减少从第一振动主体到第二主体间振动传送的系统和方法

摘要

本发明提供了一种减少从第一振动主体到第二主体振动传送的系统，所述系统具有与第一振动主体连接的第一部分，与第二主体连接的第二部分，以及与第一及第二部分相连接的电动静液作动器，在实质与第一振动主体的振动频率对应的频率下，电动静液作动器可使第一部分和第二部分相对彼此持续摆动。

说明书

技术领域

背景技术

在向前飞行时，直升飞机中振动的主要来源由处于叶片通过频率下的主 支持旋翼（main sustaining rotor）旋转系统产生。经由机身附件，通过传动 装置，力和力矩（moments）被传送，产生机身振动。

结构响应减振系统（vibration suppression system）的主动控制已经成 功使用多年，在该系统中，使用液压作动器（hydraulic actuator）来减少或 至少抑制直升飞机机身及变速箱间的振动。然而，作动器使用的液压功率 （hydraulic power）很高。对于一15吨的旋翼机来说，持续消耗功率超过 3kW是很平常的。此外，在应用中并未见在较小的旋翼机上使用液压作动器。

与旨在减少一段频率范围内传送至机身的振动的主动减振系统相反，被 动减振系统同样也已被提出，由于其在一特定频率“转变”为工作状态，被 动减振系统不消耗外部功率。如果旋翼转速具有较大改变，这样的被动减振 系统不具有效果。

发明内容

因此，本发明涉及一种用于减少从第一主体到第二主体振动传送的改进 系统，尤其但非排他地，第二主体是一机身，例如一直升机，且第一主体是 一旋转系统，例如一具有复数个旋翼桨叶的直升机的主支持旋翼，旋转系统 由机身所支持，或机身由旋转系统支持。首要振动传送路径为一在第一振动 主体和第二主体间的机械连接。虽然，第二主体，例如机身，也可被例如为 气动力或声动力的次级路径所激发。在一些振动系统中，同样也需减少或修 改第一主体的振动。

可应用本发明的其他振动系统的例子为：

a),船只或船舶，其中第一振动主体是一个引擎或多个引擎，第二主体是 船只或船舶的船身（hull）；

b),航空器，其中第一振动主体是一推进器（或多个推进器），一变速箱 （或多个变速箱），一引擎（或多个引擎），第二主体是航空器的机架；

c),发电系统，其中第一振动主体是一内燃机或一旋翼，例如为涡轮机或 一发电机；以及第二主体是能源安装结构；以及

d),其他系统，其中一内燃机或其他往复运动或旋转运动机器引起第一主 体的振动，且需要减少传送至一连接着的第二主体的振动。

根据本发明的第一方面，一用于减少从第一振动主体到第二主体间振动 传送的系统被提供，该系统具有与第一振动主体连接的第一部分，与第二主 体连接的第二部分，以及与第一及第二部分相连接的电动静液作动器 （electro-hydrostatic actuator），在实质与第一振动主体的振动频率对应的 频率下，电动静液作动器可使第一部分和第二部分相对彼此持续摆动。

根据本发明的第二方面，一包括一结构的直升飞机被提供，该结构包括 一机身，该机身由一旋转系统支持或支持一旋转系统，在激发频率下，该结 构的部分可相对运动，在相对可运动的该结构部分间，连接有复数个电动静 液作动器，在实质对应于激发频率的频率下，可使电动静液作动器相对彼此 持续摆动的工具，以及与旋转系统和/或机身在选定位置连结的复数个传感 器，该传感器适于产生一代表旋转时相应选定位置的动态变化的信号，处理 工具适于处理自传感器来的信号并可提供一输出信号，该输出信号用于控制 由电动静液作动器产生的作用力（applied force）大小（magnitude）及相 位(phase)，以及用于改变作用力的大小及相位特性从而补偿旋转系统的动 态特性变化，相应地，机身中振动的整体水平可被减少。

根据本发明的第三方面，一减少直升飞机结构中振动的方法被提供，该 直升飞机结构包括一机身，该机身有一旋转系统支持或支持一旋转择系统， 该结构的部分可在激发频率下相对运动，该方法包括在相对可运动的结构部 分间，连接复数个电动静液作动器的步骤，在实质对应于激发频率的频率下， 使电动静液作动器摆动的步骤，产生一代表旋转时在旋转系统上的复数个位 置的动态变化的信号的步骤，将该信号输送给处理工具的步骤，该处理工具 适应于产生一输出信号，该输出信号用于控制由电动静液作动器产生的作用 力大小及相位，以及用于改变力的大小及相位特性从而补偿旋转系统的动态 特性变化，相应地，机身中振动的整体水平可被减少。

