专利名称：矢量喷管控制系统的制作方法
背景技术：
本发明总体上涉及飞机燃气涡轮发动机，更具体而言涉及用于发动机的矢量排气喷管。
典型的高性能内外函燃气涡轮发动机包括一可变面积的收敛-扩散形排气喷管，它相对纵向或轴向中心线是轴对称的。喷管包括多个沿圆周邻接的初级排气鱼鳞片，它们再与多个沿圆周邻接的次级排气鱼鳞片相连。次级鱼鳞片通过相应的外部压力连杆连接在一个也支承着初级鱼鳞片的公共的静止机匣上。
此组合件铰接成四连杆机构的形式，以改变在初级与次级鱼鳞片之间喷管喉道处标注为A8的排气流通面积，以及用于改变在次级鱼鳞片下游端标注为A9的喷管出口流通面积。恰当的线性作动筒诸如液压作动筒沿圆周间隔地围绕着机匣并各有连接在喷管上的输出杆，用于转动初级鱼鳞片调节喉道面积，以及又调节出口与喉道的面积比。
为了提高以内外出燃气涡轮发动机为动力装置的飞机的机动性，发展了矢量排气喷管。在转让给本受让人的美国专利4994660中公开了一种非轴对称的矢量排气喷管(AVEN)。在这种类型的喷管中，初级操纵环围绕在初级鱼鳞外侧面上的凸块并在工作上与多个初级线性作动筒连接，它们控制初级操纵环垂直于喷管轴向中心线的轴向位置。在喷管内的外部连杆连接在次级操纵环上，后者再连接在多个安装在机匣上的次级线性作动筒上。
在工作时，初级环的轴向移动或滑动控制初级鱼鳞片的转动并因而也调节喷管喉道面积。次级环也可以沿轴向滑动以便独立地控制次级鱼鳞片的转动，并因而又调节出口面积和面积比。此外，次级环可以在空间倾斜以实施俯仰或偏航或两者兼得，以及使次级鱼鳞片倾斜以实施喷管转向，在这种情况下，与在传统的非矢量排气喷管中与发动机中心线同轴地排气不同，发动机的排气以与发动机中心线有一小的角度地排出。
因为次级鱼鳞片可以改变推力方向，所以它们大大增加了喷管设计及其推广实施的复杂性。由于此原因，另外许多专利给予有关本受让人的AVEN排气喷管以各种特点。这些专利既涉及喷管机械上的细节，也涉及喷管的控制系统。
因为在喷管内利用了多个沿圆周邻接的次级鱼鳞片，还必须设有恰当的鱼鳞片间密封装置，以避免鱼鳞处于推力转向的恰当范围内时鱼鳞片之间气流泄漏。不过此范围是有限的，以避免鱼鳞片间气流泄漏或各种构件不希望的变形。
此外，推力方向可变的喷管的控制系统发展为在反馈闭式回路内实时处理所需数据和控制作动筒的数字式程序控制调节器。喷管调节器典型地包括在喷管构件机械性能范围内避免喷管推力转向过度的极限值。以及，喷管调节器还必须足够迅速地实时处理用于喷管及以它为动力的飞机极高速机动飞行所需要的数据。
为了使推力方向可变的排气喷管有足够的实时处理能力，次级作动筒互相等角向间距地相对于垂直和水平轴线对称布置。喷管偏航角通过次级鱼鳞片绕垂直轴线的角向转动确定。而喷管俯仰角通过次级鱼鳞片绕水平轴线的角向转动确定，此水平轴线垂直于垂直轴线。也可以组合俯仰角和偏航角，以提供喷管整个360°的推力转向能力。
次级作动筒对称定向显著简化了转换俯仰角和偏航角的调节规律，这些调节规律确定次级操纵环所需要的运动，从而又确定次级鱼鳞片的位置。在一种简单的调节方案中，位于水平轴线上方和下方的的作动筒按成比例的量向前和向后驱动以实现喷管俯仰。类似地，在垂直轴线相对侧，作动筒可对称地向前和向后驱动以实现喷管偏航角。
鉴于在次级操纵环上的作动筒预定的固定不变的对称的关系，以前发展了为实施俯仰和偏航用于确定作动筒行程的简单的三角学关系。这样做大大简化了调节规律并允许使用已知的相关作动筒给定角度的三角函数。因此这些固定的三角函数可以借助于它们在零与1之间的数值体现在调节规律内并恰当地储存在存储器内备用。
然而，因为排气喷管必须安装在各类飞机相应的发动机舱内，空间有限可能妨碍次级作动筒的对称安装和调节规律随之而来的简化。如果作动筒非对称地连接在次级操纵环上，或如果由于不同的设计改变了这种连接，那么简单的调节规律将不能有效地控制矢量操纵。
