CN107667057B - 用于对准推进系统的方法和系统和具有这样的推进对准的运载工具 - Google Patents

Abstract

飞机(10)被描述为包括沿着所述飞机的至少一部分延伸的参考轴和具有通常定义涡轮风扇发动机(18)的推力的方向的推力矢量特征(43)的推进系统，所述推力矢量特征(43)相对于推力矢量轴延伸，其中所述涡轮风扇发动机(18)布置在所述飞机上，所述推力矢量特征(43)相对于所述飞机的所述参考轴被定向。

Description

用于对准推进系统的方法和系统和具有这样的推进对准的运 载工具

相关申请的交叉引用

本申请根据35 U.S.C.119(e)要求于2015年5月29日提交的美国临时专利申请号62/168,342的优先权，所述美国临时专利申请的内容特此通过引用被并入。

技术领域

本发明涉及运载工具，且更特别地涉及用于相对于推力的方向对准在航空运载工具上的推进系统的方法和系统以及具有这样对准的推进系统的航空运载工具。

发明背景

力推进机构一般基于机构的中心线相对于运载工具的参考轴的对准而被设计和组装到运载工具上。例如，民用商用飞机一般包括布置在发动机舱壳体内的涡轮风扇发动机，其安装在机翼之下的吊架上或在飞机上的另一位置处。涡轮风扇发动机包括在向前位置处的鼻锥和在向后位置处的尾锥。在传统上，发动机中心线轴被计算为从在鼻锥上的位于中心的点延伸而穿过在尾锥上的位于中心的点。这个中心线轴然后用于设计飞机上的发动机的安装定向。也就是说，在设计阶段中，通过利用相对于飞机的对称轴例如顶层飞机轴的发动机中心线来确定在飞机上的涡轮风扇发动机的位置和定向。在涡轮风扇发动机被组装并安装在飞机上之后，专门相对于发动机中心线轴来测量发动机对称性。

然而，发动机中心线轴并不总是与相应发动机的推力矢量轴、即纵向地穿过从发动机发出的大部分推力延伸的轴对准。事实上，发动机中心线轴和推力矢量轴常常不重合，且反而是分叉的。其结果，发动机推力并不正确地与它相对于飞机的设计方向对准。这种不对准导致除了其他还影响飞机的高速性能的阻力恶化。此外，定向推力未对准可导致燃料消耗的意外和非期望增加，从而造成飞机效率的总体降低。这些缺点对高旁路比涡轮风扇发动机是特别明显的，这是因为与经由尾锥直接从发动机提供的推力相比较，在高旁路比涡轮风扇发动机，中大部分推力从旁路核心被提供。从旁路核心发出的相当大的推力常常不与发动机中心线轴对准。因此，依赖于中心线轴作为用于在飞机上建立发动机位置的唯一参数导致不可避免的未对准，且因此造成性能降低。

因此，需要能够减小在发动机推力和期望飞机行进方向之间的未对准同时减小完成发动机对称性检查的时间、成本和复杂性的方法和系统。

发明概要

飞机被描述为包括沿着飞机的至少一部分延伸的参考轴和具有定义推进系统的推力的方向的推力矢量的推进系统，推力矢量与推力矢量特征相关，其中涡轮风扇发动机布置在飞机上，推力矢量特征相对于飞机的参考轴被定向。

在一些实施方案中，推力矢量特征是推力矢量轴。在一些实施方案中，推力矢量特征是推进系统的出口平面。

在一些实施方案中，推进系统包括具有在发动机的后端处的出口平面的涡轮风扇发动机，其中推进矢量特征被定义为垂直于出口平面的轴。

在一些实施方案中，飞机还包括至少部分地布置在涡轮风扇发动机之上的发动机舱，其中发动机风扇出口平面由发动机舱的后端定界。

在一些实施方案中，出口平面包括由在发动机舱的后端处的至少三个点形成的平面。在一些实施方案中，出口平面包括由布置在发动机舱的后端处的多个点形成的最小平方平面。在一些实施方案中，发动机舱包括第一发动机罩和第二发动机罩，第一发动机罩具有在其后端表面上的多个点，第二发动机罩具有在其后端表面上的多个点，其中发动机风扇出口平面包括由在第一发动机罩上的多个点和在第二发动机罩上的多个点定界的最小平方平面。

