(57)【要約】  航空機（５０）は二重反転回転翼を有するエンジンを少なくとも１つ備え、少なくとも１つのエンジンが少なくとも１つの楕円（７０）に関係する不均衡を有する。上記航空機は、所定のエンジン速度において、楕円又は少なくとも１つの楕円の長軸（６８）が、エンジンによって発生する振動が航空機の少なくとも１つの所定の部位、特に所定のエリアにおいて最小強度になるように、エンジンを制御する手段を含んでいる。【選択図】図７
2011528645.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（５０；１５０）であって、
二重反転回転翼（５８ａ，５８ｂ）を有する少なくとも１つのエンジン（５６；１５６）（但し、上記エンジン又は複数のエンジンではそのうちの少なくとも１つのエンジンは、少なくとも１つの楕円（７０）に関連する不均衡を有する）、及び、
上記エンジン又は複数のエンジンではそのうちの少なくとも１つのエンジンを、所定のエンジン速度において、上記楕円又は該楕円のうちの少なくとも１つの楕円の長軸（６８）が、上記航空機の少なくとも１つの所定の部位内で上記エンジンによって発生した振動が最小の強度を有する方向に延びるように制御する手段（７３，９０）を備えることを特徴とする航空機（５０，１５０）。
【請求項２】
請求項１記載の航空機（１５０）であって、
上記制御手段（７３，９０）は、上記エンジン（５６）又は複数のエンジンのうちの少なくとも１つを、上記楕円又は少なくとも１つの楕円の長軸（６８）が、上記エンジンを支持する構造体内においてより低い振動伝達率の方向（Ｚ）に伸びるように制御することを特徴とする航空機（１５０）。
【請求項３】
請求項１又は２記載の航空機（１５０）であって、
少なくとも２つのエンジンを備え、
上記制御手段（７３，９０）は、該エンジンを、該エンジンによって生じた振動の合力が、所定の部位（２６７）において最小強度を有するように制御することを特徴とする航空機（１５０）。
【請求項４】
請求項１乃至３のいずれか１項記載の航空機（１５０）であって、
少なくとも２つのエンジン（１５６）を備え、
上記制御手段（７３，９０）は、少なくとも１つの上記エンジンを、該エンジン自体によって生じた振動が上記部位（１６５）において最小強度を有するように制御することを特徴とする航空機（１５０）。
【請求項５】
請求項４記載の航空機（１５０）であって、
上記部位は、上記エンジンに固有であって、
上記制御手段（７３，９０）は、他のエンジンを、当該他のエンジン自体によって生じた振動が最小の強度を有する少なくとも１つの他の所定の部位に関連付けられるように制御することを特徴とする航空機（１５０）。
【請求項６】
請求項１乃至５のいずれか１項記載の航空機であって、
上記制御手段（７３，９０）は、上記エンジン（１５６）又は少なくとも１つの上記エンジンを、上記回転翼の上記アンバランス力が該エンジンを支持する構造体の慣性面に平行に働くように制御することを特徴とする航空機（１５０）。
【請求項７】
請求項１乃至６のいずれか１項記載の航空機であって、
少なくとも２つのエンジン（１５６）を備え、
上記制御手段（７３，９０）は、該エンジンを、航空機上に働く各エンジンのアンバランス力、及び／又は、不均衡モーメントが互いに、少なくとも部分的に補償するように制御することを特徴とする航空機（１５６）。
【請求項８】
航空機（５０；１５０）を制御する方法であって、
上記航空機は、二重反転回転翼（５８ａ；５８ｂ）を有する少なくとも１つのエンジン（５６；１５６）（但し、上記エンジン又は複数のエンジンではそのうちの少なくとも１つのエンジンは、少なくとも１つの楕円（７０）に関する不均衡を有する）を備え、
該エンジン又は該複数のエンジンのうちの少なくとも１つのエンジンは、所定のエンジン速度において、上記楕円又は上記楕円のうちの少なくとも１つの楕円の長軸（６８）が、上記航空機の少なくとも１つの所定の部位内で上記エンジンで生じた振動が最小の強度を有する方向に延びるように制御されることを特徴とする航空機（５０；１５０）を制御する方法。
【請求項９】
コンピュータで実行したときに、請求項８記載の方法の実行を制御可能な命令で構成されていることを特徴とするコンピュータプログラム。
【請求項１０】
請求項９記載のプログラムを記憶していることを特徴とする情報記憶媒体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、二重反転回転翼を有するエンジンを少なくとも１つ備えた航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