此外，次级操纵环可能使用三个以上的作动筒，在这种情况下需要精确地控制第四个或更多个作动筒，以避免与原先的三个确定次级环平面的作动筒发生冲突。在有些设计中可能要求使用两个冗余的次级作动筒系统，每个系统有三个作动筒，因此六个作动筒必须协调一致地控制，以免它们之间彼此加载和保证全部作动筒同步工作。两个冗余系统减少了所有作动筒对称定向并导致简化作动筒控制系统的可能性。
因此，要求提供一种用于在排气喷管内推力转向作动筒的通用的控制系统，它可以与各作动筒沿圆周的配位无关地工作，并与此同时降低它们所需要的调节规律的复杂性，以及减少重复计算的需要，要不然会增加处理时间，在排气喷管的实时控制中处理时间是有限的。
本发明的概要控制三个沿圆周间隔地在各自的接头处连接在燃气涡轮发动机排气喷管内可确定矢量推力位置的操纵环上的作动筒行程的方法。每个作动筒接头在圆周上的角向位置是给定的。以及，每个作动筒的行程根据俯仰和偏航指令利用接头位置独立计算。然后操纵作动筒实现它们各自的行程以确定喷管位置。在优先的实施例中，给定一次角向位置，以及计算它们的三角函数并储存在存储器内。然后，储存的值可以在以后当改变俯仰和偏航指令时利用来计算行程。
附图的简要说明下面结合附图更详细和具体地按照优先和示范的实施例说明本发明以及本发明进一步的目标及优点，附图包括
图1 按本发明示范性实施例的燃气涡轮发动机轴对称矢量排气喷管等轴的局部剖面图；图2 图1所示排气喷管局部纵剖面图，表示了若干次级作动筒之一，这些作动筒连接在次级操纵环上用于排气喷管的推力转向；图3 示意表示连接在图1和2所示次级操纵环上的两个冗余的三作动筒驱动系统用于作动筒的定位；图4 示意表示在各自沿圆周的角向位置处连接在次级操纵环上的图1所示三作动筒驱动系统之一以及在反馈闭式回路中用于驱动此三个作动筒的操纵环控制系统；以及图5 表示图4所示控制系统的指令和反馈控制回路方块图。
优选实施例的说明图1和2表示作为范例的轴对称矢量排气喷管10，它接收来自内外函涡轮风扇式燃气涡(未表示)的排出的燃气12，产生为推动飞机(未表示)飞行的推力。喷管10相对于纵向或轴向中心线14是轴对称的并包括一个固定的或静止的环形机匣16，它适合于固定连接在燃气涡轮发动机排气管(未表示)上以接受来自那里的排气12。
由图2可以清楚看出，喷管10包括多块其前端铰接在机匣16上的沿圆周互相结合的初级喷口鱼鳞片18。多块沿圆周互相结合的次级喷口鱼鳞片20分别在其前端铰接在初级鱼鳞片18之一的后端上，并确定了一个用A8表示的最小流动面积的喉道22。次级鱼鳞片20的后端或下游端确定了有一个用A9表示的流动面积的喷管出口24。
次级鱼鳞片20的后端分别铰接在沿圆周有间隔的外部压力连杆26上，后者的前端铰接在公共的次级操纵环28上。至少三个沿圆周间隔的次级作动筒30在各接头32处铰接在公共的次级操纵环28上。次级作动筒30是线性作动筒，诸如液压作动筒，它们各有输出杆30a，输出杆可按选择伸出或收缩，用于在各接头32处相应地移动次级环28。
由于次级鱼鳞片20在它们的后端连接在对应的外连杆26上，而连杆又与次级环28连接，所以移动次级环28可用来控制出口24的流动面积A9以及相应地控制出口与喉道的面积比A9/A8。
为了调整喉道22的流动面积A8，每个初级鱼鳞片18在其外侧有相应的凸块，它与装在初级操纵环34内的滚轮接触，操纵环34围绕着初级鱼鳞片18。如图1所示，多个，例如三个初级作动筒36在它们的前端铰接在机匣16上，而具有的各输出杆铰接在初级环34上。因为初级鱼鳞片18在其前端铰接在机匣16上，所以工作时排气12的压力迫使初级鱼鳞片沿径向向外与初级环34接触，初级环34用来调整喉道22的尺寸。当初级环34向前或向后轴向移动时，初级鱼鳞片34*后部上的凸块型面控制鱼鳞片的回转运动和相应地调整喉道22的面积。
