算其产生的不平衡力。这些力以在相对于旋转部件——例如，连接有支撑结构——的固定参考坐标系中的发动机速度频率范围内的正弦激励来表征。这些激励通常使用发动机振动传感器（例如，加速计）或一组专门的加速计来测量。因此，旋转盘的不平衡由在机器旋转速度ω_o下在固定支撑结构的轴线上的测得的加速度R1（从振幅（增益）和相位

方面）来表示，如图3所示。该图在第一曲线20上显示了增益（以m/s^-2计）相对于旋转速度ω（以rad/s计）的图表，以及在第二曲线22上显示了相位

（以弧度计）相对于该速度的图表。

可以使用以下的测量方法，称为向量影响系数法。在测量作为待研究的不平衡行为之结果的初始加速度R1后，已知重量的不平衡重块被加至旋转系统，以测量它们对测得的加速度的影响。例如，单位量的不平衡在相位角0°被加至盘，并且在速度ω_o测量新的加速度R2（增益和相位）。

接着进行向量解算，如下所述：

-原始不平衡b1引起加速度R1，

-形成原始不平衡和单元不平衡总和的组(b1+b2)引起加速度R2，

-因此，通过相减，单元不平衡b2产生加速度R2-R1。关于这方面，参考图4，其显示了位于正交坐标系中的向量R1、R2和R2-R1，这些向量相应地具有相位

和(R2-R1)。

应注意，这种计算方法假设在所述不平衡和相应测得的加速度之间存在线性关系。

因此，所述原始不平衡（和由此所需的校正量）按以下公式来计算：

为了获得精确的结果并使测量误差最小化，可以执行增加重块和测量加速度——例如使用加速度R3和R4——的几个步骤。

应注意，原始惯性不平衡和原始空气动力不平衡可能不得不独立地测量。可以使用上述技术来进行这一过程，另外进行旋转速度的修正以及扭矩需求（demande de couple）的单独修正，从而使由于惯性引起的不平衡源和由于桨的空气动力特性引起的不平衡源区分开。

类似地，当旋转机器包括两个或更多个桨时，对于每个桨盘可以以相继地重复相同的方法。在这种情况下，不平衡诊断软件程序提供平衡解向量，所述平衡解向量包括一个用于第一桨的解向量以及一个用于第二桨的解向量。每个解向量包括一个模量和一个相位角。这一操作可以被执行用于表征惯性不平衡并且接着用于表征空气动力不平衡。

现在，参考图5来描述两个反转盘不平衡的问题。与对于单个盘来说相同地，在两个反转盘的情况下，每个盘的惯性不平衡在相应盘的平面内产生径向力。图5显示了这些力，PROP124和PROP226，这些力施加在两个盘共同的旋转轴线6处。这两个盘沿不同的旋转方向旋转，所述旋转方向在图5中分别标记为28和30。不平衡力24和26也沿相对的方向旋转，所述方向分别标记为28和30。

现在，考虑源于两个不平衡力PROP1和PROP2之和的力PROP1+2，如从旋转机器的储槽（carter）或其支撑结构所观察到的。这一合成力的模量根据盘的相对位置而变化。这一模量随时间显示为一个以轴线6为中心的椭圆32，该椭圆的短轴等于力PROP1和PROP2的模量之间的差，该椭圆的长轴34等于这两个模量的和。

现在，考虑特殊情况，其中两个力PROP1和PROP2的模量相等。因此，椭圆短轴的长度为零，且合成力PROP1+2等于两个力的模量的和，使该合成力成为一个纯摆动的冲击力。因此，所述椭圆减小为一个线段。例如，如果假设当两个径向力PROP1（或R_盘1）和PROP2（或R_盘2）是同相时相位

等于0，合成径向力R可以按以下方式来描述：

R(ωt)=R_盘1(ωt)+R_盘2(ωt)

R(ωt+π/2)=R_盘1(ωt+π/2)-R_盘2(ωt+π/2)

R(ωt+π)=-[R_盘1(ωt)+R_盘2(ωt)]

R(ωt+3π/2)=R_盘2(ωt+3π/2)-R_盘1(ωt+3π/2)

另外，平面外的合成力矩M可以按以下方式来描述：

M(ωt)=0

M(ωt+π/2)=[R_盘1(ωt)+R_盘2(ωt)]*杠杆臂

M(ωt+π)=0

M(ωt+3π/2)=-[R_盘1(ωt)+R_盘2(ωt)]*杠杆臂

例如，平面外的力矩在盘1的中心处来表示。另外，所述杠杆臂是盘1和2平面之间的轴向距离。

所述椭圆的长轴的方向取决于不平衡力PROP1和PROP2之间的相对相位。例如，如果两个盘的位置使得两个力在竖直轴线上是同相的，则位于盘的平面内的最大激励将是竖直取向。相反地，如果两个盘的位置使得两个力在竖直方向上为相反相位（180°相移），则位于盘的平面内的最大激励将发生在水平方向上。

