专利名称：用于飞机引擎底座的具有反馈和前馈控制的主动消振和振动隔离的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种在引擎底座中提供主动振动隔离以便防止飞机引擎的振动传播到飞机的机翼和机身的设备和方法。
背景技术：
在飞机座舱内，由引擎旋转的基频产生音调噪声(tonal noise)。在许多年内，这种噪声的产生一直是一个问题。该音调噪声由引擎旋转部件中的残余不平衡引起，例如低速和高速涡轮机、风扇叶片、压缩机等等。尽管来自所述旋转部件(包括轴和叶片)的不平衡由于制造方法的改进而在制造过程中被紧密地控制，但是由于操作的改变或者系统随着时间的磨损，仍然会产生所述不平衡。因此，来自旋转部件的显著的“每转一次”的振动就被引入到引擎操作当中。
这些振动通过机翼和/或机身结构传播，并且在机舱中产生令人讨厌的低频音调噪声。
这种音调噪声通常是总体机舱噪声级的主要成分。根据许多噪声评估标准，如果存在显著的音调噪声，则对于总体噪声级将有附加的惩罚。这些音调通常处于低频范围内。例如，用在中、大型商务飞机上的引擎通常具有低于100Hz的低压(LP)系统l/rev频率和低于200Hz的高压(HP)系统l/rev频率。对于例如区域性的喷气机之类的小型飞机来说，LP系统l/rev大约是100Hz，而HP系统l/rev大约是300Hz。生理声学分析表明，人们在暴露于低频噪声时容易感到疲劳，例如在长途飞行中长时间暴露于低频噪声时尤其如此。
可以理解，这些音调振动不可避免。在引擎制造过程中，旋转部件被仔细地进行了平衡。然而在操作期间，所述平衡可能会发生变化，从而在结构中引入不平衡。随着服役时间的系统磨损也可能会引入不平衡。由不平衡引起的振动通过引擎底座、机翼结构、机身结构传播，并且最终激发机舱内部结构(比如配平板(trim panel))振动。该内部结构的振动将噪声传播到机舱内。
通常来说，“软”(也就是柔性的或减振的)引擎底座一直是最便宜且最有效的减小振动传递的方式。然而，对于大型商务飞机来说，引擎振动频率可能低至45Hz，这意味着软底座隔离器需要被设计成具有远低于45Hz的共振频率。这种“软”底座设计导致在引擎加速时产生大的位移，这是不期望的并且是飞机舱制造商所希望避免的。另外，软引擎底座的可靠性和耐久性也是一个问题，因为它们的可靠性和耐久性不如硬引擎底座。
因此，在使用硬引擎底座的应用中仍然需要减小音调噪声的产生。
发明内容
在本发明的一个实施例中，在引擎底座的附近附着有主动振动机构，从而根据引擎的安装形式而防止引擎振动传播到引擎底座结构(例如机翼或机身结构)中。在一个实施例中，该主动振动机构是附着到引擎底座附近(或嵌入其中)的结构的作动器，其用来注入反振动移动以便抵消由引擎产生的音调振动。在另一个实施例中，该主动振动机构是附着到引擎底座附近(或嵌入其中)的结构的作动器，其用来消散由引擎产生的音调振动的动能。
在本发明的一个实施例中，振动传感器被放置在引擎和/或机身和/或机翼结构上，以便监测引擎和引擎底座结构的振动性能。来自这些传感器的数据连同引擎速度信号一起被用于确定所述旋转部件和引擎(例如涡轮机轴等等)的瞬时基频。然后，所确定的这些基频被用于产生将被发送给所述作动器的反振动信号，所述作动器产生反振动移动或等效动能吸收器，以便按照需要抵消或者减轻所确定的基频振动及其高阶谐波。
在完全考虑了下面参照附图示意性地阐述的本发明的说明性实施例之后，本发明的优点、特性和不同的附加特征将变得显而易见，其中图1是硬引擎底座结构的图示；图2是图1中所示的硬安装引擎结构的传递能力的图形表示；图3是根据本发明的一个实施例的引擎底座结构的图示；图4是具有多种振动控制策略的、包括本发明的实施例的引擎底座的传递能力的图形表示；图5是本发明的一个实施例的控制系统的图示；图6是本发明的机身到引擎底座的图示；以及图7是本发明的机翼到引擎底座的图示。
具体实施例方式
下面将参考附图对本发明作进一步的详细说明，所述附图不以任何方式对本发明的范围做出限制。
图1示出了通常所知的硬引擎底座，图2所示的是该硬引擎底座的传递能力，由振动(dB)与频率(Hz)的关系表示。图3示出了根据本发明的一个实施例的具有主动元件的引擎底座300，而图5示出了根据本发明的一个实施例的引擎底座，其包括用于该引擎底座的控制系统的图示。图4示出了多种引擎底座配置和方法的传递能力(振动与频率的关系)。图6和7分别示出根据本发明的实施例的引擎底座到机身和机翼的简化图。