このようなエンジンとして、プロップファンタイプのターボプロップのような二重反転プロペラを備えたエンジン又はヘリコプターのような回転翼航空機のエンジンがある。
【０００３】
航空輸送産業において、エンジンによって生じる振動及び騒音を軽減すべく、多年にわたって調査研究が行われてきた。そして、様々な技術が用いられてきた。
【０００４】
パッシブ又はアクティブなバランシング技術も知られている。特許文献１の場合のように、この技術において、慣性的な又は空気力学的な不均衡が測定されたり補正されたりする。
【０００５】
他の「位相同期」技術も知られており、特許文献２、 特許文献３、特許文献４及び特許文献５の場合のように、複数のエンジン間の位相同期は、翼通過周波数において発生する騒音を制限する。エンジン制御システムによる、これらのバランシング技術や位相同期技術における主要な問題は、制御システムの遅れを、用いられるセンサ前の２つのブレードの通過を分離する期間よりも、かなり小さくしなければならないことである。しかしながら、このことは、産業上の利用を考えられていないことを意味している。
【０００６】
また、航空機内で発生する上記振動をフィルタリングし、及び、減衰させる技術も知られている。このような技術として、例えばアクティブウェイト、可変剛性又はレオロジー流体を用いたセミアクティブシステムがある（特許文献６参照）。これら技術は、センサ及び、アクティブ動作又はセミアクティブ動作を命令する制御アーキテクチャも含んでいる。これらの技術は、支持構造体上のアンバランス力の衝撃を制限するために発達してきた。
【０００７】
図１に示すように、まず１枚の円盤に対する不均衡問題について説明する。この図は、回転翼４、このケースでは８枚の回転翼、を備えるプロペラ２を形成する円盤を示している。上記プロペラは、該プロペラの主幾何対称軸に一致する軸６周りに自由に回転できる。上記プロペラは、該プロペラの重心が軸６上ではなく軸６から径方向にシフトしたようなバランス障害を有していると仮定する。この重心８は、図１に誇張して示すように、例えば回転翼４のうちの１枚に位置している。上記プロペラは、矢印１０で示す方向に該プロペラの軸６周りを回転する。従って、重心８は、円盤の面内の軸６上のプロペラに対して径方向外側に向かって働き、点８を通過するアンバランス力１２を発生させる。この力が方向１０に沿って回転する。これが慣性不均衡である。その結果として、重心が回転中心に一致していない回転円盤において、慣性不均衡が、図１に示すような該円盤の面内で半径方向力を発生させる。
【０００８】
図２を参照に、空気力学的不均衡もあるかもしれない。それは、移動する回転盤がプロペラの回転翼表面のような軸受表面を備える場合である。上記軸受表面上の据え付け不良や形状不良によって空気力学的不均衡が発生する。回転翼の空気力学的変形のばらつき又は回転翼のピッチ角のばらつきという問題もある。上記空気力学的アンバランス力は、軸６から離れた位置にある点１４において働く。このアンバランス力は、まず第１に、図２において符号１６で示すプロペラの円盤の面外側に位置する牽引力の増分と、プロペラの円盤の面内に位置する抗力の増分１８とで構成される。
【０００９】
これから、いくつかのバランシング技術についてより詳しく説明する。回転マシン（又は円盤）のアンバランス力の測定方法が分かっており、固定軸に対するアンバランス力の大きさと位相角とを区別する。これら技術の一つに、次のような例がある。特定の回転速度における振動を除外するために、まず回転機の不均衡の特性を測定する。そして、回転機が生み出すアンバランス力を測定又は計算する。これらの力は、例えば支持構造体に結びつけられている回転部に固定された参照座標系において、エンジン速度の周波数領域の正弦波励振で特徴づけられる。これら励振は、一般に、エンジン振動センサ（例えば、加速度計）又は一連の専用の加速度計を用いて測定される。従って、この円盤の不均衡は、図３に示すように、回転機の回転速度ω０の固定された支持構造体の軸において大きさ（ゲイン）及び位相（φ）を単位として測定加速度Ｒ１によって表される。この図は、回転速度ω（ｒａｄ／ｓ）に対するゲイン（ｍ／ｓ２）の第１の曲線グラフ２０を示し、この速度に対する位相φ（ｒａｄ）の第２の曲線グラフ２２を示している。
【００１０】
