(57)【要約】【課題】  フィードバックおよびフィードフォワード制御による航空機エンジンマウントの振動の能動的打ち消しおよび隔離を提供する。【解決手段】  エンジンマウント（３０）の近傍に取り付けられて、エンジン振動がエンジンマウント構造物（３２）（たとえば、航空機の翼または機体の構造物）に伝わるのを防ぐ能動振動機構（３６）を有するエンジンマウント構造物（３００）を提供する。さらに、センサ（４０／４２）がエンジン（３４）および／または翼／機体構造物（３２）上に設けられて、能動振動機構（３６）に制御信号を供給し、能動振動機構（３６）は、その検知データに対して、エンジン（３４）から翼／機体（３２）への振動伝達率が最小になるように反応する。 【選択図】 図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン（３４）をエンジン支持構造物（３２）と結合する少なくとも１つのエンジンマウント（３０）と、
前記少なくとも１つのエンジンマウント（３０）の近傍に位置して、前記エンジン（３４）および前記支持構造物（３２）のうちの少なくとも一方にアクチュエーション力を与える少なくとも１つの能動振動素子（３６）と、
前記エンジン（３４）および前記支持構造物（３２）のうちの一方に取り付けられて、前記エンジン（３４）および前記支持構造物（３２）のうちの一方における振動を検出する少なくとも１つの振動センサ（４０／４２）と、
前記少なくとも１つの振動センサ（４０／４２）からの信号を受け取り、前記少なくとも１つの振動センサ（４０／４２）から受け取った前記信号に基づいて前記少なくとも１つの能動振動素子（３６）を制御するコントローラ（３８）とを備えるエンジンマウント振動制御システム。
【請求項２】
前記少なくとも１つの能動振動素子（３６）が前記少なくとも１つのエンジンマウント（３０）に埋め込まれている、請求項１に記載のエンジンマウント振動制御システム。
【請求項３】
前記コントローラ（３８）によって制御される、複数の前記能動振動素子（３６）をさらに備える、請求項１に記載のエンジンマウント振動制御システム。
【請求項４】
前記複数の前記能動振動素子（３６）の少なくともいくつかが、前記能動振動素子（３６）のうちの他の少なくとも１つと異なる方位を有する、請求項３に記載のエンジンマウント振動制御システム。
【請求項５】
前記エンジン（３４）および前記支持構造物（３２）のうちの他方に取り付けられて、前記エンジン（３４）および前記支持構造物（３２）のうちの他方における別の振動を検出する少なくとも１つの追加振動センサ（４０／４２）をさらに備え、
前記コントローラ（３８）が、前記少なくとも１つの追加振動センサ（４０／４２）からの信号を受け取り、各振動センサ（４０／４２）から受け取った前記信号に基づいて前記少なくとも１つの能動振動素子（３６）を制御する、請求項１に記載のエンジンマウント振動制御システム。
【請求項６】
前記振動センサ（４０／４２）が、加速度計、速度センサ、変位センサ、ひずみゲージ、および変形ゲージのいずれかである、請求項１に記載のエンジンマウント振動制御システム。
【請求項７】
前記エンジン（３４）が航空機エンジンであり、前記支持構造物（３２）が翼または機体のうちのいずれかの一部である、請求項１に記載のエンジンマウント振動制御システム。
【請求項８】
前記エンジンマウント（３０）がハードエンジンマウントである、請求項１に記載のエンジンマウント振動制御システム。
【請求項９】
前記エンジン（３４）の第１の方向の変位をｘとし、前記支持構造物（３２）の前記第１の方向の変位をｙとした場合に、比ｙ／ｘが最小になるように、前記コントローラ（３８）が前記少なくとも１つの能動振動素子（３６）を制御する、請求項１に記載のエンジンマウント振動制御システム。
【請求項１０】
エンジン（３４）および前記エンジン（３４）がマウントされている支持構造物（３２）のうちの少なくとも一方の振動を検知するステップと、