回到图1，传统的硬引擎底座结构100被表示为一个单自由度系统。将引擎14耦合到机翼12上(也可以是机身或其他结构)的引擎底座结构10由弹簧刚度为K的弹簧和粘滞阻尼系数为C的阻尼器。在引擎操作期间，引擎14相对于同样具有振动和移动的机翼12振动并且移动。该系统的动力学等式由下列等式表示Mx..+C(x.-y.)+K(x-y)=f(t)---(1)]]>其中，M是引擎14的质量M，x是引擎14的位移，y是单自由度中的机翼12的位移，另外，相应的频域传递率可以写作Y(jω)X(jω)=jCω+K-Mω2+jCω+K=jζωω0+ω02ω02-ω2+jζωω0---(2)]]>其中，ω02=KM,]]>ζ=C2Mω0]]>(3)(4)如图2所示，对于硬底座，在引擎操作范围内的传递率总是大于1，或者在对数尺度上大于0dB。在这些例子中，由引擎操作所引起的振动将被放大并被传递给机翼和/或机身，并且最终以振动和噪声的形式被传递到机舱。
本发明通过添加至少一个与所述引擎底座结构并行的主动元件来减小引擎振动到机身/机翼的传递率。该主动元件基于来自放置在引擎底座结构的前面和/或后面的运动/振动传感器的响应而被控制，从而降低引擎操作范围内的传递率。
图3示出根据本发明的一个实施例的引擎底座结构。与图1类似，引擎底座30由一个弹簧刚度为K的弹簧和一个粘滞阻尼系数为C的阻尼器表示。引擎底座30将引擎34耦合到机翼32(也可以是机身或其他结构)。此外，本发明包括至少一个与控制器38耦合的主动振动元件36。
在本发明的一个实施例中，主动振动元件36能够在与引擎34的一个或多个操作频率相当的频率下操作，并且能够传递足以抵消和/或减轻引擎振动的力。这就使得主动振动元件36足以抵消由引擎引起的振动。在本发明的一个实施例中，主动振动元件36是压电元件的堆叠。在可选实施例中，也可以使用其它类型的致动器，其中包括但不限于电致动器。
另外，如图3所示，在引擎34上安装至少一个振动或运动传感器40，并且在机翼(或机身)32中安装至少一个振动或运动传感器42。在一个可选实施例中，传感器42只被设置在机翼(或机身)32上，在引擎上没有设置传感器。传感器40、42被设置在引擎底座30的附近，以便优化对振动的感测。在另一实施例中，传感器40只被设置在引擎34上，在机翼(或机身)32上没有设置传感器。
在本发明中，使用其他类型的传感器也是可以预期的。例如，在机翼(或机身)32和/或引擎34上使用加速度计、速度传感器、位移传感器、张力计和形变计以及其他传统上已知的传感器类型也是可预期的。在本发明一个附加的实施例中，不同类型的传感器被使用在引擎34和机翼(或机身)32上以便优化传感器和系统性能。
在操作期间，本发明采用一个反应处理来制动所述主动振动元件36，以使得传感器40和42的响应最小化。由于主动振动元件36的激活，把从引擎34传递到机翼(或机身)32的振动最小化的结果就是使传感器响应最小化。实质上，传感器40和42发送振动数据，所述振动数据由控制系统(下面讨论)使用来激活所述元件36，从而使得由传感器40和42感测到的振动最小化。在一个实施例中，基于来自各传感器的信号，到达所述元件36的控制信号被不断改变。在另一个实施例中，基于所述结构的振动性能特征可以固定某些常数和/或传递函数，从而减少整体所需的计算量，而只是使振动传递最小化。
下面将连同下列等式对本发明进行进一步的说明。
通常来说，引擎底座结构300的动力学等式从上面阐述的等式(参考附图1)变为Mx..+C(x.-y.)+K(x-y)=f(t)+fact(t)fact=αx..+βx.+χx+δy..+ϵy.+φy---(5)]]>其中fact是所计算出的致动器力，并且频域中的传递率变为Y(jω)X(jω)=-δω2+j(C+ϵ)ω+(K+φ)-(M-α)ω2+j(C-β)ω+(K-χ)=γωc02-ηω2+jκζc0ωωc0ωc02-ω2+jζc0ωωc0---(6)]]>在等式6中，参数α，β，χ，δ，ε，φ是表示系统中的所述主动振动元件36的增益的控制参数。在本发明的一个的实施例中，这些参数被自动调节，以使得比值Y/X被最小化。更具体来说，目标是最小化Y，从而使得传递到机舱的振动最小化，以免产生不希望的噪声级。
