專利名稱：包括至少一個(gè)具有反轉(zhuǎn)槳的發(fā)動(dòng)機(jī)的航空器的制作方法
包括至少一個(gè)具有反轉(zhuǎn)槳的發(fā)動(dòng)機(jī)的航空器本發(fā)明涉及航空器，該航空器包括至少一個(gè)具有反轉(zhuǎn)槳的發(fā)動(dòng)機(jī)。該具有反轉(zhuǎn)槳的發(fā)動(dòng)機(jī)可以是帶有反轉(zhuǎn)螺旋槳(h6lice)的發(fā)動(dòng)機(jī)，諸如槳扇式渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，或者是旋翼航空器諸如直升機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)。

在航空運(yùn)輸業(yè)中，多年來(lái)一直致力于減小由發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的振動(dòng)和噪聲的研究。已使用了多種技術(shù)。被動(dòng)或主動(dòng)平衡技術(shù)也是已知的，其中測(cè)量并校正了慣性不平衡或空氣動(dòng)力不平衡，如在例如文獻(xiàn)W0-2006/017201的實(shí)例中所述。其他的“同步定相(synchrophasage) ”技術(shù)也是已知的，其中多個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)之間的同步定相限制了在葉片通過(guò)頻率下產(chǎn)生的噪聲，如在例如文獻(xiàn)US-4689821、 US-2005/0065712、W0-2005/042959和US-00/5221185中所述。這些由發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)進(jìn)行平衡和同步定相的技術(shù)的主要問(wèn)題是控制系統(tǒng)延遲必須遠(yuǎn)小于將位于所用傳感器前部的兩葉片的通過(guò)相區(qū)分開(kāi)的周期。然而，這并不能實(shí)現(xiàn)，因此意味著沒(méi)有可考慮的工業(yè)應(yīng)用。過(guò)濾和減弱航空器中產(chǎn)生的振動(dòng)的技術(shù)也是已知的。它們包括例如主動(dòng)或半主動(dòng)系統(tǒng)，該系統(tǒng)具有主動(dòng)重量、可變硬度或流變流體(如在文獻(xiàn)US-5490436中所述)。這些技術(shù)還包括裝備有傳感器和控制機(jī)構(gòu)以控制主動(dòng)或半主動(dòng)行為的系統(tǒng)。這些技術(shù)已被開(kāi)發(fā)用于限制非平衡力對(duì)支撐結(jié)構(gòu)的影響。參考

圖1，首先描述對(duì)于單個(gè)旋轉(zhuǎn)盤來(lái)說(shuō)不平衡的問(wèn)題。該圖顯示了一個(gè)形成螺旋槳2的盤，在該實(shí)例中，所述螺旋槳2包括八個(gè)葉片4。所述螺旋槳以繞軸線6——對(duì)應(yīng)于該螺旋槳的主幾何對(duì)稱軸線——可旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的方式安裝。假設(shè)螺旋槳存在平衡缺陷，使得螺旋槳的重心不在軸線6上，而是從該軸線徑向地偏離。重心8例如位于其中一個(gè)葉片 4上，如圖1中夸張示出的。假設(shè)螺旋槳繞其軸線6沿箭頭10所示的方向旋轉(zhuǎn)。重心8因此會(huì)在軸線6處產(chǎn)生一個(gè)施加在螺旋槳上的不平衡力12，該不平衡力位于盤平面內(nèi)，沿徑向方向向外且穿過(guò)點(diǎn)8。該力沿方向10旋轉(zhuǎn)。這是慣性不平衡的情況。因此，對(duì)于任何慣性中心與旋轉(zhuǎn)中心不一致的旋轉(zhuǎn)盤來(lái)說(shuō)，慣性不平衡都會(huì)在盤的平面內(nèi)產(chǎn)生徑向力，如圖1 所示。參考圖2，還有可能存在空氣動(dòng)力不平衡。這種情況在運(yùn)動(dòng)盤包括承載表面(諸如螺旋槳葉片的面)時(shí)發(fā)生。因此，所述承載表面的安裝角(delage)缺陷或形狀缺陷可以產(chǎn)生空氣動(dòng)力不平衡情況。這也可能是葉片空氣動(dòng)力變形分布的問(wèn)題，或者是葉片間距分布的問(wèn)題。這種空氣動(dòng)力不平衡力施加在遠(yuǎn)離軸線6的點(diǎn)14處。該不平衡力分解為一方面是牽引力分量，其在圖2中標(biāo)記為16，且位于螺旋槳盤的平面外；以及，拖曳力分量18，其位于螺旋槳盤的平面內(nèi)。現(xiàn)在描述一些平衡技術(shù)的細(xì)節(jié)。實(shí)際上，已經(jīng)知道通過(guò)區(qū)分振幅和力相對(duì)于固定軸線的相角來(lái)測(cè)量旋轉(zhuǎn)機(jī)器(或旋轉(zhuǎn)盤)的不平衡力。例如，這些技術(shù)的其中之一如下文所述。為了消除在特定旋轉(zhuǎn)速度時(shí)的振動(dòng)，首先測(cè)量旋轉(zhuǎn)機(jī)器的不平衡特征。為此，測(cè)量或計(jì)算其產(chǎn)生的不平衡力。