前記エンジン（３４）から前記支持構造物（３２）への振動伝達が最小になるように、前記検知ステップに基づいて、前記エンジン（３４）および前記支持構造物（３２）のうちの少なくとも一方に少なくとも１つのアクチュエーション力を与えるステップとを含む、エンジンマウントシステムの振動制御方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のエンジンからエンジン振動が航空機の翼や機体に伝わるのを防ぐためにエンジンマウントの場所に能動的振動絶縁を施す装置および方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の客室では、エンジン回転の基本周波数による調性騒音が発生する。この騒音の発生は、長年にわたり問題になっている。この調性騒音の原因は、低速タービン、高速タービン、ファンブレード、コンプレッサなどの、エンジンの回転部品の残留アンバランスである。製造方法を改良して、シャフトやブレードを含む回転部品のアンバランスを製造時点で綿密に制御したとしても、動作時の変化、あるいはシステムの経年劣化によってアンバランスが生ずる可能性はある。結果として、「１周回と同じ周期で変化する（１／ｒｅｖ：ｏｎｃｅ−ｐｅｒ−ｒｅｖｏｌｕｔｉｏｎ）」顕著な振動励起が回転部品からエンジン動作に伝わる。
【０００３】
その種の振動が、翼および／または機体の構造物を通して伝わり、不愉快な低周波調性騒音を航空機の客室にもたらす。
【０００４】
通常、客室の全騒音レベルに最も大きな影響を及ぼすのが、この調性騒音である。多くの騒音評価基準では、顕著な調性騒音が存在する場合に、全騒音レベルに追加ペナルティを適用する。それらの音は、低周波数域にあるのが通例である。たとえば、中大型民間航空機のエンジンは、通常、１００Ｈｚ未満の低圧（ＬＰ）システムの１／ｒｅｖ周波数と、２００Ｈｚ未満の高圧（ＨＰ）システムの１／ｒｅｖ周波数とを有する。地域航空ジェット機のような小型航空機の場合、ＬＰシステムの１／ｒｅｖ周波数は約１００Ｈｚであり、ＨＰシステムの１／ｒｅｖ周波数は約３００Ｈｚである。心理音響分析によれば、人間は、低周波騒音にさらされると疲れやすく、特に、航空機による長距離移動のように長時間にわたってさらされると疲れやすい。
【０００５】
これらの調性騒音が避け得ないことは認識されている。エンジンの製造においては、回転部品のバランスが入念に調整される。しかしながら、動作中にバランスが変化し、構造がアンバランスになる可能性がある。また、運用時間とともにシステムが劣化することもアンバランスをもたらしうる。アンバランスによって発生した振動は、エンジンマウント、翼の構造物、機体の構造物を通って伝わり、最後に客室内部構造物（トリムパネルなど）を励振する。内部構造物の振動によって、騒音が客室に伝わる。
【０００６】
従来は、「ソフト」（すなわち、柔軟な、または衝撃を吸収する）エンジンマウントが、振動の伝搬を低減するための、最も低コストで効率の良い方法であった。しかしながら、大型民間航空機の場合、エンジンの振動周波数は４５Ｈｚもの低さになる可能性があり、ソフトマウント絶縁装置を用いるのであれば、共振周波数が４５Ｈｚよりずっと低い設計にしなければならないことになる。そのような「ソフト」マウント設計は、エンジンの加速時の変位が大きくなるため、望ましくなく、機体製造者であれば避けたいところである。さらに、ソフトエンジンマウントは、信頼性および耐久性が課題になる。ソフトエンジンマウントの信頼性および耐久性は、ハードエンジンマウントより劣るからである。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
したがって、ハードエンジンマウントを用いる用途において調性騒音の発生を低減させることが引き続き求められている。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の実施形態では、エンジンのマウント方法に応じて、エンジンマウントの近傍に能動振動機構を取り付けて、エンジンの振動がエンジンマウント構造物（たとえば、翼または機体の構造物）に伝わるのを防ぐ。実施形態では、能動振動機構は、エンジンマウントの近傍の構造物に取り付けられるか、エンジンマウント内部に埋め込まれて、エンジンで発生する調性振動を打ち消す反振動運動を射出する動力アクチュエータである。別の実施形態では、能動振動機構は、エンジンマウントの近傍の構造物に取り付けられるか、エンジンマウント内部に埋め込まれて、エンジンで発生する調性振動の力学的エネルギーを放散する動力アクチュエータである。