在另一个实施例中，任意数量的上述控制参数的值可以被固定，以便减少整体所需的计算量。所述固定的值是基于引擎底座结构的历史的和/或分析的振动性能以及所期望的振动最小化的程度而确定的。
另外，参数γ、η和κ被如下定义γ=K+φK-χ,]]>η=δM-α,]]>κ=C+ϵC-β]]>789其中ωc0=K-χM-α]]>(10)是主动底座共振频率，并且ζc0=C-β2(M-α)ωc0]]>(11)是主动底座阻尼比率。
在本发明的一个实施例中，利用来自机翼(或机身)传感器42的反馈数据并且利用来自引擎传感器40的前馈数据来调节控制参数α，β，χ，δ，ε，φ。在另一个实施例中，基于来自机翼(或机身)传感器42的反馈数据来调节所述控制参数。
在本发明的一个实施例中，监测参数x和y，以便确定主动振动元件36的适当的控制函数。在另一实施例中，只利用传感器42监测参数y，并且该传感器42的反馈被用来确定元件36的适当的控制函数。在另一个可选实施例中，只监测参数x(利用引擎传感器40)，并且基于测试和/或结构特征而确定的预定转移函数被用来确定主动振动元件36的适当的控制函数。该预定转移函数基于所检测到的x和/或y值来优化比值X/Y。
图4用图形示出了在引擎操作时使用不同振动控制方法得到的振动传递，其中包括本发明的可选实施例。如该图中所示，使用来自引擎底座传感器40的负速度以及负位置前馈数据，传递系数函数与只使用硬底座的情况相似，但是在引擎操作范围内的传递率更低。
另外如图所示，通过使用负速度反馈数据，可以将一个附加的阻尼加到共振频率上。虽然人们认识到该实施例可能造成操作范围传递率的适度减小，但是该实施例抑制了引擎操作范围内的任何潜在的共振放大。
在一个附加实施例中，把负速度和负位置前馈数据与负速度反馈相组合，以便在操作范围内提供更进一步的传递率减小。
在另一个可选实施例中，正位置反馈数据和负加速度反馈数据被用于产生一个实质上等效于软底座的引擎底座结构，其中在操作范围内大大降低了振动传递率，同时保持了较小的静态偏差。
应当注意到，上面参照图4所示出的替换方案是示范性的实施例，本发明设想了不同类型的传感器以及用于使到机翼/机身结构的振动最小化的传感器数据的多种组合。
转到图5，现在将根据一个示范性的控制系统对本发明一个实施例的操作进行说明。图5中所示的实施例是一个同时利用了来自传感器42的反馈(机翼或机身侧)数据和来自传感器40的前馈(引擎侧)数据的实施例。但是，如上面所讨论的那样，本发明不限于该实施例，正如本发明设想只使用来自传感器42的反馈数据那样。
如上面所显示和讨论的那样，传感器40、42检测引擎34和机翼(或机身)32的振动或移动，以便分别提供反馈和前馈数据。来自传感器40、42的信号分别被发送给信号调节器52和48。在一个实施例中，传感器40和42是不同的类型，根据需要，所述信号调节器可以是不同的。
在所述信号被调节之后，通过A/D转换器54将其从模拟信号转换为数字信号。然后，数字信号处理器50获得这些数字化的信号并且应用所需要的控制策略，并且通过数字信号处理来确定控制权。在数字信号处理器50之后，D/A转换器46将处理过的数字信号从数字形式转换为模拟形式，从而使所述信号可以在被功率放大器44放大之后用于控制主动振动元件36。
在本发明的一个实施例中，引擎底座块结构是从引擎34到机翼(或机身)32的主要负载路径，并且主动振动元件36被嵌入在该引擎底座块结构之内。然而，也可以设想根据特定的引擎底座结构和本发明的应用而使用不同的元件安装结构。
图6和图7中示出了不同实施例的例子。图6示出了本发明的引擎底座块600的一个实施例，其中四个主动振动元件被嵌入在底座块600内，该底座块被用于把引擎与机身相耦合。如图所示，两个主动振动元件62被用于控制横向振动，同时两个附加的主动振动元件64被用于控制垂直振动(也就是沿着从引擎延伸到机身的线)。如上所示，主动振动元件62和64是能够在与引擎频率相当的频率下操作的致动器类型。另外，虽然所示的元件62和64被嵌入在块600内，但是本发明设想元件62和64也能够被放置在块600的附近。引擎底座块600的构造和结构不限于本发明。
与图6类似，图7示出了根据另一个实施例的引擎底座块700，其中块700将引擎耦合到机翼结构。同样地，所述主动振动元件被用于控制横向72和垂直74两个方向上的振动。