当两个反转盘包含空气动力承载表面时，位于盘平面外的力产生穿过每个盘旋转中心的力矩。因此，如同惯性不平衡的情况，用于径向力的向量求和法则可用于由空气动力不平衡力所产生的力矩，如图6所示。该图显示了与沿方向28旋转的盘1相关联的被标记为38的力矩1，以及与沿方向42旋转的盘2相关联的被标记为40的力矩2。两个力矩的向量和力矩1+2描述为一个椭圆44。

不管是惯性不平衡的情况还是空气动力不平衡的情况，当两个盘以相同速度旋转时，所述椭圆的长轴相对于例如对应于发动机支撑结构的固定轴线保持固定。相反，如果盘的旋转速度不相同，所述椭圆的轴线以等于两个盘的速度之间的差值的速度旋转。

应注意，这时除了位于盘平面外的旋转力，在盘的两个平面之间还产生了局部力矩。这些力矩的模量取决于两个旋转盘之间的距离。

然而，已知的减振技术被证明是相对低效的，尤其是对于具有反转桨的发动机来说。

本发明的一个目标是减小由此类发动机在支撑结构中产生的振动。

为此，本发明提供一种用于制造航空器的方法，该航空器包括至少一个具有反转桨的发动机，所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆相关联的多个不平衡，所述方法中将至少一个振动阻尼器以这样的布置固定至航空器，使得在给定发动机速度下以及对于所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴的至少一个给定方向来说，所述阻尼器的两端的相对速度比对于该阻尼器的任一其他布置来说更高。

相应地，所述阻尼器的端部形成其与相连接的航空器元件的界面，所述阻尼器的布置被选定为使得振动的吸收最大化。接着，可以进行同步定相操作，以最大限度地沿所述方向传递振动，使得所述振动由阻尼器吸收。因此，目标是在阻尼作用最有效的方向上阻尼所述振动，而不是在振动产生处使之减弱或抵消。通过沿所述方向传递振动，可以实现很高效的减弱。因此，可以显著地减小发动机的振动对航空器支撑结构的影响。不同于已知的较大程度上独立于存在的不平衡力而实施的平衡、过滤和分散技术，本发明控制所述不平衡力的振幅和方向，使得振动吸收装置可以被最优化，以更好地减小感知的振动。

所述阻尼器或所述阻尼器的其中之一可以被放置在例如支撑发动机的柱（mat）和发动机自身之间、所述柱和所述机身之间、所述柱和另一部分之间、所述柱的两部分之间、支撑发动机的两部分之间等。

本发明还提供一种航空器，该航空器包括至少一个具有反转桨的发动机，所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆相关联的多个不平衡，所述航空器包括至少一个振动阻尼器，所述阻尼器以这样的布置固定，使得在给定发动机速度下以及对于所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴的至少一个给定方向来说，所述阻尼器的两端的相对速度比对于该阻尼器的任一其他布置来说更高。

有利地，所述阻尼器的布置使得所述相对速度比对于所述阻尼器的任一其他布置来说更高，而不论所述长轴的方向如何。

因此，所述阻尼器的布置使得振动吸收更为有效。

优选地，所述阻尼器的布置使得长轴有一个方向：对于该方向，在给定的速度下，所述两端的相对速度比对于所述长轴的任一其他方向来说更高。

这使得振动吸收更为有效。

有利地，所述航空器包括至少一个传感器，该传感器优选地被固定至发动机，能够测量发动机的振动，所述航空器包括例如至少两个传感器，所述至少两个传感器能够在彼此垂直的两个方向上测量发动机的振动。

有利地，所述航空器包括能够控制所述发动机或所述发动机中的至少一个的装置，以将所述长轴保持在恒定的方向上，优选地保持在所述相对速度比对于所述长轴烦人任一其他方向来说更高的方向上。

本发明还提供一种控制本发明航空器的方法，其中所述发动机或所述发动机中的至少一个被控制为使得所述长轴保持在恒定的方向上。

本发明还提供一种计算机程序，其包括指令，当在计算机上执行所述指令时，所述指令能够控制本发明方法的执行；以及本发明还提供一种数据存储介质，其包括这种程序。

阅读以下作为非限制性实施例给出的优选实施方案并参考以下附图，本发明的其他特征或优点将变得明显，其中

-图1和2分别是现有技术中旋转盘的前视图和立体图；

-图3示出不平衡力的增益和相位作为图1中所示旋转盘的速度的函数的图表；

-图4至6是以向量形式显示图1中所示盘的不平衡力的图表；

-图7是根据本发明一个实施方案的航空器的示意性立视图；以及

-图8是显示用于控制图7中所示航空器中的发动机的构造的图表。

参考图7和8，在该实施方案中，本发明的航空器50包括一个主结构52，该主结构52具体包括一个机身54。在这个实施例中，假设航空器包括多个发动机56，在该实例中包括两个发动机，这两个发动机相对于机身54的中间竖直平面对称地布置。在该实例中，每个发动机56均是桨扇式涡轮螺旋桨发动机，其包括两个反转螺旋桨，分别地标记为58a和58b。所述两个螺旋桨相对于共同的轴线60同轴地延伸，其中前螺旋桨58a在后螺旋桨58b的前面延伸。所述两个螺旋桨每个都具有叶片61。它们可以分别沿相反的方向旋转。每个发动机56通过一个柱或塔架（