根据本发明的第四方面，一减少第二主体中振动的方法被提供，该方法 包括在第二主体和第一振动主体间连接复数个电动静液作动器的步骤，在实 质对应于第一主体振动频率的频率下，使电动静液作动器摆动的步骤，产生 一代表在第一主体上的复数个位置的动态变化的信号的步骤，将该信号输送 给处理工具的步骤，该处理工具适应于产生一输出信号，该输出信号用于控 制由电动静液作动器产生的作用力大小及相位，以及用于改变力的大小及相 位特性从而补偿第一主体的动态特性变化，相应地，第二主体中振动的整体 水平可被减少。

根据本发明的第五方面，一用于减少直升飞机的一结构的振动的设备被 提供，该直升飞机的一结构包括一机身，该机身由旋转系统支撑，或支持旋 转系统，在激发频率下，该结构的一部分可相对运动，设备包括适于在该结 构相对可运动的部分间连接的复数个电动静液作动器，使用中在实质对应于 激发频率的频率下，使电动静液作动器持续摆动的工具，以及与旋转系统和 /或机身在选定位置相连结的复数个传感器，该传感器在使用中适于产生一代 表旋转时相应选定位置的动态变化的信号，该设备包括处理工具，其适于处 理自传感器来的信号并可提供一输出信号，该输出信号用于控制由电动静液 作动器产生的作用力大小及相位，以及用于改变力的大小及相位特性从而补 偿旋转系统的动态特性变化。

附图说明

结合以下附图，本发明将进行详细描述：

图1是装有本发明一系统的直升飞机的侧面示意图；

图2是本发明一设备的液压管路示意图；

图3是本发明一具体化设备顶侧视立体图；

图4是本发明一具体化设备底侧视立体图；

图5是本发明一具体化设备的部分截面之立体图。

具体实施方式

首先，由图1所示为一直升飞机结构10，其包括一具有一主支持旋翼 11的旋转系统，一具有向后延伸的尾部13的直升飞机机身12，尾部13负 载有反扭旋翼14。机身12负载有一引擎以及变速箱15，变速箱15将动力 传送至主支持旋翼11，相对于轴A驱动主支持旋翼11。变速箱15通过复 数个弹性支柱组件17（resilient strut assemblies）与机身12连结。每个弹 性支柱组件包含有一本发明的电动静液作动器20。在本实施例中，有四个 弹性支柱组件17，大体分别安装在变速箱15的每个角上，两个在前两个在 后。

电动静液作动器（在后文中将详细描写）接收自处理工具22来的操作 信号26，处理工具22位于机身12中。处理工具22接收自传感器21来的 输入信号，传感器21位于旋翼11的旋翼桨叶上，和/或旋翼11上，和/或机 身12上，和/或变速箱15上，和/或一个或多个支柱17上，例如在其一个 或多个端部，从而改变由作动器20提供的激振力（exciting force）的相位 及大小。在这样的设置中，当直升飞机水平飞行时，弹性支柱组件17被设 置为相对垂直方向为45°，虽然其角度可根据需要而改变。

因此，机身12及变速箱15包括一部分直升飞机结构，该部分直升飞机 结构可以在与振动激发频率实质对应的频率下，相对移动。每一作动器20 在运行时，适应于向机身12施加一力，其受到在变速箱15上的相等及相反 的作用力。

在本实施例中，传感器21包括一加速计，其适于产生代表在旋翼11旋 转时相应选定位置的动态变化的信号。

在本实施例中，当传感器为加速计时，加速计21与包括一计算机22 的处理工具有效连接，该计算机由机身12负载，并适应于提供用于一输出 信号，该输出信号用于控制由作动器20产生的作用力大小及相位，以及用 于改变力的大小及相位特性。在操作中，由主支持旋翼11产生的振动力的 成因，例如可能是在向前飞行时的不对称空气流。当旋翼11旋转时出现的 这类振动力，在没有任何补偿系统时，自变速箱15传送至机身12。这些力 和相关力矩主要是在叶片通过频率及其谐波（harmonics）下，该叶片通过 频率是旋翼桨叶数量及旋翼11的旋转速度的产物。