在一些实施方案中，在第一发动机罩上的多个点包括至少五个相等地间隔开的点。在一些实施方案中，在第二发动机罩上的多个点包括至少五个相等地间隔开的点。

在一些实施方案中，参考轴包括通常穿过飞机的机身纵向延伸的轴。

在一些实施方案中，参考轴包括相对于飞机的机翼延伸的机翼对称轴。

在一些实施方案中，推进系统包括具有在前端处的鼻锥、在后端处的尾锥和从鼻锥上的点延伸到尾锥上的点的中心线轴的推进系统，其中推力矢量特征从中心线轴分叉。

在一些实施方案中，推力矢量特征包括由涡轮风扇发动机发出的推力的主要方向。

本文还描述了建立在飞机上的推进系统的良好对准的方法，该方法包括确定飞机的参考轴，确定涡轮风扇发动机的推力矢量特征，以及通过相对于飞机的参考轴布置推力矢量特征来相对于飞机水平地和/或垂直地对准涡轮风扇发动机。

在一些实施方案中，确定飞机的参考轴包括识别通常纵向地穿过飞机的机身延伸的轴。

在一些实施方案中，确定飞机的参考轴包括识别相对于飞机的机翼延伸的机翼对称轴。

在一些实施方案中，确定推力矢量特征包括在推进系统的后端处对出口平面定界以及将推力矢量特征定义为垂直于出口平面的轴。

在一些实施方案中，推进系统是涡轮风扇发动机，并且其中对所述出口平面定界还包括将至少三个点分配于在涡轮风扇发动机之上延伸并且在所述点之间的平面延伸的发动机舱的后端处。

在一些实施方案中，对所述出口平面定界还包括识别在发动机舱的第一发动机罩的后端表面上的第一多个点，以及识别在发动机舱的第二发动机罩的后端表面上的第二多个点，以及识别由第一和第二多个点定界的最小平方平面。

在一些实施方案中，相对于飞机水平地和/或垂直地对准推进系统包括将垂直于推力矢量特征的轴投影到参考轴上，并相对于参考轴来定向所投影的轴。

在一些实施方案中，推进系统是涡轮风扇发动机，并且其中垂直于推力矢量特征的轴布置在由位于布置在涡轮风扇发动机之上的发动机舱的后端边缘处的多个点形成的最小平方平面内。

在一些实施方案中，该方法还包括确认推进系统的对准，包括：

测量在推进系统的后端处的多个点，

建立由所述点定义的最小平方平面，

将平面投影到参考轴，以及

比较出口平面投影的定向与参考轴。

在一些实施方案中，该方法还包括计算由于各种飞机部件的变化而引起的推力矢量相对于飞机的参考轴的可能变化；以及使设计适应这样的变化。

在一些实施方案中，确定推力矢量特征包括确定推力矢量轴。

在一些实施方案中，确定推力矢量特征包括确定推进系统的出口平面。

附图简述

可参考附图来理解本公开的各种实施方案。部件不一定按比例绘制。此外在附图中，相似的参考数字在全部几个视图中表示相应的部分。

图1示出在本公开的一个实施方案中的飞机；

图2示出图1的飞机的涡轮风扇发动机；

图3是图2的发动机的后透视图；

图4是图1的飞机的部分侧视图；

图5是图1的飞机的部分顶视图；

图6是示出在飞机上对准和安装发动机的方法的流程图；以及

图7是用于确定涡轮风扇发动机的推力矢量的示例性方法的流程图。

具体实施方式

在下面的描述和示例中更特别地描述本公开，示例旨在仅仅是说明性的，因为其中的很多修改和变化将对本领域中的技术人员显而易见。如在说明书中和在权利要求中使用的单数形式“一”、“一个”和“所述”可包括复数所指物，除非上下文另行清楚地指示。此外，如在说明书中和在权利要求中使用的术语“包括”可包括实施方案“由…组成”和“基本上由…组成”。此外，在本文公开的所有范围包括端点且是可独立地组合的。

如在本文使用的，近似语言可应用于修改任何定量表示，其可改变而不导致它所相关的基本功能的变化。相应地，由一个或多个术语修改的值例如“大约”和“实质上”在一些情况下可以不限于所规定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可相应于计算和/或存储值的精确度。

图1示出包括具有右机翼14和左机翼16的机身12的民用商用喷气客机10，右发动机18布置在右机翼14之下，而左发动机20布置在左机翼16之下。在这个说明性示例中，发动机18、20是高旁路涡轮风扇发动机。发动机10被分配穿过机身12延伸的中心线参考轴22和垂直于中心线参考轴22延伸的正交参考轴24。飞机10还包括沿着飞机10的侧面延伸的数据MC轴25。