另外，应当注意到，尽管图6和图7中的实施例显示了四个主动振动元件，其中分别有两个被定位成用于横向振动、两个被定位成用于垂直振动，但是本发明不限于这种配置。具体来说，可以对所述主动振动元件的数目和取向进行优化，以便根据特定的结构配置获得最好的操作效果。例如，如果确定特定的引擎底座结构只在一个方向上具有占支配地位的振动，就可将主动振动元件的取向只定向在这一个方向上。附加地或者可选地，本发明设想根据所述结构的振动性能来控制所有轴上的振动和移动。
虽然上述讨论主要是针对本发明在飞机引擎中的用途，但是本领域熟练技术人员将意识到，本发明可以用在其中引擎或旋转机械在其安装结构中产生或以其他方式导致低频振动的任何应用中。
此外，虽然上述讨论主要是针对硬引擎底座，但是本发明不限于该应用，而是也可以在其中软引擎底座在操作上是可接受的应用中与软引擎底座共同使用。
另外，虽然根据各特定实施例对本发明进行了说明，但是本领域熟练技术人员将会认识到，可以通过在权利要求书的精神和范围内进行修改来实践本发明。
权利要求
1.一种引擎底座振动控制系统，包括将引擎(34)耦合到引擎支撑结构(32)的至少一个引擎底座(30)；位于所述至少一个引擎底座(30)附近的至少一个主动振动元件(36)，所述至少一个主动振动元件(36)在所述引擎(34)和所述支撑结构(32)当中的至少一个之上提供制动力；安装在所述引擎(34)和所述支撑结构(32)当中的至少一个之上的至少一个振动传感器(40/42)，用以检测在所述引擎(34)和支撑结构(32)的其中一个中的振动；以及控制器(38)，其接收来自所述至少一个传感器(40/42)的信号，并且基于所接收到的来自所述至少一个振动传感器(40/42)的所述信号来控制所述至少一个主动振动元件(36)。
2.如权利要求1中提出的引擎底座振动控制系统，其中，所述至少一个主动振动元件(36)被嵌入在所述至少一个引擎底座(30)中。
3.如权利要求1中提出的引擎底座振动控制系统，还包括由所述控制器(38)控制的多个所述主动振动元件(36)。
4.如权利要求3中提出的引擎底座振动控制系统，其中，所述多个所述主动振动元件(36)当中的至少一部分具有相对于至少一个其他所述主动振动元件(36)的不同取向。
5.如权利要求1中提出的引擎底座振动控制系统，还包括安装在所述引擎(34)和所述支撑结构(32)当中的另一个上的至少一个附加的振动传感器(40/42)，以用来检测在所述引擎(34)和所述支撑结构(32)当中的另一个中的振动，并且所述控制器(38)接收来自所述至少一个附加振动传感器(40/42)的信号，并且基于从每个振动传感器(40/42)所接收到的所述信号来控制所述至少一个主动振动元件(36)。
6.如权利要求1中提出的引擎底座振动控制系统，其中，所述振动传感器(40/42)是加速度计、速度传感器、位移传感器、张力计以及形变计当中的一种。
7.如权利要求1中提出的引擎底座振动控制系统，其中，所述引擎(34)是飞机引擎，并且所述支撑结构(32)是机翼或机身的其中之一的一部分。
8.如权利要求1中提出的引擎底座振动控制系统，其中，所述引擎底座(30)是硬引擎底座。
9.如权利要求1中提出的引擎底座振动控制系统，其中，所述引擎(34)在第一方向上的位移被定义为x，所述支撑结构(32)在所述第一方向上的位移被定义为y，并且所述控制器(38)控制所述至少一个主动振动元件(36)以便最小化比值y/x。
10.一种控制引擎底座系统的振动的方法，包括感测引擎(34)和在其上安装该引擎(34)的支撑结构(32)当中的至少一个的振动；基于所述感测步骤向所述引擎(34)和所述支撑结构(32)的至少其中之一提供至少一个制动力，以使得从所述引擎(34)到所述支撑结构(32)的振动传递最小化。
全文摘要
本发明涉及一种引擎底座结构(300)，其具有附着于该引擎底座(30)的附近的主动振动机构(36)，用以防止引擎振动传播到引擎安装结构(32)(例如飞机的机翼或机身结构)中。附加地，传感器(40/42)被设置在引擎(34)和/或机翼/机身结构(32)上，以便提供控制信号给所述主动振动机构(36)，从而使得主动振动机构(36)对所感测的数据作出反应，以便最小化从引擎(34)到机翼/机身(32)中的振动传递率。
文档编号F16F15/02GK101024424SQ20061013093
公开日2007年8月29日 申请日期2006年12月21日 优先权日2005年12月21日
发明者H·罗, C·D·杨 申请人:通用电气公司