技术领域
[0001] 本公开总地涉及飞机，更具体地涉及对多发动机飞机上的发动机进行同步定相。
背景技术
[0002] 对多发动机飞机上的发动机进行同步定相是已知的，并且可以帮助降低飞机客舱的内部的噪声。用于飞机发动机的一些现有同步定相方法涉及确定飞机发动机的
不平衡之间的期望的相对
相位角，然后在发动机的运行期间试图保持这种相位角。确定并保持具有相对高的旋转速度的飞机发动机之间的期望相位角是具有挑战性的。
发明内容
[0003] 在一个方面，本公开描述了一种用于同步定相飞机发动机的方法。
[0004] 该方法包括：
[0005] 接收数据，所述数据指示与第一飞机发动机和第二飞机发动机相关联的感测到的振动
水平，所述第一飞机发动机和第二飞机发动机以基本上相同的运行速度运行；和[0006] 命令第二飞机发动机的运行速度的一个或多个瞬时变化，直到感测到的振动水平基本上达到目标振动水平，对第二飞机发动机的运行速度的瞬时变化的命令无关于与第一和第二飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。
[0007] 在一些
实施例中，第二飞机发动机的运行速度的该一个或多个瞬时变化中的每个瞬时变化是第二飞机发动机的旋转速度的相应的一个或多个瞬时增加。
[0008] 感测到的振动水平可以包括来自第一飞机发动机和第二飞机发动机的振动的总和。
[0009] 目标振动水平可以基于与第一和第二飞机发动机相关联的感测到的振动水平最小值。
[0010] 该方法可以包括：
[0011] 命令第一和第二飞机发动机之间的运行速度差异，以在与以不同速度运行的第一和第二飞机发动机相关联的合成振动水平中引起预定义周期的
节拍；和
[0012] 从合成振动水平确定目标振动水平。
[0013] 运行速度的该一个或多个瞬时变化中的至少一个瞬时变化的幅度可以与感测到的振动水平和目标振动水平之间的差异的幅度相关。
[0014] 该方法可以包括：在第一飞机发动机基本上保持相同的运行速度的状态下，命令第二飞机发动机的运行速度的该一个或多个瞬时变化。
[0015] 感测到的振动水平可以是声学噪声水平。
[0016] 感测到的振动水平可以是安装有第一和第二飞机发动机的飞机的客舱内部的声学噪声水平。
[0017] 第一和第二飞机发动机可以是涡扇燃气
涡轮发动机。
[0018] 实施例可以包括上述特征的组合。
[0019] 在另一方面，本公开描述了一种用于同步定相飞机发动机的系统。
[0020] 该系统包括：
[0021] 一个或多个
传感器，该一个或多个传感器被配置用以检测与以基本上相同的运行速度运行的第一飞机发动机和第二飞机发动机相关联的感测振动水平；和[0022] 一个或多个
控制器，该一个或多个控制器在操作上联接用以接收数据，所述数据指示由该一个或多个传感器检测到的感测振动水平，该一个或多个控制器被配置用以命令第二飞机发动机的运行速度的一个或多个瞬时变化，直到所述感测振动水平基本上达到目标振动水平，对第二飞机发动机的运行速度的瞬时变化的命令无关于与第一和第二飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。
[0023] 在一些实施例中，第二飞机发动机的运行速度的该一个或多个瞬时变化中的每个瞬时变化是第二飞机发动机的旋转速度的相应的瞬时增加。
[0024] 所述感测振动水平可以包括来自第一飞机发动机和第二飞机发动机的振动的总和。
[0025] 目标振动水平可以基于与第一和第二飞机发动机相关联的感测振动水平最小值。
[0026] 该一个或多个控制器可以被配置用以：基于指示与第一和第二飞机发动机相关联的多个感测振动水平的数据中的振动水平最小值，确定目标振动水平。
[0027] 运行速度的该一个或多个瞬时变化中的至少一个瞬时变化的幅度可以与感测振动水平和目标振动水平之间的差异的幅度相关。
[0028] 该一个或多个控制器可以被配置用以：在第一飞机发动机基本上保持相同的运行速度的状态下，命令第二飞机发动机的运行速度的该一个或多个瞬时变化。