次の測定方法は、「ベクトル影響係数法」と呼ばれる測定方法である。初期加速度Ｒ１（この初期加速度Ｒ１は、求められた不均衡による影響の結果を示している）を測定した後に、既知の重量の質量不均衡による測定加速度への影響を測定するために、該質量不均衡を回転系に付加する。例えば、単位質量の不均衡が位相角０°の円盤に加えられ、回転速度ω０における新たな加速度Ｒ２（ゲイン及び位相）が測定される。ベクトル解は次のように計算される。
−初期の質量不均衡ｂ１が加速度Ｒ１を生じさせ、
−初期の質量不均衡と単位質量あたりの質量不均衡の和（ｂ１＋ｂ２）が加速度Ｒ２を生じさせ、
−単位質量あたりの質量不均衡ｂ２が、加速度の差Ｒ２−Ｒ１を生じさせる。この問題に関して、図４を参照する。図４は、ベクトルＲ１，Ｒ２，Ｒ２−Ｒ１の直交座標系を示している。ベクトルＲ１，Ｒ２，Ｒ２−Ｒ１は、それぞれ位相φＲ１，φＲ２，φ（Ｒ２−Ｒ１）を有している。
【００１１】
ここで、この計算方法は、質量不均衡とそれに対応する測定加速度とは、線形関係にあることに注意する。
【００１２】
初期の質量不均衡と、結果として得られる補正質量とは、次のように計算される。
【００１３】
【数１】
2011528645.tif 000003
【００１４】
より良い結果を得ると共に測定誤差を最小化するために、質量の付加と、加速度測定とを行うステップを数回、例えば加速度Ｒ３，Ｒ４を伴うように実行する。
【００１５】
ここで、慣性不均衡と空気力学的不均衡とを別々に測定すべきことに留意する。上述の手段は、慣性による質量不均衡の原因と回転翼の空気力学的特性による質量不均衡の原因とを区別するために、仮に回転速度の修正及びトルク要求の独立した補正が、追加で行われる場合に、これを行う手段となり得る。
【００１６】
同様に、回転マシンが２つ以上の回転翼を備えている場合に、各回転翼に対して同じアプローチを交互に実行する。この場合に、質量不均衡診断ソフトウェアプログラムが、均衡ベクトル解を提供する。この均衡ベクトル解は、第１の回転翼に対する１つの解ベクトル及び第２の回転翼に対する１つの解ベクトルを含んでいる。各解ベクトルは、１つの絶対値と１つの位相角とを含んでいる。この演算は、慣性不均衡の特徴づけと空気力学的不均衡の特徴付けを実行する。
【００１７】
ここから、図５を参照して、２枚の二重反転円盤の不均衡問題について説明する。二重反転する２枚の円盤のうち１枚の円盤に関しては、各円盤の慣性不均衡によって、対応する円盤の面内において半径方向力が生じる。図５は、これら半径方向力PROP1 ２４及びPROP2 ２６を示しており、これら半径方向力は上記２枚の円盤に共通する回転軸６において働く。２枚の円盤は異なる方向に回転し、図５においてそれぞれ符号２８，３０で示されている。上記アンバランス力２４，２６も符号２８，３０で示す反対方向に回転している。
【００１８】
さて、回転機のオイル溜め又はその支持体から視た上記２つのアンバランス力PROP1 ２４及びPROP2 ２６の和である合力PROP 1 + 2について考える。この合力の絶対値は、２枚の円盤の相対位置によって変化する。時間とともに、この絶対値は軸６を中心とする楕円３２を描き、楕円の短軸は力PROP1とPROP2との差の絶対値に等しく、長軸は力PROP1及びPROP2のそれぞれの絶対値の和に等しい。
【００１９】
ここで、２つの力PROP1及びPROP2のそれぞれの絶対値が等しい特別なケースについて考える。その結果として、上記楕円の短軸の長さはゼロであり、合力PROP1 + 2は２つの力の絶対値の和に等しく、純粋な振動慣性前進力になる。従って、上記楕円は線分になる。例えば、半径方向力PROP1（又はRdisc1）及びPROP2（又はRdisc2）が同相のときに位相φがゼロに等しい場合を考えると、合成半径方向力Ｒは次のように表わされる。
【００２０】
【数２】
2011528645.tif 000004
【００２１】
加えて、面の外側の合成モーメントＭは、次のように表される。
【００２２】
【数３】
2011528645.tif 000005
【００２３】
例えば、平板の外側に位置する合成モーメントが円盤１の中心において表される。加えて、上記「leverarm」は円盤１及び２の面間の軸方向距離である。
【００２４】
楕円の長軸方向は、アンバランス力PROP1及びPROP2の間の相対位相に依存する。例えば、２枚の円盤が、上記２つのアンバランス力が上下軸において同相であるように位置する場合、２枚の円盤の面における最大励振は、垂直に方向付けられる。対照的に、２枚の円盤が、上記２つのアンバランス力が上下軸において位相が１８０°ずれるように位置する場合、２枚の円盤の面における最大励振は、水平に方向付けられる。
【００２５】