【０００９】
本発明の実施形態では、エンジンおよび／または機体および／または翼の構造物上に振動センサを配置して、エンジンおよびエンジンマウント構造物の振動の動作を監視する。これらのセンサからのデータを、エンジンの速度信号とともに用いて、エンジンおよび回転部品（タービンシャフトなど）の瞬時基本周波数を求める。次に、これらの求められた基本周波数を用いて、動力アクチュエータに送る反振動信号を生成する。動力アクチュエータは、反振動運動または同等の力学的エネルギー吸収物を生成して、求められた基本周波数の振動および必要に応じてそれらの高次高調波の振動を打ち消すか、低減させる。
【００１０】
図面で概略的に示した本発明の例示的実施形態から、本発明の利点、性質、および他の様々な特徴がより明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
以下、添付図面を参照することにより、本発明をより詳細に説明していく。ただし、添付図面は、本発明の範囲をいかなる形でも制限するものではない。
【００１２】
図１は、従来周知のハードエンジンマウントを示しており、図２は、ハードエンジンマウントの伝達率を、周波数（Ｈｚ）と振動（ｄＢ）との関係で表した図である。図３は、本発明の実施形態による能動素子を有するエンジンマウント３００を示しており、図５は、本発明の一実施形態によるエンジンマウントを、エンジンマウントの制御システムを含めて示している。図４は、様々なエンジンマウントの構成および方法の伝達率（周波数と振動との関係）を示している。図６および７は、それぞれ、本発明の実施形態による、機体および翼へのエンジンマウントを簡略化して表した図である。
【００１３】
図１に戻ると、この図は、従来のハードエンジンマウント構造１００を、自由度１の系として示している。エンジンマウント構造物１０は、エンジン１４を翼１２（機体または他の構造物であってもよい）と結合しており、ばね剛性Ｋのばねと、粘性減衰係数Ｃのダッシュポットとで表される。エンジンの動作中は、エンジン１４が翼１２に対して振動し、運動する。翼１２もまた、振動し、運動する。この系の運動方程式は次式で表される。
【００１４】
【数１】
2007168785.tif 000003
ただし、Ｍはエンジン１４の質量であり、ｘはエンジン１４の自由度１の変位であり、ｙは翼１２の自由度１の変位である。さらに、周波数領域における、対応する伝達率を次式のように書くことができる。
【００１５】
【数２】
2007168785.tif 000004
ただし、
【００１６】
【数３】
2007168785.tif 000005
および
【００１７】
【数４】
2007168785.tif 000006
図２に示すように、ハードマウントの場合は、エンジン動作範囲の伝達率が常に１（対数尺度では０ｄＢ）より大きい。このような場合は、エンジン動作によって誘起される振動が増幅されて翼および／または機体に伝わり、最終的に、振動および騒音の形で客室に伝わる。
【００１８】
本発明は、エンジンマウント構造物に平行に、少なくとも１つの能動素子を追加することにより、翼／機体へのエンジン振動の伝達率を低減させる。能動素子は、エンジンマウント構造物の前および／または後ろに配置された運動／振動センサの反応に基づいて、エンジン動作範囲における伝達率を低減させるように制御される。
【００１９】
図３は、本発明の実施形態によるエンジンマウント構造物を示している。図１と同様に、エンジンマウント３０は、ばね剛性Ｋのばねと、粘性減衰係数Ｃのダッシュポットとで表される。エンジンマウント３０は、エンジン３４を翼３２（やはり機体または他の構造物であってもよい）と結合する。さらに、本発明は、コントローラ３８と結合された、少なくとも１つの能動振動素子３６を含む。
【００２０】