這些力以在相對(duì)于旋轉(zhuǎn)部件——例如，連接有支撐結(jié)構(gòu)——的固定參考坐標(biāo)系中的發(fā)動(dòng)機(jī)速度頻率范圍內(nèi)的正弦激勵(lì)來(lái)表征。這些激勵(lì)通常使用發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)傳感器(例如，加速計(jì))或一組專門的加速計(jì)來(lái)測(cè)量。因此，旋轉(zhuǎn)盤的不平衡由在機(jī)器旋轉(zhuǎn)速度ω。下在固定支撐結(jié)構(gòu)的軸線上的測(cè)得的加速度Rl (從振幅(增益)和相位(ρ)方面)來(lái) 表示，如圖3所示。該圖在第一曲線20上顯示了增益(以m/s—2計(jì))相對(duì)于旋轉(zhuǎn)速度ω (以rad/S計(jì))的圖表，以及在第二曲線22上顯示了相位ρ (以弧度計(jì))相對(duì)于該速度的圖表。可以使用以下的測(cè)量方法，稱為向量影響系數(shù)法。在測(cè)量作為待研究的不平衡行為之結(jié)果的初始加速度Rl后，已知重量的不平衡重塊被加至旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)，以測(cè)量它們對(duì)測(cè)得的加速度的影響。例如，單位量的不平衡在相位角0°被加至盤，并且在速度ω。測(cè)量新的加速度R2(增益和相位)。接著進(jìn)行向量解算，如下所述-原始不平衡bl引起加速度Rl，-形成原始不平衡和單元不平衡總和的組(bl+b2)引起加速度R2，-因此，通過(guò)相減，單元不平衡b2產(chǎn)生加速度R2-R1。關(guān)于這方面，參考圖4，其顯示了位于正交坐標(biāo)系中的向量Rl、R2和R2-R1，這些向量相應(yīng)地具有相位.^R1、φR2和 φ (R2-R1)。應(yīng)注意，這種計(jì)算方法假設(shè)在所述不平衡和相應(yīng)測(cè)得的加速度之間存在線性關(guān)系。因此，所述原始不平衡(和由此所需的校正量)按以下公式來(lái)計(jì)算
權(quán)利要求
1.一種航空器(50 ；150)，其特征在于該航空器包括至少一個(gè)具有反轉(zhuǎn)槳(58a，58b) 的發(fā)動(dòng)機(jī)(56 ;156)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)或所述發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少一個(gè)具有與至少一個(gè)橢圓(70)相關(guān)聯(lián)的不平衡，所述航空器包括裝置(73，90)，該裝置能夠控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)或所述發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少一個(gè)，使得在給定的發(fā)動(dòng)機(jī)速度下，所述橢圓或所述橢圓中的至少一個(gè)的長(zhǎng)軸(68) 在這樣一個(gè)方向上延伸對(duì)于該方向，由所述發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的振動(dòng)在航空器的至少一個(gè)預(yù)定位置、尤其是在預(yù)定區(qū)域中，具有最小的強(qiáng)度。
2.根據(jù)前述權(quán)利要求所述的航空器(150)，其中所述控制裝置(73，90)能夠控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)(56)或所述發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少一個(gè)，使得所述橢圓或所述橢圓中的至少一個(gè)的長(zhǎng)軸 (68)在支撐發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)中的振動(dòng)傳導(dǎo)最小的方向(Z)上延伸。
3.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的航空器(150)，其中有至少兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)(156)， 并且所述控制裝置(73，90)能夠控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)，使得由所述發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的振動(dòng)的合量在所述預(yù)定位置(267)具有最小的強(qiáng)度。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的航空器(150)，其中有至少兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)(156)， 并且所述控制裝置(73，90)能夠控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少一個(gè)，使得由該發(fā)動(dòng)機(jī)自身產(chǎn)生的振動(dòng)在所述位置(16 具有最小化的強(qiáng)度。