一个或多个旋翼位置传感器21a被提供在直升飞机中，旋翼位置传感器 21a用于将相对旋翼11的角度位置的信号提供给处理工具22。这可用于振 动源及处理工具22的同步，从而提供一参考信号，该参考信号提供一频率 或相位信息。如果同步信号未被提供，则频率相位信息可自加速计21被识 别。

可选地，可使用基于振动反馈的控制策略，该振动反馈伴有或不伴有来 自振动源的一特定频率同步信号。

此外一可选的传动装置位置传感器21b被提供在直升飞机中，该位置传 感器21b将与传动器中旋转部件的角度位置相关的信号传送给处理工具22。 这可用于振动源及处理工具22的同步，从而提供一参考信号，该参考信号 提供一频率或相位信息。如果同步信号未被提供，则频率相位信息可自加速 计21被识别。

典型地，对于直升飞机来说，叶片通过频率在10Hz至30Hz之间，可 为例如17Hz。在慢速旋翼飞行模式中，频率甚至可能更低。

此外，在旋翼11中加速计21处出现的动态变化引起出自计算机22的 输出信号的大小和相位调整。

计算机22适用于分析来自加速计21振动数据，例如，确保传送至作动 器20的这组输出信号26的相位及大小响应特性，从而作动器的输出力，可 不断变化以满足旋翼11或机身12的动态特性变化。

因此，本发明的装置和方法实现了电动静液作动器20的激发频率振荡 之大小及相位的同时变化，从而消除或至少减少了自变速箱至机身12的振 动水平，从而直升飞机机身12的整体振动水平得到了明显改善。

更具体地说，参考图2-5可知，每一电动静液作动器20包括一位于汽 缸（cylinder）32内的活塞（piston）31，以及与一泵35驱动连接（即可 旋转地耦接）的电动机33，泵35可挤压液压油从而引起汽缸32内的活塞 31的移动。活塞31与一输出轴38连接。如图所示的作动器的实施例，是 出于测试目的制备的，因此为了适应于支柱17内，其构造很可能会改变。 然而，作动器20的各部分组件功能将是相同的。

在本实施例中，电动机33是一个D.C.无电刷电动机(也可使用其他类型 的电动机)，该电动机被支撑在壳体34内。壳体与泵35连接，且泵35及电 动机壳体34之间伴有流体连接。这意味着在本实施例中，电动机33浸泡在 液压油中，也就是说“湿运转”（runs wet）。然而可被理解的是，电机同样 也可是“干运转”的。

电动机33被设置为通过合适的齿轮，顺时针或逆时针地引起系统中液 压油在两个方向中之一移动，从而驱动泵35。活塞31将汽缸32分隔为第 一腔室36和第二腔室37。第一腔室36具有一入口36a，该入口通过第一 流体管道39与泵35的第一出口连接。第二腔室37具有一入口37a，该入 口通过第二流体管道40与泵35的第二出口连接。泵35及活塞/汽缸31， 32被这样设置，可通过泵35（例如顺时针旋转）将液压油挤压入第一腔室 36引起活塞31在第一方向中移动（在本实施例中为远离电动机33的方向）， 同时通过泵35（例如逆时针旋转）将液压油挤压入第二腔室37引起活塞31 在相反反向中移动。电动机33可快速改变其旋转方向，从而与振动主体（在 本实施例为变速箱15）的振动频率匹配。

提供有压力传感器Pa,Pb，例如转换器（transducer），用于感应在腔 室36,37中的流体压力，从而向处理工具22提供一反馈，和/或警告飞行员 系统压力增大。

作动器20同样可包括用于为系统中液压油加压的蓄压器50。蓄压器50 与支持电动机33的壳体34流体连接。在一可选的实施例中（图中未示出）， 蓄压器可以被一腔室所替换，该腔室具有柔性壁从而可为系统中的液压油加 压。

在本实施例中可见，电动机33和泵35设置为与活塞31及汽缸32一 直线（或称为轴向对准）。然而，当然可以被理解的是，电动机33及泵35 与活塞31及汽缸32可平行设置。换句话说，电动机33及泵35可相对活 塞31及汽缸32的一侧设置，从而它们之间并不轴向对准。

