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IOOHz的低压(LP)系统Ι/rev频率和低于200Hz的高压(HP)系统Ι/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Ι/rev大约是IOOHz，而HP系统Ι/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弓I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:
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)； 与引擎底座(30)并行放置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)将引擎(34)耦合到引擎支撑结构(32)，使得所述至少一个主动振动元件(36)在所述引擎(34)和所述引擎支撑结构(32)上提供制动力，所述至少一个主动振动元件(36)传递足以抵消和/或减轻引擎振动的力； 安装在所述引擎(34)上的至少一个振动传感器(40)和安装到所述引擎支撑结构(32)上的至少一个振动传感器(42)，用以检测在所述引擎(34)和所述引擎支撑结构(32)的其中一个中的振动；以及 控制器(38)，其接收来自所述引擎上的所述振动传感器(40)和所述引擎支撑结构(32)上的所述振动传感器(42)的信号，并且基于所接收到的、来自所述振动传感器(40，42)的所述信号来控制所述至少一个主动振动元件(36)，其中所述控制器被配置成利用组合的反馈和前馈控制来调节控制参数， 其中所述控制器利用组合的反馈和前馈控制并且其中所述控制器(38)被配置成利用组合的、来自安装到所述引擎支撑结构(32)上的至少一个振动传感器(42)的反馈数据和来自安装在所述引擎(34)上的至少一个振动传感器(40)的前馈数据来调节控制参数。
2.如权利要求1所述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所述的引擎底座振动控制系统，还包括由所述控制器控制的多个所述主动振动元件(36 )。
4.如权利要求3所述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)当中的至少一些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所述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。
6.如权利要求1所述的引擎底座振动控制系统，其中所述引擎(34)是飞机引擎，并且所述弓I擎支撑结构(32 )是机翼或机身的其中之一的一部分。
7.如权利要求1所述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。
8.如权利要求1所述的引擎底座振动控制系统，其中所述引擎在第一方向上的位移被定义为X，所述引擎支撑结构(32)在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。
9.一种控制引擎底座系统的振动的方法，包括: 利用至少一个主动振动元件(36)和引擎底座(30)来耦合引擎(34)和引擎支撑结构(32)； 感测引擎(34)和在其上安装有引擎(34)的引擎支撑结构(32)当中的至少一个的振动； 基于所述感测步骤、利用所述至少一个主动振动元件(36)向所述引擎(34)和所述引擎支撑结构(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)到所述引擎支撑结构(32)的振动传递最小化，所述提供至少一个制动力包括传递足以抵消和/或减轻引擎振动的力；以及 基于组合的反馈和前馈控制来调节制动力的控制参数，所述调节控制参数利用组合的、来自安装到所述引擎支撑结构(32)上的至少一个振动传感器(42)的反馈数据和来自安装在所述引擎(34)上的至少一个振`动传感器(40)的前馈数据。
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F16F15/02GK103072697SQ201310022538
公开日2013年5月1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