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求所述的航空器(150)，其中所述位置對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)是特定的， 并且所述控制裝置(73，90)能夠控制其他發(fā)動(dòng)機(jī)，使得其他發(fā)動(dòng)機(jī)與至少一個(gè)其他預(yù)定位置相關(guān)聯(lián)，在所述至少一個(gè)其他預(yù)定位置，由所述其他發(fā)動(dòng)機(jī)自身產(chǎn)生的振動(dòng)具有最小的強(qiáng)度。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的航空器，其中所述控制裝置(73，90)能夠控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)(156)或所述發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少一個(gè)，使得平行于支撐發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)的慣性平 面——例如主慣性平面或具有最大慣性模量的慣性平面——施加所述槳的不平衡力。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的航空器，其中有至少兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)(156)，并且所述控制裝置(73，90)能夠控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)，使得各發(fā)動(dòng)機(jī)施加在所述航空器上的不平衡力和/或不平衡力矩至少部分地相互補(bǔ)償。
8.一種用于控制航空器(50 ； 150)的方法，所述航空器包括至少一個(gè)具有反轉(zhuǎn)槳(58a， 58b)的發(fā)動(dòng)機(jī)(56 ;156)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)或所述發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少一個(gè)具有與至少一個(gè)橢圓 (70)相關(guān)聯(lián)的不平衡，其特征在于控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)或所述發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少一個(gè)，使得在給定的發(fā)動(dòng)機(jī)速度下，所述橢圓或所述橢圓中的至少一個(gè)的長(zhǎng)軸(68)在這樣一個(gè)方向上延伸對(duì)于該方向，由所述發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的振動(dòng)在航空器的至少一個(gè)預(yù)定位置、尤其是在預(yù)定區(qū)域中，具有最小的強(qiáng)度。
9.一種計(jì)算機(jī)程序，其特征在于該計(jì)算機(jī)程序包括指令，當(dāng)在計(jì)算機(jī)上執(zhí)行所述指令時(shí)，所述指令能夠控制根據(jù)前一權(quán)利要求所述的方法的執(zhí)行。
10.一種數(shù)據(jù)存儲(chǔ)介質(zhì)，其特征在于該數(shù)據(jù)存儲(chǔ)介質(zhì)包括根據(jù)前一權(quán)利要求所述的程序。
全文摘要
航空器(50)包括至少一個(gè)具有反轉(zhuǎn)槳的發(fā)動(dòng)機(jī)(56)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)或所述發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少一個(gè)具有與至少一個(gè)橢圓(70)相關(guān)聯(lián)的不平衡。所述航空器包括一裝置，該裝置能夠控制發(fā)動(dòng)機(jī)或所述發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少一個(gè)，使得在給定的發(fā)動(dòng)機(jī)速度下，所述橢圓或所述橢圓中的至少一個(gè)的長(zhǎng)軸(68)在這樣一個(gè)方向上延伸對(duì)于該方向，由所述發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的振動(dòng)在航空器的至少一個(gè)預(yù)定位置、尤其是在預(yù)定區(qū)域中，具有最小的強(qiáng)度。
文檔編號(hào)B64D31/12GK102159463SQ200980136394
公開(kāi)日2011年8月17日 申請(qǐng)日期2009年7月21日 優(yōu)先權(quán)日2008年7月24日
發(fā)明者J-M·?？死? P·查艾里 申請(qǐng)人:空中客車運(yùn)營(yíng)事務(wù)