以此方式，初级和次级鱼鳞片可借助它们各自的作动筒和环独立地控制，来调整喉道22和出口24的面积，以及调整它们的面积比A9/A8。此外，通过倾转次级环28，次级鱼鳞片20还可以歪斜或相对于中心线14调整矢量，以实施推力转向。
上面所说明的排气喷管10，除了驱动次级环28的次级作动筒30沿圆周的配位及其控制系统外，总体结构是传统的。这种喷管的其他详细情况可见前面背景部分中提及的美国专利4994660。
按照本发明，一种用于控制三个沿圆周间隔开的次级作动筒30输出行程的经改进的方法，允许与各次级作动筒30的圆周配位无关地操纵喷管。这些次级作动筒30不需要如上面曾介绍的早先的实施例那样对称地连接在机匣16及次级环28上，而是可以围绕着次级环28有任何的周向配位，这一情况示意表示在图3中。
图3示意表示次级圆环28和驱动环28的各相应的次级作动筒30各自的接头32用θM表示的圆周角向位置或配位的垂直平面图。接头32位于一个公共的离中心线14的环半径R处。角向位置是例如相对于在12点钟处的垂直中心面的值成字母“M”是用于每个作动筒的下标。
在一个用于驱动次级环28具有三个作动筒30的液压系统中在确定一个公共平面的三个位置处的三个接头32用实心的圆圈代表。在第二个冗余的液压系统中用于相应的次级作动筒30的另外三个接头32用空心圆圈表示，它们在公共平面内的三个点处独立驱动此次级环。按本发明这两个液压系统协调一致，以保证所有六个作动筒与次级环的斜度无关地在一个公共平面内同步地工作驱动此次级环28，在环28上没有不希望的会造成其变形应力的差动力。
按图3所示的本发明的一项特点，若干作动筒和相应地它们各自的接头在次级环28上可以围绕着环28定位在任意恰当的圆周角向位置θM处，以及在它们之间没有相等的圆周间距，为的是提高安装在各种飞机不同发动机舱内的排气喷管的通用性。按这种结构，各次级作动筒所需要的行程不再享有早先为了使次级环28倾斜导致其俯仰和偏航的对称性带来的好处。
图3的左面部分表示次级环28垂直侧视图或俯仰平面图，其中表示环的俯仰处于相应的俯仰角θPIT。环的俯仰可通过沿中心线14或向前或向后倾斜此环28来实现，为此多半程度不同相应地轴向移动每一个作动筒接头32。
图3的下部是倾斜了一个偏航角θyAW的次级环水平俯视图或偏航平面图。次级环28保持共一平面和围绕中心线14既向前也向后地在水平面内倾斜以实现偏航。为实施偏航，各作动简接头32实际的移动通常有不同的量。
图3所示的六个作动筒接头32有关它们为实现次级环28所需要的运动而所需要的轴向行程附加地用A91、A92…A96表示。作动筒顺序标记，从在图3中接近1点钟的第一个作动筒开始顺时针逐渐增加到接近11点钟位置的第六个作动筒(后视图)。第一、第三和第五个作动筒配置在第一个共同的液压系统内，它们为驱动次级环28被操纵作轴向移动或滑动、俯仰或偏航或这些运动的任何组合。
第二、第四和第六个作动筒配置在第二液压系统内，对第一液压系统而言它是冗余的并有相同的工作能力。鉴于不顾每个作动筒的圆周配位地在共同的次级环28上连接了三个或更多个作动筒，所以为了它们的工作需要如图4示意表示的恰当的控制系统38，以便实践在图5中用流程图形式表示的按本发明示范性实施例的改进的控制方法。
图4示意表示在一个反馈闭式回路中在各自的接头32处连接在次级环28上的三个次级作动筒30，它们设计用于驱动次级环28，并因此确定次级鱼鳞片20(是图1和2)的位置，以便控制推力转向。表示在图4中的三个作动筒30既代表用示于实施相应的轴向行程A91、A93和A95的第一组，也代表实施相应的轴向行程A92、A94和A96的第二组。
以喷管调节器40为示范性形式的装置在工作上与若干次级作动筒30以及与初级作动筒36连接成一个用于控制它们工作的反馈回路。调节器40可以有任何常见的形式，诸如形式上为矢量电子控制(VEC)计算机的数字式程序控制计算机，它适用于按调节规律编制程序动态地控制排气喷管。