上記２枚の二重反転円盤が空気力学的軸受表面を包含している場合、該円盤の面外側に位置する力は、各円盤の回転中心を通過するモーメントを発生させる。その結果、慣性不均衡のケースと同様に、半径方向力に対して表されたベクトル和の法則を、図６に示すように、空気力学的アンバランス力によって発生するモーメントに適用する。この図は、方向２８に沿って回転する円盤１に関しかつ、符号３８で表されるモーメント１、及び、方向４２に沿って回転する円盤２に関しかつ、符号４０で表されるモーメント２を示している。２つのモーメントのベクトル和モーメント１＋２は、楕円４４を表す。慣性不均衡又は空気力学的不均衡のいずれにおいても、２枚の円盤が同一速度で回転するとき、上記楕円の長軸は、例えばエンジン支持構造体に一致する固定軸に対して固定されたままになる。逆に、円盤の回転速度が同一でない場合、上記楕円は上記２枚の円盤の回転速度の差に等しい速度で回転する。
【００２６】
尚、２枚の円盤の面の外側に位置する回転力に加えて、局所的なモーメントが２枚の円盤の面間に発生する。これらモーメントの絶対値は、２枚の回転円盤間の距離に依存する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００２７】
【特許文献１】国際公開第２００６／０１７２０１号
【特許文献２】米国特許第４６８９８２１号明細書
【特許文献３】米国特許出願公開第２００５／００６５７１２号明細書
【特許文献４】国際公開第２００５／０４２９５９号
【特許文献５】米国特許第００／５２２１１８５号明細書
【特許文献６】米国特許第５４９０４３６号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００２８】
しかしながら、既知の振動減衰技術は相対的に非効率であり、特に二重反転する回転体を有するエンジンにおいて非効率である。
【００２９】
本発明の目的の１つは、支持構造体においてこのタイプのエンジンによって発生する振動を減衰させることである。
【課題を解決するための手段】
【００３０】
本発明は、航空機であって、二重反転回転翼を有する少なくとも１つのエンジン（但し、上記エンジン又は複数のエンジンではそのうちの少なくとも１つのエンジンは、少なくとも１つの楕円に関連する不均衡を有する）、及び、上記エンジン又は複数のエンジンではそのうちの少なくとも１つのエンジンを、所定のエンジン速度において、上記楕円又は該楕円のうちの少なくとも１つの楕円の長軸が、上記航空機の少なくとも１つの所定の部位内で上記エンジンによって発生した振動が最小の強度を有する方向に延びるように制御する手段を備えることを特徴とする。
【００３１】
従って、上記エンジン又は各エンジンで生じた振動は、上記部位において、例えば機体から、可能な限り小さく感じられるような方向に主に方向付けられる。結果として、発生源において振動を低減しようとしない。従って、有感振動は、簡単に、そして低いエネルギーコストで低減する。従来技術とは異なり、本発明は、特に上記楕円の長軸の方向を選択することを通じて、エンジンの特性を考慮している。本発明は、既知のフィルタリング又は分散技術のような追加の余分なウェイト（例えば、同調吸振器）だけでなく、  能動的な機能を実行するための特定の外部エネルギーのエンジンへの導入も含んでいない。上記振動は、（例えば、いくつかの個々のセンサを用いて）同時に、単独の部位、いくつかの部位において、又は、例えば機体のような航空機の一式の部品に一致する全体の範囲において最小化される。
【００３２】
１つの実施形態として、上記エンジン又は複数のエンジンのうちの少なくとも１つを、上記楕円又は少なくとも１つの楕円の長軸が、上記エンジンを支持する構造体内においてより低い振動伝達率の方向に伸びるように制御きることを特徴とする。
【００３３】
結果として、構造体内でより低い振動伝達率の方向を同定した後に、該振動がこの方向に導かれる。従って、該振動が非常に効率良く減衰される。
【００３４】
他の実施形態として、少なくとも２つのエンジンを備え、上記制御手段は、該エンジンを、該エンジンによって生じた振動の合力が、所定の部位において最小強度を有するように制御できることを特徴とする。
【００３５】
従って、少なくとも２つのエンジン又は２つのエンジンによって発生する全ての振動は、ともに強度が最小化するように処理される。
【００３６】
他の実施形態として、少なくとも２つのエンジンを備え、上記制御手段は、少なくとも１つの上記エンジンを、該エンジン自体によって生じた振動が上記部位において最小強度を有するように制御できることを特徴とする。
【００３７】