）62连接至机身54。

现在，将描述与图7中所示的发动机56的布置相关联的布置，应注意的是，另一未示出的发动机具有类似的布置。

两个振动阻尼器64和66与发动机56相关联。所述阻尼器被固定以使由发动机产生的振动到机身54的传递最小化。如上所述，这些振动是由与每个螺旋桨58a和58b相关联的不平衡产生的。每个螺旋桨可具有惯性不平衡、空气动力不平衡或二者皆有。所述阻尼器由使振动分散或使振动隔绝的材料组成。例如，可以使用悬架装置。

振动阻尼效率将取决于支撑结构上的每个阻尼器的布置。这种布置包括阻尼器的位置及其方向，因此，每个阻尼器必须选定这两个参数（对于给定的阻尼器位置来说，一个方向可比另一个更好。相反，对于给定的阻尼器方向来说，一个位置可比另一个更好）。由上面可以看出，由发动机传递的振动具体地由与产生这些振动的不平衡相关联的椭圆70的长轴68的方向来表征。因此，振动既取决于长轴68的方向，又取决于该长轴的长度。下文将考虑发动机56的给定固定运行速度。

每个阻尼器64、66的布置被选定为使得在给定的发动机速度下，不论长轴68的方向如何，所述阻尼器边缘或两端的相对速度比对于阻尼器的任一其他布置来说更高。所述端部优选地是分别与相应的发动机56和机身最接近的端部。所述振动从阻尼器最接近发动机的上游端进入该阻尼器，并从该阻尼器最接近机身的下游端离开，完全地或部分地衰减。高的相对速度意味着所述阻尼器对于发动机产生的振动来说是一个很好的吸收器。

在该实例中，选定每个阻尼器的布置，使得长轴68有这样一个方向：对于该方向，在给定的发动机速度下，所述端部的相对速度比对于其他任一长轴方向上来说更高。

这一具体的方向显示在图7中。

换句话说，每个阻尼器产生的阻尼可以被认为是取决于以下两个变量的函数：

-所述阻尼器在支撑结构上的布置；以及

-椭圆68的长轴的方向。

因此，每个阻尼器的布置被选定为使得吸收达到一个绝对的最大值，而不论长轴68的方向如何。这一选择例如是在建模和数字分析之后进行的。

在该仅为示意性的实例中，所述阻尼器被放置在邻近于机身54的柱62的端部。应注意，这些阻尼器表示添加至柱62的特定部件，而不是由所述柱形成的，所述柱另外自身内在地具有阻尼振动功能。

此外，当航空器运行时，所述发动机被控制为使得在上述的速度下，椭圆70被定向在其长轴68位于上述优选的方向上的固定位置。

参考图8，相应的振动传感器72被设置用于螺旋桨58a、58b，尽可能靠近相关联螺旋桨的激励平面。传感器72被固定至发动机的固定部分。每个传感器都可以测量相关联螺旋桨相对于发动机储槽的径向加速度。

在一个未示出的变体中，两个传感器（即，对于发动机来说一共四个）与每个螺旋桨相关联，且被布置为在彼此垂直并且每个都垂直于轴线60的两个径向方向上测量加速度。

每个发动机还与分布在柱62上的加速计74相关联。在该实例中，有三个加速计，其中两个在靠近所述柱的前边缘延伸，一个在靠近后边缘延伸。

在该实例中，航空器包括由EEC（电子发动机控制器）型单元形成的控制装置76。单元76由线78连接至传感器72，以接收来自每个传感器的数据。所述单元还通过线80连接至螺旋桨的常规部件，使得所述单元接收关于螺旋桨的位置（以度计）和速度（以转/分计）的信息。单元76还通过相应的线82、84、86和88接收关于空气、空气采样需求、推进需求和航空器巡航速度的数据。

所述航空器还包括一个同步定相单元90，其通过线92连接至三个相应的加速计74，以从它们接收表示穿过柱62的振动的加速度数据。单元90还通过线94连接至控制单元76，以接收关于每个螺旋桨58a和58b的位置和速度数据。线96允许所述同步定相单元将用于所述前和后螺旋桨的速度设定值传递至所述控制装置。