本発明の実施形態では、能動振動素子３６は、エンジン３４の１つまたは複数の動作周波数と同等の周波数で動作することが可能であり、エンジン振動を相殺および／または軽減するのに十分な力を発生させることが可能である。これにより、能動振動素子３６は、エンジンによって誘起される振動を十分に打ち消すことが可能である。本発明の一実施形態では、能動振動素子３６は、圧電素子のスタックである。別の実施形態では、（電気的アクチュエータを含み、これに限定されない）他のタイプのアクチュエータを用いてもよい。
【００２１】
さらに、図３に示すように、少なくとも１つの振動センサまたは運動センサ４０をエンジン３４に取り付け、少なくとも１つの振動センサまたは運動センサ４２を翼（または機体）３２に取り付ける。別の実施形態では、翼（または機体）３２にのみセンサ４２を配置し、エンジンにはセンサを配置しない。センサ４０、４２は、振動を最適に検知できるように、エンジンマウント３０の近傍に配置される。さらに別の実施形態では、エンジン３４にのみセンサ４０を配置し、翼（または機体）３２にはセンサを配置しない。
【００２２】
本発明は、様々なタイプのセンサを使用することを想定している。たとえば、従来周知のタイプのセンサの中でも特に、加速度計、速度センサ、変位センサ、ひずみゲージ、変形ゲージなどを、翼（または機体）３２および／またはエンジン３４において使用することを想定している。本発明のさらに別の実施形態では、センサおよびシステムの性能を最適化するために、エンジン３４と翼（または機体）３２とで異なるタイプのセンサを用いる。
【００２３】
動作時には、本発明は、反作用を用いて、センサ４０および４２の反応が最小になるように能動振動素子３６を作動させる。センサの反応の最小化は、能動振動素子３６の起動によって、エンジン３４から翼（または機体）３２に伝わる振動が最小化された結果である。本質的には、センサ４０および４２は振動データを送信し、制御システム（後述）が、その振動データを用いて、センサ４０および４２で検知される振動が最小になるように素子３６を作動させる。一実施形態では、素子３６への制御信号は、センサからの信号に応じて常に変化する。別の実施形態では、振動の伝達を最小化することのため以外に必要な全体の計算の量を減らすために、構造物の振動特性に基づいて、定数および／または伝達関数のいくつかを固定することが可能である。
【００２４】
次に、以下に示すいくつかの式と併せて、本発明をさらに詳細に説明する。
【００２５】
一般に、エンジンマウント構造物３００の運動方程式は、（図１に関して）前述した式に対して、次式で与えられる。
【００２６】
【数５】
2007168785.tif 000007
ただし、ｆａｃｔは、アクチュエータ力の計算値である。
周波数領域における伝達率は次式で与えられる。
【００２７】
【数６】
2007168785.tif 000008
式（６）のパラメータα、β、χ、δ、ε、φは、系における能動振動素子３６の利得を表す制御パラメータである。本発明の実施形態では、これらのパラメータは、比Ｙ／Ｘが最小になるように自動的に調節される。より具体的には、Ｙを最小化することにより、客室に伝わって不快なレベルの騒音を引き起こす振動を最小化することが目標である。
【００２８】
別の実施形態では、これらの制御パラメータのうちの任意の数の制御パラメータの値を固定して、必要な全体の計算量を減らすことが可能である。固定される値は、エンジンマウント構造物の振動特性の履歴および／または分析、ならびに振動の最小化の必要レベルに基づいて決定される。
【００２９】
さらに、パラメータγ、η、およびκは次式で定義される。
【００３０】
【数７】
2007168785.tif 000009
【００３１】
【数８】
2007168785.tif 000010
および
【００３２】
【数９】
2007168785.tif 000011
ただし、
【００３３】
【数１０】
2007168785.tif 000012
は能動的マウントの共振周波数であり、
【００３４】
【数１１】
2007168785.tif 000013
は能動的マウントの減衰比である。
【００３５】
本発明の実施形態では、制御パラメータα、β、χ、δ、ε、φを、翼（または機体）センサ４２からのフィードバックデータと、エンジンセンサ４０からのフィードフォワードデータとを用いて調節する。別の実施形態では、それらの制御パラメータを、翼（または機体）センサ４２からのフィードバックデータに基づいて調節する。