より好ましくは、上記部位は、上記エンジンに固有であって、上記制御手段は、他のエンジンを、当該他のエンジン自体によって生じた振動が最小の強度を有する少なくとも１つの他の所定の部位に関連付けられるように制御できることを特徴とする。
【００３８】
今回、上記振動は、それぞれ個別のエンジンにおいて減衰される。従って、エンジンは、この点においてお互いに独立して処理される。
【００３９】
他の実施形態として、上記制御手段は、上記エンジン又は少なくとも１つの上記エンジンを、上記回転翼の上記アンバランス力が該エンジンを支持する構造体の慣性面に平行に働くように制御できることを特徴とする。
【００４０】
従って、振動の衝撃は、航空機内において最小化される。
【００４１】
他の実施形態として、少なくとも２つのエンジンを備え、上記制御手段は、該エンジンを、航空機上に働く各エンジンのアンバランス力、及び／又は、不均衡モーメントが互いに、少なくとも部分的に補償するように制御できることを特徴とする。
【００４２】
結果として、この補償も上記振動を減衰させる。
【００４３】
本発明は、航空機を制御する方法であって、上記航空機は、二重反転回転翼を有する少なくとも１つのエンジン（但し、上記エンジン又は複数のエンジンではそのうちの少なくとも１つのエンジンは、少なくとも１つの楕円に関する不均衡を有する）を備え、該エンジン又は該複数のエンジンのうちの少なくとも１つのエンジンは、所定のエンジン速度において、上記楕円又は上記楕円のうちの少なくとも１つの楕円の長軸が、上記航空機の少なくとも１つの所定の部位内で上記エンジンで生じた振動が最小の強度を有する方向に延びるように制御されることを特徴とする航空機を制御する方法を提供する。
【００４４】
本発明は、コンピュータ上で実行したときに、本発明に従う方法の実行を制御する命令を含むコンピュータプログラム、及びこのようなプログラムを含む情報記憶媒体を提供する。
【００４５】
本発明の他の特徴及び利点は、限定されない例示として与えられた以下の詳細な説明を解釈し、添付の図面を参照することによって明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００４６】
【図１】従来の回転円盤の正面図である。
【図２】従来の回転円盤の斜視図である。
【図３】図１の回転円盤に係る回転速度に対する関数であるアンバランス力のゲイン及び位相を示すグラフである。
【図４】図１の円盤におけるアンバランス力をベクトル形式で示す図である。
【図５】図１の円盤におけるアンバランス力をベクトル形式で示す図である。
【図６】図１の円盤におけるアンバランス力をベクトル形式で示す図である。
【図７】本発明の第１の実施形態に係る航空機の正面図である。
【図８】本発明の第２、３の実施形態に係る航空機の正面図である。
【図９】図７及び８の航空機におけるエンジンを制御するアーキテクチャを示す図である。
【図１０】図７及び８の航空機におけるエンジンを制御する別のアーキテクチャを示す図である。
【図１１】図７及び８の航空機におけるエンジンを制御するさらに別のアーキテクチャを示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００４７】
図７に示すように、本発明の第１の実施形態に係る航空機５０は、主要構造部５２、特に機体５４を備えている。本実施例において、この航空機は、機体５４の中央垂直面に対して対称に配置されたエンジン５６を、ここでは２つ、備えている。この実施例において、各エンジン５６は、図１０に示すように、符号５８ａ，５８ｂで示す２つの二重反転プロペラを備えたプロップファン型ターボプロップである。この２つのプロペラは共通軸６０を基準として同軸上に配置されており、前方プロペラ５８ａが後方プロペラ５８ｂの前側に配置されている。２つのプロペラは、それぞれ回転翼６１を有している。これら回転翼は、互いに反対方向に回転する。各エンジン５６は、各マスト（又はパイロン）によって機体５４に接続されている。
【００４８】
この場合に、図７に示すような機体５４を基準として固定されたＸＹＺ座標系を考える。Ｙ方向は、マスト６２の平均ファイバに平行で、このマスト６２を通り抜けている。Ｘ方向は、機体５４の長手方向に水平且つ平行であり、Ｚ方向は、Ｘ及びＹ方向に垂直である。ここで、機体及びエンジンの前後軸は、互いに平行である。これらの軸は、適用物に応じて変えてもよい。この場合、いずれの方向も選択することができる。
【００４９】
エンジン５６は、一定の所定回転速度で作動するものとする。
【００５０】