单元76可以控制燃料回路中的流以调整每个螺旋桨的相位。因此，单元76将接收数据考虑在内，以通过连接至发动机的线77控制发动机中燃料流以及前和后推进器的螺距（pas）。

单元76和90每个都形成包括至少一个程序的微处理器电子控制装置，所述至少一个程序存储在数据存储介质中，诸如硬盘或闪存。其中一个所述程序包括代码指令，当在形成计算机的这些装置上执行所述代码指令时，这些代码指令能够控制本发明的所有或部分方法的实施。

线82、84、86、88、94和96是航空器机载数据通信网络的一部分。例如，AFDX（avionics full duplex switch）型网络。

为了控制发动机56，同步定相单元90获得为两个螺旋桨中的每个都记录的位置和速度数据。所述单元确定了两个螺旋桨的真实相对相位以及将要达到的相位。如上所述，所述单元还可以计算椭圆70的真实角度位置以及将要达到的角度位置。接着，同步定相单元90向控制单元76传递设定值，以使得长轴68位于或保持在上述恒定的方向上。所述方向是这样的方向：在该方向，所述吸收器的端部的相对速度比对于长轴任一其他方向来说更高。

因此，可以看到，本发明提供一种引导方法，以减轻反转桨的不平衡振动。阻尼器的布置首先被确定为使振动吸收最大化，接着所述两个螺旋桨的同步定相被控制为使得所述振动沿该方向传递。换句话说，所述椭圆的长轴被定向在一个适合的方向上。因此，本发明构成了一种用于控制振动的布置，该布置将阻尼器设置在最佳方向和位置的潜在可能与同步定相能够固定激励力的方向的能力相结合。沿给定方向传递的振动的能量通过在这一方向上作用最佳的阻尼器而分散。在这些情况下，尽可能少的能量被传递至航空器支撑结构，尤其是机身54。同时，所述发动机中的能量减少。

已描述了本发明实施方案的一个实例，考虑了发动机惯性不平衡的椭圆，而没有考虑空气动力学不平衡的椭圆。类似的程序被用于处理相对的情况，即，将空气动力不平衡考虑在内，而不考虑惯性不平衡。最后，两种类型的不平衡都将被考虑在内，以确定所述阻尼器的位置。接着，所述发动机必须被控制为使得两个椭圆被定向在最佳的方向上，即，两种起源的振动被有效吸收的方向上。

明显地，在不偏离本发明的范围内，可以进行大量的修改。本发明对于包括多于两个彼此独立的旋转部分的发动机是可应用的。阻尼器64、66的数量可以为一个或三个以上。

Claims (10)

1.一种用于制造航空器（50）的方法，该航空器包括至少一个具有反转桨（58a，58b）的发动机（56），所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆（70）相关联的多个不平衡，其特征在于以下步骤：将至少一个振动阻尼器（64，66）以这样的布置固定至航空器，使得在给定发动机速度下以及对于所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴（68）的至少一个给定方向来说，所述阻尼器的两端的相对速度比对于该阻尼器的任一其他布置来说更高。

2.一种航空器（50），其特征在于：该航空器包括至少一个具有反转桨（58a，58b）的发动机（56），所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆（70）相关联的多个不平衡，所述航空器包括至少一个振动阻尼器（64，66），所述振动阻尼器以这样的布置固定，使得在给定发动机速度下以及对于所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴（68）的至少一个给定方向来说，所述阻尼器的两端的相对速度比对于该阻尼器的任一其他布置来说更高。

3.根据权利要求2所述的航空器，其中所述阻尼器（64，66）的布置使得所述相对速度比对于所述阻尼器的任一其他布置来说更高，而不论所述长轴（68）的方向如何。

4.根据权利要求2所述的航空器，其中所述阻尼器（64，66）的布置使得所述长轴（68）有一个方向：对于该方向，在给定的速度下，所述两端的相对速度比对于所述长轴的任一其他方向来说更高。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的航空器，包括至少一个传感器（72），所述传感器能够测量发动机振动。

6.根据权利要求5所述的航空器，其中所述传感器（72）被固定至发动机（56）。

7.根据权利要求5所述的航空器，包括至少两个所述传感器（72），所述至少两个所述传感器能够在彼此垂直的两个方向上测量发动机振动。

8.根据权利要求2至4中任一项所述的航空器，包括装置（90，76），所述装置能够控制所述发动机或所述发动机（56）中的至少一个，从而将所述长轴（68）保持在恒定的方向上。

9.根据权利要求8所述的航空器，其中所述恒定的方向是所述相对速度比对于所述长轴的任一其他方向来说更高的方向。

10.一种控制根据权利要求2至9中任一项所述的航空器的方法，其特征在于：控制所述发动机（56）或所述发动机中的至少一个，从而将所述长轴（68）保持在恒定的方向上。

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