按本发明的一项特征，调节器40设计用于利用角向接头的位置θM独立计算每个次级作动筒30响应次级环28的俯仰和偏航指令所需要的行程A9M。虽然调节器40也控制初级作动筒36的工作，但这可以按任何常规的方式完成，因为初级环34只是为控制喉道面积A8作轴向移动而不倾斜。
排气喷管10基本控制参数包括喉道面积A8和相应的出口与喉道面积之比A9/A8。这些为使推进飞机用的发动机正确工作所必要的指令可按惯例提供给喷管调节器40。因为喷管10是推力方向可变的，所以需要两个附加的控制参数或指令并例如包括为使从喷管的排气转向为一个与喷管中心线斜交的适当的矢量角所需要的次级操纵环28的俯仰和偏航。
因此，次级环28所需要的运动包含三个分量其中之一单纯用于轴向移动或滑动，在这里所有的作动筒产生一致的行程，用于使次级环28按等量沿中心线14平移；表示在图3左部的俯仰，其中次级环28在垂直的俯仰平面内绕中心线向前和向后倾斜；以及表示在图3下部的偏航，其中次级环28在水平的偏航平面内绕中心线14向前和向后倾斜。包括这三个分量的作动筒行程基本方程式可表示为A9M＝A9SLIDE+(R×CosθM)×SinθPIT+(R×SinθM)×SinθyAW(1)字母“M”用作相应的次级作动筒30的下标，包括1、3、5和2、4、6。A9SLIDE是每个次级作动筒相等的轴向行程分量，以实施相应的出口面积A9和相应的面积比A9/A8。轴向行程的俯仰分量基于表示在图3左方俯仰平面内的简单三角学关系，这一俯仰平面是各作动筒接头32按俯仰指令θPIT的量从垂直平面轴向移动后得出。以及，轴向行程的偏航分量也基于因次级环28在表示在图3下部的偏航平面内倾斜的简单三角学关系，此分量用于在各作动筒接头32处实施偏航指令θyAW的量。
方程(1)是基于一些假设后被简化的形式。如图4所示，认为次级作动筒30平行于中心线14。相应地，次级作动筒30在它们安装在机匣16上的前端处和在它们安装在次级环28上的后端处均有与次级环28相同的半径R。以及，次级环28是图形和刚性的。
虽然排气喷管的几何尺寸与这些假设相比实际上存在差异，但这种差异比较小，并不会显著影响作动筒和控制系统的工作。尽管为达到更精确地控制可以采用更复杂的方程来模拟操作系统，但这样做并无必要性，而且会大大增加所需要的喷管调节器40的复杂性。因为没有明显的好处。
重要的是认识到数字式调节器40和当前的技术水平实际上实时计算能力是有限的。三角参数的计算消耗大量时间并往往取消了这方面的可能性。由于这一原因，先前发展的用于AVEN喷管的控制系统方案采用上面已提及的对称性来大大简化操作的几何关系以及不需要计算许多三角函数，以避免超越数字式调节器现有技术水平的能力。
如方程(1)所表明的那样，俯仰和偏航的行程分量各包含相应的俯仰和偏航角指令的三角函数以及基于每个次级作动筒30圆周角向位置θM的三角函数和次级环28的半径R。在每个次级作动筒30或它们各自的接头32圆周角向位置θM确定或给定时，每个作动筒30所需要的行程可在调节器40内根据俯仰和偏航指令在喉道面积A8给定的情况下独立地计算。然后各次级作动筒30可以被操纵或推动来完成它们各自的行程A9M，按要求确定次级操纵环28的位置和喷管10的关量，所以排气12与中心线14斜交地排出。
如上面已说明的，每个次级作动筒需要的行程包括次级环28轴向滑动、俯仰和偏航等独立的分量，它还基于每个次级作动筒原始的角向位置θM，而与其位置或是否对称性无关。相应地，在方程(1)中看到的行程的俯仰和偏航分量中包括角向位置θM和俯仰及偏航角θPIT与θyAW的二个三角函数。
尽管方程(1)允许不顾各作动筒的圆周配位通用于确定作动筒系统，却并不要求将调节器40设计为重复计算所用的三角函数来实时确定需要的行程，因为要不然会显著增加处理时间和降低调节器40的效率。