エンジン５６に現れる慣性不均衡による振動は、マストに同様に伝達するとは限らない。Ｘ，Ｙ及びＺ軸に沿ったアンバランス力の方向にもよるが、該振動は、多かれ少なかれマストによって機体５４へと伝達される。
【００５１】
このケースにおいて、まず、エンジンで発生する振動が機体５４に最も小さく伝達する方向を選択する。つまり、最低伝達率の方向である。この方向６３は、このケースにおいて、ＸＹＺ座標系のＺ方向に一致する。方向の選択は、例えばモデリングや数値解析によって行われる。
【００５２】
それから、航空機の運転中に、エンジン５６の２つの回転翼の位相同期は、このエンジン５６の不均衡の楕円の長軸６８がＺ方向に伸びるように制御される。
【００５３】
その結果、機体５４の、例えば機体の特定の部位において、エンジン５６が引き起こす振動は、マストによって不完全に伝達されるため、振動の強度が最小である。
【００５４】
同様の伝達方向解析がもう一方のエンジン５６についても実行され、該エンジン５６は、振動が該エンジン５６から機体５４に最も小さく伝達する方向に同じ楕円の長軸が向くように制御される。
【００５５】
従って、この実施形態において、各エンジンから機体に伝達する振動を最小限にするために、各エンジン５６は他のエンジンと独立して処理される。
【００５６】
図８に示すように、第２の実施形態において、機体の右側に示されたエンジン１５６の楕円の長軸６８の方向を選択するために、この実施形態では、航空機の所定側に配置された振動加速度計１６５のようなセンサによって検知される振動を考慮に入れる。この実施例において、このセンサは、機体５４に隣接するマスト６２の基端に配置されている。このセンサは、測定された振動が最小になるように、長軸６８の方向を測定するのに用いられる。
【００５７】
この測定は、航空機の静止時におけるエンジンの予備テストの間に実行される。変形例として、上記測定は、航空機の飛行時、例えば商業飛行時に実行される。他の変形例として、航空機の静止時におけるエンジンの予備テストの間に少なくとも１回の測定がなされ、例えば最良の方向付けの測定を再度、行うべく、航空機の飛行時、例えば商業飛行時に少なくとも、もう１回測定がなされる。
【００５８】
そして、位相同期制御時に、長軸６８がこの方向に位置づけされる。従って、機体５４への振動の伝達が最小になる。
【００５９】
同様の手順が図８に示されるもう一方のエンジン１５６について対応するマスト上に配置されたもう一つのセンサを用いて実行される。好ましくは、各不均衡を最小にするための過程を、位相同期の前に実行するとよい。
【００６０】
この実施例では、２つの角度θ１，θ２が同定され、この角度は、例えば鉛直方向のような支持構造体の固定軸に対する各エンジンの楕円の長軸の傾きを示している。これら２つの角度は、まったく異なる値をとることができる。図の左側に示されたエンジンに対する長軸は、右側に示されたエンジンに対する長軸よりも鉛直方向に対してより大きく傾いていることが図から分かる。前の実施形態のように、機体５４内における有感振動を低減するように振動源を制御する。
【００６１】
第３の実施形態も図８に示され、２つのエンジンに対して１つのセンサを用いて検知される機体からの振動が解析される。この実施形態では、センサ２６７は、例えば乗客席を収容するために設計された客室の下側のような機体の重要な部位の所定の位置に配置される。そして、楕円の長軸６８の角度θ１，θ２のどの組み合わせが振動を最低レベルにするかをセンサ２６７を用いて決定する。今回も、絶対値を含む角度θ１，θ２の値は互いに異なるであろう。そして、角度θ１，θ２の最良の組合せが選択される。それから、位相同期の間、楕円の長軸はこれらより好ましい傾きに方向付けられる。
【００６２】
第２の実施形態のように、角度θ１，θ２は、航空機の静止時におけるエンジンの予備テストの間に決定される。変形例において、角度θ１，θ２は、航空機の飛行時、例えば商業飛行時に決定されてもよい。他の変形例において、航空機の静止時におけるエンジンの予備テストの間に少なくとも１回の第１の測定がなされ、例えば最良の方向付けの測定を再度、行うべく、航空機の飛行時、例えば商業飛行時に少なくとも、もう１回測定がなされる。
【００６３】