图2和图3提供图1的飞机的方法部分视图，其特别示出在右机翼14之下的吊架26上安装的右涡轮风扇发动机18。发动机18包括具有布置在发动机18的前端处的鼻锥30和布置在发动机18的后机尾端处的尾锥32的发动机核心28。发动机舱33围绕发动机核心28，且在这个示例中包括以蛤壳方式绕着发动机核心28布置的相对的发动机罩34和36。这样的蛤壳布置可由在发动机罩34、36和吊架26之间的有铰链的联接器组成，发动机罩34、36之间的机械连接在从吊架26相对的端部处。这个结构当然是示例性的并可改变，如在本发明的广泛范围内期望的。例如，单个发动机罩可形成发动机舱33，或多于两个发动机罩可用于构成发动机舱33。然而为了说明性目的，发动机舱33在本文将被描述为包括两个发动机罩34和36。

涡轮风扇发动机18包括位于后机尾端处的出口平面38。更特别地，出口平面38由发动机舱发动机罩34、36的后边缘40定界。可相对于出口平面38来对发动机推力矢量特征43定界。

推力矢量特征43在一个示例性实施方案中是被定义为实质上垂直地和通常在中心从涡轮风扇发动机18的出口平面38延伸的参考轴42。这个参考轴42可以与发动机18的实际推力矢量轴共线，或它可在与其的角度下延伸。推力矢量轴是纵向地穿过由发动机18发出的大部分推力从发动机18往后延伸的轴。

在另一实施方案中，推力矢量特征43可包括出口平面38。更一般地，推力矢量特征可以是与由发动机发出的推进力相关且用于相对于飞机的其余部分来定向发动机的任何几何元件。

通过识别位于发动机舱发动机罩34、36的后边缘40处的多个点44、46来建立出口平面38。例如且如在图3中最好地示出的，点44a、44b、44c、44d和44e位于发动机罩34上，而点46a、46b、46c、46d和46e被发现在发动机罩36上。在所示示例中，点44a、44b、44c、44d和44e相对于彼此相等地间隔开。类似地，点46a、46b、46c、46d和46e沿着发动机罩36相等地间隔开。出口平面38被定义为在点44和46当中延伸的最小平方平面。在这里，推力矢量特征43被定义为垂直于这个最小平方平面38而延伸的参考轴42(其可以是推力矢量轴)。选定点44、46当然仅仅是示例性的，在发动机18、20的后部处的任何多个点可用于确定出口平面38，且这样的点可以相等地或不相等地间隔开。可通过任何充足的手段或通过使用任何充足的机制来计算用于建立出口平面38的点46、48。在一个示例中，使激光跟踪器来在发动机舱罩的后部定位多个点。这里，激光跟踪器与在特定位置处的发动机罩接触，且计算机软件和服务器将点定位在三维坐标参考系统中并确定在其间延伸的平面。然后这个系统建立推力矢量特征43并配置成比较其与飞机的对称轴。

在飞机10的设计阶段期间，推力矢量特征43与各种飞机参考轴中的一个或多个有关，以便确定发动机18、20的位置和定向及可能的变化。例如，如图4所示，出口平面38可投影到飞机中心轴22上和/或机翼对称轴23上。分别在所投影的出口平面38和中心线轴22之间和在出口平面38和机翼对称轴23之间延伸的角48和50被计算并用于确定特定发动机的期望垂直位置和定向。类似地，如图5所示，出口平面38投影在数据MC参考轴25上，且在其间的角51用于确定发动机的期望水平定向，即左右。随后，这些角在飞机被构建以确认推力矢量特征43的真实位置转换被测量。

因此，飞机10被设计并与安装在机翼14、16上的涡轮风扇发动机18、20组装在一起，使得每个发动机的推力矢量特征43相对于相关飞机轴被定位，以便实现期望拖曳和燃料效率特征。推力矢量特征43可与发动机中心线轴56重合并对准，如在图3中看到的，中心线轴56穿过发动机核心28从在鼻锥28上的点延伸到在尾锥30上的点。然而更一般地，由于在构建期间的部件变化，推力矢量特征43独立于发动机中心线轴56延伸并从发动机中心线轴56分叉。此外，如前面提到的，推力矢量特征43可与发动机的实际推力矢量轴、即由发动机发出的大部分推力的轴重合或从该轴分叉。