因此，作为筒接头32的角向位置只需要在调节器40一开始编制程序用于控制操纵系统一个或多个几何结构时给定一次。然后调节器40便可以在初始化状态下起始工作并仅仅在一开始计算一次所需要的角向位置θM的三角函数，因为对于给定的作动筒系统它们保持常数。
调节器40涉及任何常规形式的适用的计算机存储器42，如图5所示，其中存储了角向位置恒定的三角函数计算值，以备今后检索和在调节器40内实时处理时使用。因此，储存的与角向位置θM对应的三角函数在调节器40内重复和连续地使用，以便在俯仰和偏航指令改变时按方程(1)计算行程A9M。
如图5所示，角向位置θM的正弦和余弦值及相关的三角函数只需计算一次并储存在存储器42内，以后在方程(1)中重复使用，从而显著减少所需要的调节器40计算时间，与此同时保持了快速确定其中若干次级作动筒32有不同角向配位的不同操纵系统的通用性。调节器40可以针对每种喷管设计进行校准，为此简单地输入各作动筒相应的角向位置，然后基于此角向位置执行恒定的三角函数的初始计算，计算结果以后用于通用的行程方程(1)中。
如图5所示，在调节器40中实时计算行程方程(1)，以获得每个次级作动筒30所需的行程A9M。算出的行程传输给工作上与各次级作动筒30连接的形式上为液压调节器44的恰当的装置，以便伸出或收缩各次级作动筒对应的输出杆，实现它们各自的行程并为喷管10推力转向确定次级环28的位置。液压调节器44可采用任何传统的形式，只要能恰当地提供液压流体，用于按算出的作动筒作所需行程有选择地伸出或缩回作动筒的输出杆。
如上面对方程(1)所作的说明，每个作动筒的行程是轴向滑动A9SLIDE、俯仰指令θPIT的正弦和接头角向位置θM的余弦乘以环半径R得出的积以及偏航指令θyAW的正弦和接头角向位置θM的正弦同样采以环半径R得出的积之和。因为各接头角向位置θM正弦和余弦三角函数对于具体的操作几何条件是常数，所以它们可以只计算一次并储存在存储器42内备用，无需以后再计算，因为环半径R也是常数，它与接头角向位置三角函数的乘积也可以储存在存储器42内供以后重复使用。
如上所述，三点确定唯一的平面，因此在给定的用于驱动次级环28的液压系统中最好只有三个共同工作的次级作动筒30。然而在需要时也可以使用四个或更多个作动筒，图3表示了一种冗余的操纵系统，包括附加的三个次级作动筒30，它们用在空心圆圈处它们相应的行程A92、4、6代表。
因为排气喷管10包括四个或更多个次级作动筒30沿圆周在前三个作动筒的各对之间在相应的接头32处连接在共同的次级操纵环28上，所以需要附加地处理，使次级作动筒协调一致或同步地工作，以免连接在共同的次级环28上的次级作动筒之间力量互相冲突。因此，第四个和更多个次级作动筒及它们各自的接头沿圆周的角向位置θM也要在一开始规定，并作为向调节器40的输入值。
然后可以在调节器40内根据同样的用于环的俯仰和偏航指令利用方程(1)计算第四个和更多个次级作动筒30的行程A9M。不过，在作动筒发生故障的情况下有必要独立地检验多个作动筒是否实现次级环28的共面运动。因此可以计算第四个次级作动筒的行程，作为测得的前三个次级作动筒反馈行程的函数，以便在次级环28滑动和在俯仰及偏航的情况下倾斜时保持其处于一个共同的平面内，不会在连接在此次级环上的四个或更多个次级作动筒内产生不希望的变形或差动力。
第四个或更多个次级作动筒的行程可按下式检验A91×[Sin(θM-θ5)+Sin(θ3-θM)+Sin(θ5-θ3)]+A93×[Sin(θM-θ1)+Sin(θ5-θM)+Sin(θ1-θ5)]+A9M＝A95×[Sin(θM-θ3)+Sin(θ1-θM)+Sin(θ3-θ1)](2)Sin(θ5-θ3)+Sin(θ1-θ5)+Sin(θ3-θ1)所有的次级作动筒的行程A9M一开始在调节器40内按方程(1)计算。然后调节器按方程(2)基于它们各自的圆周角向位置θM计算相应的行程A92、4、6，检验冗余的三个次级作动筒是否实现与前三个次级作动筒的共同运动。在方程(2)中，第四个作动筒行程是在四个接头角向位置θ1、3、5、M的每一个与每另一个之间角度差的函数。