他の実施形態として、角度θ１，θ２の組合せは、衝撃（つまり振動力）を生じるアンバランス力の角度が、例えばこの航空機のような支持構造体の主慣性面の１つに平行に方向付けられるように選択される。この慣性面は、例えば支持構造体の対称面である。後者は、航空機全体、又はエンジンを局所的に支持するマストのような構造体である。従って、２つのエンジンに現れる振動による衝撃は、著しく減衰される。構造体は、実際にはそのような面又はこの面に平行に働く振動に対して比較的無反応である。角度θ１，θ２のいくつかの組合せが適当である。マストの慣性が最も低い慣性面（例えば低い伝達率の方向を含んでもよい）も選択されてもよい。この場合、振動は航空機の他の部分において最小となる。振動伝達率が最小になる方向は、実際には、マストの、最小慣性の面を測定することを利用して決定される。
【００６４】
非対称性の高い構造体（例えば、いくつかのマストを備える構造体）において、慣性の絶対値が最も大きい慣性面が選択されてもよい。これは、例えば推進システムが径方向マストによって支持されている航空機の場合である。
【００６５】
他の実施形態として、エンジン１５６の楕円の長軸６８が、２つのエンジンの衝撃力及びモーメントが同一の線又はいくつかの同じ線に沿って作用している一方で、該２つのエンジンが、支持構造体から、特に機体５４から見て、互いに補償をするよう反対方向を向いている。この実施形態は、航空機がその構造体に対称に組み込まれた複数の推進システムを備えている場合に適用される。
【００６６】
図９は、エンジン５６，１５６のうちの一方のエンジンの、２つの二重反転回転翼５８ａ，５８ｂと、上記各実施形態の位相同期の制御アーキテクチャの原理を示している。この場合において、前方の回転翼５８ａを主回転翼とする。回転翼５８ａは、その回転速度及び出力がエンジン操作によって要求される値になるように制御される。後方の回転翼５８ｂを従回転翼とする。回転翼５８ｂの回転速度は、主回転翼の回転速度との差が小さくなるように絶え間なく調整される。加えて、上記２つの回転翼の位相差、即ち楕円の長軸６８の向きは、振動を減衰させるために、上記のように選択される。本発明は、主回転翼が後方の回転翼で、前方の回転翼が従回転翼のときも実行される。
【００６７】
まず、上記２つの回転翼が同じ回転速度を有するものとする。２つの回転翼のそれぞれの回転速度は、それぞれの回転翼に取り付けられたタコメータ７１によって測定される。タコメータで記録された情報は、２つのタコメータから供給された入力の差を計算することによって回転速度の差を計算する速度制御モジュール７３に伝送される。モジュール７３は、この場合、信号出力増幅器７５に伝送される補正信号を発生するために、適切な動的補償アルゴリズムを含んでいる。後者から出た信号は、後方の回転翼５８ｂのピッチ角を制御するユニット７７に伝送される。このアプリケーションでは、制御は、燃料流量の制御システム又はピッチ角の制御システム、又はその両方を含んでいる。後方の回転翼の回転速度は、従って、前方の回転翼の回転速度に可能な限り近づくように調整される。
【００６８】
上記２つの回転翼の位相差は、固定座標系（例えば支持構造体に関連する座標系）に対する楕円の長軸の方向を設定するために調整される。振動を感知できるセンサ８３はエンジンの近くに配置され、記録された振動強度は、サンプリング・時間遅延モジュール７９に伝送される。このモジュール７９は、上記の振動強度を考慮に入れるために、該振動強度をモジュール７３に伝送する。加えて、後方の回転翼５８ｂに取り付けられたタコメータ７１からのデータは、モジュール７９に接続されたパルス発生器８１に伝送される。
【００６９】
その結果、回転翼の回転速度及び位相差は、測定され、調整される。そして、楕円の長軸の最適方向を制御する角度が決定される。この角度は、モジュール７３によって計算される。計算は、上記の原理を用いて実行される。位相同期は、この角度を考慮に入れて実行される。
【００７０】
振動センサが用いられる実施形態においては、アンバランス力ベクトルを計算する必要はない。
【００７１】
ここまで、慣性不均衡のみを考慮したケースについて説明した。同様に、空気力学的不均衡は無視された。最後に、エンジンのうちの、少なくとも１つにおいて、このエンジンの慣性不均衡も空気力学的不均衡も考慮する。この場合、慣性不均衡の楕円の角度θ１i及び空気力学的不均衡の楕円の角度θ１ａを決定する。慣性位相解及び空気力学的位相解からなる２つの位相解の間にある最適な位相又は角度θ１を選択する。エンジンは、楕円の長軸をこの中間方向に方向付けるように制御される。これは、航空機の支持構造体内で生じる振動を制限する。特に、面の外側に位置づけられ、半径方向力で生じたモーメント及び２つの円盤の間のレバーは、（２枚の円盤の回転中心に対して外れた所において該２枚の円盤上に働く上記軸に平行な力による）空気力学的不均衡によって面の外側で発生したモーメントを埋め合わせるのに用いられる。
【００７２】