图6示出确定在飞机上的高旁路涡轮风扇发动机的位置和对准的示例性方法。在第一步骤60，为飞机确定参考轴。如关于图1讨论的，这样的参考轴可包括穿过机身从在飞机的前部处的点到后部处的点测量的中心线轴。此外和/或可选地，这样的参考轴可相对于机身的纵轴正交地延伸(见图1中的元件24)或可被建立为数据MC轴25，如在图1和图5中看到的。也可使用其它飞机参考轴而不偏离本发明。

在图6中的步骤62涉及相对于涡轮风扇发动机的推力矢量特征43的建立。确定这样的推力矢量特征43的一种方法包括确定发动机的出口平面。这个出口平面可充当推力矢量特征43，或可选地，推力矢量特征43可被计算为通常垂直于出口平面的轴。

推力矢量特征43通常被理解为任何几何特征，发动机的实际推力方向可从该几何特征来确定。因此在可选的实施方案中，步骤62仅涉及计算出口平面以及使用那作为推力矢量特征。

图6中的步骤64涉及基于飞机参考轴和推力矢量特征43的关系来确定发动机的定位和定向。步骤64一般在飞机的设计阶段期间发生。在这里，可直接相对于飞机轴考虑并操纵推力矢量特征。也就是说，垂直于出口平面的轴可与选定飞机轴对准或可布置成从选定飞机轴分叉。可选地，出口平面可投影到参考轴上。然后在这两个轴之间的角可被测量和在必要时被调节，以将涡轮风扇发动机18、20带到期望安装位置上。允许这样的条件在发动机安装期间出现的设计对最佳结果是有用的，但对使这个过程工作是不必要的。在步骤66，基于在步骤60-64中产生的位置信息来将发动机安装在飞机上。可选地，在飞机的组装完成之后，在步骤68进行对称性检查。在这里，通过相对于一个或多个参考发动机轴比较推力矢量特征、即垂直于出口平面的轴和/或出口平面的投影来确定发动机的对称性。可在触发事件例如硬操纵之后进行类似的对称性检查。

图7提供用于确定涡轮风扇发动机的出口平面的一个示例性方法。在步骤70，这通过识别在发动机的后部处的多个点并使用这些点对平面定界来实现。更特别地，多个相等地间隔开的点例如10个点位于发动机舱的发动机罩的后端边缘处，发动机舱围绕涡轮风扇发动的核心。然后在步骤72，在所识别的点当中计算最小平方平面。最后在步骤74，计算推力矢量特征，其可以垂直于出口平面并从出口平面向后延伸。可选地，如上面讨论的，推力矢量特征被定义为出口平面本身或为表示发动机的推力方向的任何几何特征。用于建立出口平面的多个点可由任何适当的手段和/或机制确定。例如，可使激光跟踪器与在特定位置处的发动机舱发动机罩接触，且某些软件和服务器然后用于在坐标参考系中建立这些点并计算在其间延伸的平面。

本文所述的飞机、方法和系统基于这个推力矢量特征来提供涡轮风扇发动机的推力矢量特征的确定和在飞机上的这样的发动机的安装，而不严格依赖于发动机安装的中心线。作为结果，发动机布置在飞机上，以便通常相对于一个或多个飞机参考轴对准发动机推力与它的所设计的位置，因而增加燃料效率和总性能。

在这里，飞机10的涡轮风扇发动机18、20被描述为布置在相应的机翼14、16之下。然而，这仅仅是示例性的。涡轮风扇发动机可布置在飞机上的其它地方，例如在机身上或在飞机的机尾处。类似地，在本文讨论了两个发动机18、20，但当然本发明的广泛范围覆盖单个涡轮发动机和多于两个这样的发动机。而且，虽然上面的公开将发动机18、20描述为高旁路涡轮风扇发动机，在另一实施方案中，它们可以是低旁路涡轮风扇发动机或足以引导飞机的运动的任何其它适当的推进机构。

在这里，在一个示例性实施方案中，通过建立垂直于涡轮风扇房间18、20的出口平面的轴来确定推力矢量特征。这仅仅是说明性的，且推力矢量特征可被定义为与出口平面成小于或大于就是度的角的轴。可选地，也许通过足以确定由特定发动机产生的推力的主要方向的任何其它方法来计算推力矢量特征，它是推力的主要方向或其分量，其用于在飞机上的发动机。仍然进一步可选地，出口平面本身可用作推力矢量特征，且其投影可用于计算发动机相对于飞机轴的定向。