体现在方程(2)中的第四个次级作动筒可以是冗余系统中三个次级作动筒的任一个，或可在此同一个次级操纵系统中轮流作为第四个作动筒。因为使用多于三个的作动筒，所以在共同的次级环28上的第四个或更多个作动筒必须满足方程(2)，以便与各次级作动筒初始的圆周配位无关地获得次级环的共面运动，没有变形或不希望的力量冲突。
方程(2)包括若干角度差的三角函数，在给定的操纵系统中这些角度差是常数，所以角度差的三角函数可以在调节器40内计算一次并储存在存储器42中。然后当俯仰和偏航指令θPIT和θyAW改变并在方程(1)中重新计算时可利用储存的不同的三角函数，亦即若干角向位置差的正弦，计算第四个和更多个作动筒行程A9M。
因此，方程(1)可以与各次级作动筒30的周向配位无关地通用于计算它们为滑动和倾斜次级环28所需的行程，从而确定用于推力转向和调整出口面积A9及面积比A9/A8所需的次级鱼鳞片20的位置。以及，方程(2)可用于检验在数量最少为三个的次级作动筒30以外附加的次级作动筒30每一个的行程，以保持次级环28唯一的平面移动和倾斜。
不过，因为次级环28通过外部连杆26连接在各次级鱼鳞片20上，如图2所示，所以要求次级环28的平移和倾斜与排气喷管10内次级鱼鳞片20的推力转向之间有恰当的关系。
如图5所示，调节方法还包括给定喷管指令，其中有喷管10推力转向所需的喷管俯仰及喷管偏航指令，以及还规定所需要的喉道面积A8和出口24与喉道22的面积比A9/A8。然后，喷管指令在调节器40内恰当地转换为相应的环的指令，其中包括环的俯仰、环的偏航和环的滑动，在确定次级环28的位置，并因而根据这些指令确定外部连杆26及次级鱼鳞片20的位置。
这些可通过应用预定的体现用于转换喷管指令以获得环的指令的经验数据的程序46、48以及通过附加的计算来完成。这些附加的计算用下列方程表示φTILT＝arccos(CosθPIT×CosθYAW) (3)φTILT＝((θPIT)2×(θYAW)2)1/2(4)φTILT＝((θPIT)2×(θYAW)2-k×(θPIT)2×(θYAW)2)1/2(5)方程(3)是用于组合喷管的或气动的俯仰与偏航指令φPIT和φyAW的准确方程式，以获得它们在几何上的组合。为了减少在调节器40内的计算时间，在角度值小于25°时方程(3)通过一次近似表示为方程(4)。对于角度小于25°还可以用方程(5)表示的二次近似，其中，在示范性实施例中包括其值为0,335的常数K。于是，总的矢量倾斜角φVEC可利用喷管俯仰和偏航指令进行计算，所得的矢量指令提供给程序46及48。
第一个程序46包括基于矢量指令、喉道面积指令及喷管面积比指令的经验数据，由此确定各次级作动筒需要的轴向滑动。第一个程序还向第二个程序48提供倾斜指令，它还接受矢量指令和原始的喷管俯仰和偏航指令。
第二个程序48包括用于确定次级环28所需要的偏航和俯仰指令的经验数据，它们与来自第一个程序46的滑动指令一起提供给方程(1)，在调节器内由这些计算出每个次级作动筒30所需要的行程A9M。第四个和更多个作动筒的行程可以用按方程(2)的计算加以检验。然后所需要的作动筒行程提供给驱动各输出杆30a液压调节器44和反馈闭式回路，以便正确定位次级环28，从而针对其指令的位置确定次级鱼鳞片的位置。