図１０は、単一のエンジンを制御する発明の場合に用いられる制御アーキテクチャを示している。ここで、航空機はこのエンジンだけを備えているか、別々に制御される２つのエンジンを備えている。
【００７３】
各エンジンは、マスト６２上に配置されたマスト加速度計７４に関連付けられている。この場合、３つの加速度計があり、１つがマストの先端近傍に配置され、２つが基端近傍に配置されている。
【００７４】
航空機は、本ケースにおいてＥＥＣ（Electronic Engine Controller）型ユニットによって構成された制御手段７６を備えている。ユニット７６は配線８０によってプロペラの従来部品に接続されており、該ユニットは配線８０によってプロペラの１分間当たりの回転回数及び角度の位置に関する情報を受信する。ユニット７６は、各配線８２，８４，８６及び８８を経由して巡航速度における大気、大気サンプリング要求、推進力要求及び航空機に関するデータも受信する。
【００７５】
最後に、この航空機は、位相同期ユニット９０を備えており、このユニットは図９に示すモジュール７３を構成する。ユニット９０は、マスト６２を伝達する振動を示す加速度データを加速度計７４から受け取るために、配線９２を経由して３つの各加速度計７４に接続されている。ユニット９０はまた、各プロペラ５８ａ，５８ｂに関する位置及び速度データを受け取るために、配線９４を経由して制御ユニット７６に接続されている。配線９６は、位相同期ユニットが前方及び後方のプロペラの設定速度を制御手段に伝送するのを許容する。
【００７６】
上記ユニット７６は、各プロペラの位相を調整する燃料回路内で燃料の流れを制御してもよい。従って、上記ユニット７６は、このユニット７６とエンジンとを接続する配線７７を経由して、エンジン内の燃料の流れ及び前方及び後方のプロペラのピッチ角を制御するために、受信したデータを取り入れる。
【００７７】
上記ユニット７６及び９０は、それぞれハードディスクやフラッシュメモリのような情報記憶媒体に記憶された少なくとも１つのプログラムを備えた電気的な制御手段からなるマイクロプロセッサを形成している。プログラムのうちの少なくとも１つは、コンピュータを構成するこれら手段において実行されたときに、本発明による方法の全て又は一部の実行を制御することができるコード化された命令を含む。
【００７８】
配線８２，８４，８６，８８，９４及び９６は、航空機に搭載されたデータ通信ネットワークの一部分である。このデータ通信ネットワークは、例えばＡＦＤＸ（Avionics Full Duplex Switch）型ネットワークである。
【００７９】
最後に、図１１は本発明に係る航空機の、共に制御される２つのエンジンの制御アーキテクチャの実施形態を示している。構成要素は図１０に示されたものと同じなので、再度説明しない。この場合に、位相同期ユニット９０は２つのエンジン１５６に共通しているのに対して、各エンジンは、独自の制御ユニット７６を備えている。制御ユニット７６は、既に説明したデータ、及び、これまでに示していないデータも受け取る。２本の各エンジンの配線９４は、上記ユニット９０に通じている一方、２本の各エンジンの配線９６は、各エンジンを各ユニット７６に通じさせている。上記ユニット９０は、本発明に係る２つのエンジンを位相同期することができ、そして、必要な命令を制御ユニット７６に伝送する。
【００８０】
本発明が振動発生源のエリア内に振動を閉じこめることが分かる。本発明は、エンジンで生じる振動を弱めるために、航空機の構造の本質的に内在する挙動をうまく利用している。特に、可能ならいつでも、本発明は振動の方向を最適化し、特に機体内において振動を最小化するために、より好ましい方向に振動を方向付けることを目標としている。その結果として、一般的に、主な支持構造体は従来技術よりも小さいエネルギーを吸収する。振動を弱めることは、効果的であり、センサの数を少なくする。
【００８１】
言うまでもなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で数々の変更がなされてもよい。
【００８２】
最小の振動透過率の方向はＺ方向と相違し、この方向は図７の方向に一致する。この方向は、航空機のアーキテクチャに依存する。
【産業上の利用可能性】
【００８３】
本発明は、互いに独立した２以上の回転部を備えたエンジンに適用できる。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【国際調査報告】
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