在这里，参考具有推进系统的飞机作为示例描述了本发明。然而，本发明扩展到任何推进式运载工具。例如，水上运载工具例如船或水上摩托艇可包括推进系统，其中水穿过出口平面被推进。在这里，推进系统可通过相对于水上运载工具的轴定向出口平面以与上面讨论的类似的方式来布置在水上运载工具上。

上面的描述旨在仅仅是示例性的，且相关领域中的技术人员将认识到，可对所述实施方案做出变化而不偏离所公开的本发明的范围。本公开可以其它特定形式实施而不偏离权利要求的主题。本公开也意欲涵盖并包括在技术中的所有适当的变化。通过回顾本公开，落在本发明的范围内的修改将对本领域中的技术人员显而易见，且这样的修改意欲落在所附权利要求内。

Claims (12)

1.一种飞机，包括：

参考轴，其沿着所述飞机的至少一部分延伸，其中所述参考轴是所述飞机的对称轴；

推进系统，其包括具有由发动机舱发动机罩的后边缘定界的出口平面的涡轮风扇发动机，并具有定义所述发动机的推力的方向的推力矢量，所述推力矢量与推力矢量特征相关，其中所述推力矢量特征被定义为垂直于所述出口平面的轴，并且其中所述推力矢量特征与所述发动机的中心线轴不重合；

其中所述涡轮风扇发动机布置在所述飞机上，所述推力矢量特征相对于所述飞机的所述参考轴被定向，使得所述发动机的推力通常相对于所述参考轴对准。

2.如权利要求1所述的飞机，还包括至少部分地布置在所述涡轮风扇发动机之上的发动机舱，其中所述出口平面由所述发动机舱的后端定界。

3.如权利要求2所述的飞机，其中所述出口平面包括由在所述发动机舱的后端处的至少三个点形成的平面。

4.如权利要求2所述的飞机，其中所述出口平面包括由布置在所述发动机舱的所述后端处的多个点形成的最小平方平面。

5.如权利要求2所述的飞机，其中所述发动机舱包括第一发动机罩和第二发动机罩，所述第一发动机罩具有在其后端表面上的多个点，所述第二发动机罩具有在其后端表面上的多个点，其中所述出口平面包括由在所述第一发动机罩上的所述多个点和在所述第二发动机罩上的所述多个点定界的最小平方平面。

6.如权利要求5所述的飞机，其中在所述发动机舱的第一发动机罩的后边缘处的所述多个点包括至少五个相等地间隔开的点。

7.如权利要求6所述的飞机，其中在所述发动机舱的第二发动机罩的后边缘处的所述多个点包括至少五个相等地间隔开的点。

8.如权利要求1所述的飞机，其中所述参考轴包括通常穿过所述飞机的机身纵向延伸的轴。

9.如权利要求1所述的飞机，其中所述参考轴包括相对于所述飞机的机翼延伸的机翼对称轴。

10.如权利要求1所述的飞机，其中所述推进系统包括具有在前端处的鼻锥、在后端处的尾锥和从所述鼻锥上的点延伸到所述尾锥上的点的中心线轴的涡轮风扇发动机，其中所述推力矢量特征从所述中心线轴分叉。

11.一种建立并改变飞机上的推进系统的对准的方法，所述推进系统包括涡轮风扇发动机，所述方法包括：

通过识别通常穿过所述飞机的机身纵向延伸的对称轴，确定所述飞机的参考轴；

确定所述推进系统的推力矢量特征，其中确定所述推力矢量特征包括界定在所述涡轮风扇发动机的后端处的出口平面，并且将所述推力矢量特征定义为垂直于所述出口平面的轴，其中所述推力矢量特征与所述发动机的中心线轴不重合；以及

通过相对于所述飞机的所述参考轴布置所述推力矢量特征来相对于所述飞机水平地和/或垂直地对准所述推进系统。

12.如权利要求11所述的方法，还包括确认所述推进系统的对准，包括：

测量在所述推进系统的后端处的多个点，建立包括由所述点定义的最小平方平面的所述出口平面，

将所述出口平面投影到所述参考轴，以及

比较所述出口平面投影的定向与所述参考轴。

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