如图4和5所示，各次级作动筒30与调节器40配置成反馈闭式回路。如图5中示意表示的那样，每个次级作动筒30包括一个测量各次级作动筒30的行程并反馈给调节器40的传感器50。传感器50可采用任何常用的形式，诸如线性变量微分变换器(LVDT)，它相应于体现作动筒输出杆30a被测量行程A9M的作动筒输出杆伸出或缩回量，产生一个与之成线性的电信号。然后，测得的行程在传统的反馈回路中的调节器40内进行比较，并将计算或指令的行程与实际测量的作动筒行程之间的差别减到最小程度，亦即使该差别趋于零或最小值。
由此测得的行程可以基于次级作动筒30初始的角向位置θM进行计算，以获得次级环28的滑动量、俯仰角和偏航角。根据测量的行程算出的滑动、俯仰和偏航是在三个基本接头的每一个角向位置θM与每另一个之间角度差三角函数的函数并按下列三个方程A9Siide=A91Sin(θ5-θ3)+A93Sin(θ1-θ5)+A95Sin(θ3-θ1)Sin(θ5-θ3)+Sin(θ1-θ5)+Sin(θ3-θ1)(6)]]>θPIT=arcsinA91(Sinθ3-Sinθ5)+A93(Sinθ5-Sinθ1)+A95(Sinθ1-Sinθ3)R(Sin(θ5-θ3)+Sin(θ1-θ5)+Sin(θ3-θ1))(7)]]>θYAW=arcsinA91(Cosθ5-Cosθ3)+A93(Cosθ1-Cosθ5)+A95(Cosθ3-Cosθ1)R(Sin(θ5-θ3)+Sin(θ1-θ5)+Sin(θ3-θ1))(8)]]>如方程(6)-(8)所示，在第一个冗余系统中三个次级作动筒30的角向位置θ1、3、5以及次级环28的半径R都是常数值，在方程(6)-(8)中唯一的变量是从各传感器50获得的测量行程A91、3、5。除次级环28的滑动、俯仰和偏航这些反馈值外，次级环28总的倾斜如上面已介绍的那样利用方程(5)计算。
如上所述，角向位置θM的三角函数，亦即正弦和余弦函数可以计算一次并储存在存储器内。以及，在方程(6)-(8)中看到的角向位置差的三角函数也可以计算一次并存储在存储器42内，以免在实时处理过程中对它们重复计算。一开始计算角度差的三角函数并储存在存储器内供以后在需要时再在各方程中使用，以便减少调节器40的计算工作量和增加处理速度。
如图5所示，反馈回路因此允许根据测得的次级环28的行程计算它的俯仰、偏航、倾斜和滑动。这些值又与一开始指令的喉道面积A8一起提供给第一和第二程序46、48，用于确定喷管的俯仰、偏航及面积比A9/A8。
这些计算数据用于在控制飞机方面的两个重要的目的。首先，这些数据回传给飞机的飞行控制器，在那里与算出的发动机推力一起用于确定飞机操纵面和发动机矢量喷管所需要的响应。第二，这些数据用于在喷管调节器40内合乎逻辑地限制喷管机械负载。
上面所说明的改进的控制系统38和工作方法，可以应用于现已存在的推力矢量喷管中的不需要改变其结构。恰当地确定各次级作动筒相应的圆周配位并输入调节器40，用于初始校准和随后的喷管控制。因此，喷管调节器40中的调节规律的制订与作动筒沿圆周的配位无关、与液压操纵系统无关、以及与至少有三个作动筒的每个液压系统的次级作动筒数量无关。因此，矢量喷管下可以在一开始进行校准，以便显著地节省时间，减少操作者的干预和降低硬件损坏的可能性。
在这里说明了本发明优先的和示范性的实施例，但行家们由这里的说明显然可以对本发明作出其他的修改，因此属于本发明真正的精神和范围内的所有这种修改要求在所附权利要求内保护。
因此，定义和区分本发明的要求由美国专利证保护的权利要求如下
权利要求
1.控制三个沿圆周间隔开在各自的接头处连接在燃气涡轮发动机排气喷管内操纵环上的作动筒行程的方法，包括给定每个作动筒接头沿圆周的的角向位置；利用接头位置根据俯仰和偏航指令独立计算各作动筒的行程；以及操纵作动筒实现它们各自的行程以对喷管定位。
2.按照权利要求1所述的方法，其中行程包含所述环的共同的轴向滑动、俯仰及偏航分量；以及俯仰及偏航分量中包括角向位置的三角函数。