【００３６】
本発明の実施形態では、能動振動素子３６のための適正な制御関数を決定するために、ｘおよびｙの両方のパラメータを監視する。別の実施形態では、センサ４２を用いてｙだけを監視し、このセンサ４２のフィードバックを用いて、素子３６のための適正な制御関数を決定する。さらに別の実施形態では、（エンジンセンサ４０を用いて）ｘだけを監視し、実験および／または構造特性に基づいて決定された所定の伝達関数を用いて、能動振動素子３６のための適正な制御関数を決定する。所定の伝達関数は、検出されたｘおよび／またはｙの値に基づいて比Ｘ／Ｙを最適化する。
【００３７】
図４は、本発明の別の実施形態を含む各種の振動制御方法を用いた場合の、エンジン動作時の振動伝達をグラフ化したものである。この図に示すように、エンジンマウントセンサ４０からの、負の速度フィードフォワードデータおよび負の位置フィードフォワードデータを用いると、伝達係数関数は、ハードマウントのみを用いる場合と類似するが、エンジン動作範囲内の伝達率がより低くなる。
【００３８】
さらに、図に示すように、負の速度フィードバックデータを用いると、共振周波数での振動をさらに減衰させることが可能である。この実施形態がエンジン動作範囲の伝達率を適度に低減させうることは知られているが、この実施形態は、エンジン動作範囲内のあらゆる潜在的な共振増幅を抑える。
【００３９】
別の実施形態では、負の速度フィードフォワードデータおよび負の位置フィードフォワードデータを負の速度フィードバックと組み合わせて、伝達範囲内の伝達率をさらに低減させる。
【００４０】
さらに別の実施形態では、正の位置フィードバックデータおよび負の加速度フィードバックデータを用いて、静的変形を小さく保ちながら動作範囲内の振動伝達率を大幅に低減させるという点でエンジンソフトマウントと本質的に等価であるエンジンマウント構造物を作成する。
【００４１】
図４に関して上述した選択肢は例示的実施形態であって、本発明は、翼／機体構造物への振動の伝達率を最小化するために用いるセンサタイプおよびセンサデータの様々な組み合わせを想定していることに注意されたい。
【００４２】
次に図５を参照して、本発明の実施形態の動作を、例示的制御システムとともに説明する。図５に示した実施形態は、センサ４２からのフィードバック（翼／機体側）データと、センサ４０からのフィードフォワード（エンジン側）データの両方を用いる実施形態である。しかしながら、前述のように、本発明は、センサ４２からのフィードバックデータだけを用いることを想定しているので、この実施形態に限定されない。
【００４３】
図および前述のように、センサ４０、４２は、エンジン３４および翼（または機体）３２の振動または運動を検出して、それぞれ、フィードバックデータおよびフィードフォワードデータを与える。センサ４０、４２からの信号は、それぞれ、信号調整器５２および４８に送られる。センサ４０および４２のタイプが異なる実施形態では、必要に応じて、異なる信号調整器を用いてよい。
【００４４】
調整された信号は、Ａ／Ｄ変換器５４によってアナログからデジタルに変換される。次に、デジタル信号処理器５０が、デジタイズされた信号を取得し、必要な制御ストラテジを適用する。この制御権限はデジタル信号処理によって決定される。デジタル信号処理器５０に続いて、Ｄ／Ａ変換器４６が、処理済み信号をデジタルからアナログに変換する。変換された信号は、電力増幅器４４で増幅された後、能動振動素子３６の制御に用いられることが可能である。
【００４５】
本発明の実施形態では、エンジンマウントブロック構造物は、エンジン３４から翼（または機体）３２までの間の主たる負荷経路であり、能動振動素子３６は、エンジンマウントブロック構造物に埋め込まれる。しかしながら、本発明の具体的なエンジンマウント構造物および用途に応じて、異なる素子マウント構造を用いることも可能であろう。
【００４６】