如附图2-5所示，位于柱体17中的作动器20和作为弹簧的柔性结构单 元60平行。作动器20及弹簧60的构造使得泵35及电动机33的惯量可被 选择，从而虽然非必要，但可调节由其产生的动态系统的共振频率（resonant  frequency）。这种共振（或接近于共振）可被用于减少在操作中，需要由发 动机33发出的功率量。此外，共振可用于完全被动减少通过支柱17传送的 振动，因此这个技术特征可用于提供一备用的振动控制系统，不存在发动机 33的电性命令（例如在一些影响系统的内部或外部故障）。换句话说，该系 统可作为主动系统或被动系统。

如图2所示，在过压的情况下（即，如果被施加的巨大外部力速度比控 制系统的反应速度快）提供有可选的减压阀62,64，其连接汽缸32的腔室 36,37间的流体通道。（当超过一预设压强时）阀62允许流体自腔室37流 入腔室36，（当超过一预设压强时）阀64允许流体自腔室36流入腔室37。

作动器20被设计为，取决于与其连接的主体，例如变速箱，的振动频 率，可作为主动减振装置及被动减振装置。作动器20被设计为（或调解为） 这样，使得在一选定频率，例如17Hz，所需提供给发动机33的功率最小， 这是由于在新的频率下，活塞，发动机及泵（及其齿轮）可作为振动负荷下 的一共振质量。当被传送给支柱17的频率从选定被动频率移开，将需要提 供功率给发动机33从而退出这一频率，从而防止或至少减少传送至机身的 振动。换言之，液压油，泵35，以及电动机33转动惯量的共振频率与基本 共振频率相匹配。液压气缸32，液压油及泵35作为一单级齿速比，而发动 机33惯量作为主要共振质量。

发动机33所使用的电功率可补偿作动器的摩擦力及其他损失，并使操 作点偏离于共振频率。从而使得与单纯的主动减振系统相比，其所需的功率 减少。一单纯以电为动力的主动系统可能需要强制液体冷却以及额外的泵， 以及一用于从发动机吸出足够热量的散热器，因此本发明的电动静液作动器 极有优势。

针对旋翼飞行器所受的力及频率，本发明可做相应增大或减小，因此其 可被使用于所有尺寸的旋翼飞行器中，由此本发明优于已知的减振系统。相 较现存的液压作动器系统，由于对作动器的液压管路并无要求，因此本发明 的维护费用及火灾风险同样相应减少。由于作动器“封闭”（closed）的特 性，其可轻易移除从而用于维护或更换。

在不脱离本发明范围的情况下，可作出多种变体。例如，在变速箱15 和机身12之间的作动器20的数量，可以进行变化。可被理解的是，通过在 直升飞机的部分结构间连接作动器，例如作动器20，本发明可用于降低机 身12中的振动水平，该直升飞机的部分结构可在一激发频率相对移动。

在每一种情况下，传感器优选地包括一加速计21，但是所有传感器中 的一个或多个传感器可选地可测量力，张力，加速度和/或速度中的一个或多 个。

如需要，可选地或额外地，本发明可应用于一旋转系统，该旋转系统包 括直升飞机10的反扭旋翼14，在这种情况下，传感器与该旋转系统14连 结。

虽然以上描述中，本发明在直升飞机中使用，然而可被理解的是，本发 明的电动静液作动器20，及其操作方法，可被应用于其他振动系统，例如

a),船只或船舶，其中第一振动主体是一个引擎或多个引擎，第二主体是 船只或船舶的船身；

b),航空器，其中第一振动主体是一推进器（或多个推进器），一变速箱 （或多个变速箱），一引擎（或多个引擎），第二主体是航空器的机架；

c),发电系统，其中第一振动主体是一内燃机或一旋翼，例如为涡轮或一 发电机；以及第二主体是能源安装结构；以及

d),其他系统，其中一内燃机或其他往复运动或旋转运动机器引起第一主 体的振动，且需要减少传送至一连接着的第二主体的振动。

在本发明的说明书和权利要求中，术语“包括”及其同义词指其包含特 定的技术特征，步骤，或整体。这些术语并不应理解为排除其他特征、步骤 或部件的存在。

在上面的说明书，或权利要求，或附图中公开的技术特征，是以其具体 的形式或作为执行所公开的功能、方法或过程以实现所公开的效果的装置而 表述的，这些特征可以分别地或以这些特征的任意组合的形式使用以便以不 同的方式实施本发明。