3.按照权利要求2所述的方法还包括至少一次给定角向位置；计算角向位置的三角函数；将算出的角向位置三角函数储存在存储器内；以及在以后当俯仰和偏航指令改变而计算行程时利用该已储存的三角函数。
4.按照权利要求3所述的方法，其中，行程是下列诸量之和轴向滑动；俯仰指令的正弦和接头角向位置的余弦乘以从环中心线算起的半径的积；以及偏航指令的正弦和接头角向位置的正弦乘上述环半径的积。
5.按照权利要求3所述的方法，其中，排气喷管包括第四个作动筒，它在沿圆周上述三个作动筒的一对之间的第四个接头处连接在操纵环上，此方法还包括给定第四接头沿圆周的角向位置；根据俯仰及偏航指令计算第四作动筒的行程；测量每个作动筒的行程；以及作为所述三个作动筒测得的行程的函数再次计算第四作动筒行程以检验环在一个共同平面内的移动。
6.按照权利要求5所述的方法，其中，重算出的第四作动筒行程是四个接头角向位置的每一个与每另一个之间的角度差的函数。
7.按照权利要求6所述的方法，其中第四作动筒行程包括不同的角度差三角函数；计算不同的角度差三角函数并储存在存储器内；以及以后在俯仰和偏航指令改变时利用储存的不同函数计算第四作动筒行程。
8.按照权利要求3所述的方法，其中排气喷管还包括其后端连接在相应的外部连杆上再连接在称为次级环的操纵环上的次级喷口鱼鳞片，上述次级环可通过称为次级作动筒的作动筒确定其位置；初级喷口鱼鳞片在后端连接在次级鱼鳞片的前端确定了一个有流动面积的喉道，此流动面积扩张至有一流动面积的喷管出口；以及还包括给定喷管指令，其中有用于喷管推力转向的喷管俯仰和偏航、喉道面积和出口与喉道的面积比；以及将喷管指令转换为环的指令，其中包括环的俯仰、偏航和滑动，以根据指令确定环的位置，并因而又确定了外部连杆和次级鱼鳞片的位置。
9.按照权利要求8所述的方法还包括应用预定的程序转换喷管指令以获得环的指令。
10.按照权利要求3所述的方法还包括测量每个作动筒的行程；以及在反馈闭式回路内控制作动筒行程，将该作动筒算出的和测得的行程之间的差别减少到最低程度。
11.按照权利要求10所述的方法包括由测得的行程和根据作动筒的角向位置计算环的滑动、俯仰和偏航。
12.按照权利要求11所述的方法，其中算出的环的滑动、俯仰和偏航是三个接头角向位置的每一个与每另一个之间角度差三角函数的函数；以及计算角度差的三角函数并储存在存储器内备用。
13.控制三个沿圆周间隔开在各自的接头处连接在燃气涡轮发动机排气喷管内可确定矢量推力位置的操纵环上的作动筒的控制系统38包括给定每个作动筒接头沿圆周的角向位置的装置；根据俯仰和偏航指令利用接头位置独立计算各作动筒行程的装置；以及操纵作动筒实现它们各自的行程以给喷管定位的装置。
14.按照权利要求13所述的系统，其中给定装置包括一数字存储器；计算装置包括一数字式程序控制调节器；以及操纵装置包括在工作上与各作动筒连接的液压调节器，用于按选择伸出和收缩各作动筒的输出杆。
15.按照权利要求14所述的系统，其中行程包括所述环的共同的轴向滑动、俯仰和偏航的分量；以及俯仰和偏航分量包括角向位置的三角函数。
16.按照权利要求15所述的系统，其中，所述存储器内含有储存的接头角向位置的三角函数值。
全文摘要
控制三个沿圆周间隔地在各自的接头处连接在燃气涡轮发动机排气喷管内可确定矢量推力位置的操纵环上的作动筒行程的方法。每个作动筒接头沿圆周的角向位置是给定的,以及,根据俯仰和偏航指令利用接头位置独立计算每个作动筒的行程。然后操纵作动筒实现它们各自的行程以确定喷管的位置。在优先的实施例中,给定一次角向位置,以及计算它们的三角函数并储存在存储器内。然后,以后在俯仰和偏航指令改变时可利用储存的值计算行程。
文档编号F02K1/15GK1277657SQ99801570
公开日2000年12月20日 申请日期1999年5月13日 优先权日1998年7月22日
发明者C·F·汉利, D·J·马克斯蒂恩 申请人:通用电气公司