様々な実施形態の例を図６および７に示す。図６は、本発明のエンジンマウントブロック６００の実施形態を示しており、エンジンを機体と結合しているマウントブロック６００の内部に４個の能動振動素子が埋め込まれている。図に示すように、２個の能動振動素子６２を用いて横方向の振動を制御し、別の２個の能動振動素子６４を用いて縦方向（すなわち、エンジンから機体に延びる線に沿う方向）の振動を制御する。前述のように、能動振動素子６２および６４は、アクチュエータ型であって、エンジンの周波数と同等の周波数で動作することが可能である。さらに、素子６２および６４をブロック６００の内部に埋め込まれているとして示したが、本発明は、素子６２および６４がブロック６００の近傍に配置されることも想定している。エンジンマウントブロック６００の構成および構造は、本発明によっては限定されない。
【００４７】
図６と同様に、図７は、別の実施形態によるエンジンマウントブロック７００を示しており、ブロック７００はエンジンを翼構造物と結合している。この場合も、能動振動素子を用いて、横方向７２および縦方向７４の両方の振動を制御する。
【００４８】
さらに、図６および図７の実施形態については、能動振動素子が４個であり、２個ずつがそれぞれ横振動および縦振動に対する位置付けであるように示したが、本発明はそのような構成に限定されないことに注意されたい。具体的には、能動振動素子の数および方向は、個々の構造的構成に基づいて、動作による利益が最大になるように最適化されてよい。たとえば、特定のエンジンマウント構造物が一方向にのみ支配的な振動を有することがわかっていれば、その一方向にのみ能動振動素子を方向づけることが可能である。さらに代替として、本発明は、構造物の振動特性に応じて、すべての軸の振動および運動を制御することを想定している。
【００４９】
以上の説明は、主に、本発明を航空機エンジンに利用することを対象としていたが、当業者であれば、エンジンまたは回転機械がそのマウント構造物に低周波振動を発生させるか、何らかの形で引き起こすような任意の用途に本発明を利用できることを理解されるであろう。
【００５０】
さらに、以上の説明は、主としてハードエンジンマウントを対象としていたが、本発明は、この用途に限定されるものではなく、ソフトエンジンマウントが動作上可能であるような用途ではソフトエンジンマウントに利用されることも可能である。
【００５１】
さらに、本発明を様々な具体的な実施形態の形で説明してきたが、当業者であれば、本発明が、特許請求項の趣旨および範囲から逸脱することなく変更されて実施されることが可能であることを理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【００５２】
【図１】ハードエンジンマウント構造物を示す図である。
【図２】図１に示したハードマウントエンジン構造物の伝達率を示すグラフである。
【図３】本発明の実施形態によるエンジンマウント構造物を示す図である。
【図４】本発明の実施形態を含む様々な振動制御ストラテジを有するエンジンマウントの伝達率を示すグラフである。
【図５】本発明の実施形態のための制御システムを示す図である。
【図６】機体から本発明のエンジンマウントまでを示す図である。
【図７】翼から本発明のエンジンマウントまでを示す図である。
【符号の説明】
【００５３】
１０  エンジンマウント構造物
１２  翼
１４  エンジン
３０  エンジンマウント
３２  翼
３４  エンジン
３６  振動素子
３８  コントローラ
４０  センサ
４２  センサ
４４  電力増幅器
４６  Ｄ／Ａ変換器
４８  信号調整器
５０  デジタル信号処理器
５２  信号調整器
５４  Ａ／Ｄ変換器
６２  能動振動素子
６４  能動振動素子
７２  能動振動素子
７４  能動振動素子
１００  ハードエンジンマウント構造物
３００  エンジンマウント
６００  エンジンマウントブロック
７００  エンジンマウントブロック
【図１】
2007168785.tif 000014
【図２】
2007168785.tif 000015
【図３】
2007168785.tif 000016
【図４】
2007168785.tif 000017
【図５】
2007168785.tif 000018
【図６】
2007168785.tif 000019
【図７】
2007168785.tif 000020
【外国語明細書】
2007168785000001.pdf