[0029] 该一个或多个传感器可以包括一个或多个麦克
风。
[0030] 实施例可以包括上述特征的组合。
[0031] 在另一方面，本公开描述了一种用于同步定相飞机发动机的方法。
[0032] 该方法包括：
[0033] 接收指示第一感测到的振动水平的数据，所述第一感测到的振动水平与以基本上相同的运行速度运行的第一飞机发动机和第二飞机发动机相关联，所述第一感测到的振动水平高于目标振动水平；
[0034] 命令第二飞机发动机的运行速度的一个或多个第一瞬时增加；
[0035] 在命令第二飞机发动机的运行速度的该一个或多个第一瞬时增加之后，接收指示第二感测到的振动水平的数据，所述第二感测到的振动水平与以基本上相同的运行速度运行的第一飞机发动机和第二飞机发动机相关联，所述第二感测到的振动水平高于目标振动水平；和
[0036] 命令第二飞机发动机的运行速度的一个或多个第二瞬时增加。
[0037] 对第二飞机发动机的运行速度的第一和第二瞬时增加的命令可以无关于与第一和第二飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。
[0038] 目标振动水平可以基于与第一和第二飞机发动机相关联的感测到的振动水平最小值。
[0039] 运行速度的该一个或多个第一瞬时增加中的至少一个第一瞬时增加的幅度可以与第一感测到的振动水平和目标振动水平之间的差异的幅度相关。
[0040] 运行速度的该一个或多个第二瞬时增加中的至少一个第二瞬时增加的幅度可以与第二感测到的振动水平和目标振动水平之间的差异的幅度相关。
[0041] 该方法可以包括：在第一发动机基本上保持相同的运行速度的状态下，命令第二飞机发动机的运行速度的该一个或多个第一瞬时变化和该一个或多个第二瞬时变化。
[0042] 实施例可以包括上述特征的组合。
[0043] 在另一方面，本公开描述了一种用于同步定相飞机发动机的系统。
[0044] 该系统包括：
[0045] 一个或多个传感器，该一个或多个传感器被配置用以感测与第一飞机发动机和第二飞机发动机相关联的振动水平；和
[0046] 一个或多个控制器，该一个或多个控制器在操作上联接用以接收
信号，所述信号指示由该一个或多个传感器检测到的感测振动水平，该一个或多个控制器被配置用以：
[0047] 响应于与以基本上相同的运行速度运行的第一和第二飞机发动机相关联的第一感测振动水平高于目标振动水平，命令第二飞机发动机的运行速度的一个或多个第一瞬时增加；和
[0048] 在命令第二飞机发动机的运行速度的该一个或多个第一瞬时增加之后，响应于与以基本上相同的运行速度运行的第一和第二飞机发动机相关联的第二感测振动水平高于目标振动水平，命令第二飞机发动机的运行速度的一个或多个第二瞬时增加。
[0049] 对第二飞机发动机的运行速度的第一和第二瞬时增加的命令可以无关于与第一和第二飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。
[0050] 目标振动水平可以基于与第一和第二飞机发动机相关联的感测振动水平最小值。
[0051] 运行速度的该一个或多个第一瞬时增加中的至少一个第一瞬时增加的幅度可以与第一感测振动水平和目标振动水平之间的差异的幅度相关。
[0052] 运行速度的该一个或多个第二瞬时增加中的至少一个第二瞬时增加的幅度可以与第二感测振动水平和目标振动水平之间的差异的幅度相关。
[0053] 该一个或多个控制器可以被配置用以：在第一发动机基本上保持相同的运行速度的状态下，命令第二飞机发动机的运行速度的该一个或多个第一和第二瞬时变化。
[0054] 实施例可以包括上述特征的组合。
[0055] 在另一方面，本公开描述了一种用于同步定相飞机发动机的方法。
[0056] 该方法包括：
[0057] 命令第一飞机发动机和第二飞机发动机之间的第一运行速度差异，以在与第一和第二飞机发动机相关联的第一合成振动水平中引起预定义节拍周期的第一节拍；
[0058] 在第一和第二飞机发动机以命令的第一运行速度差异运行的状态下，感测第一合成振动水平；
[0059] 从感测到的第一合成振动水平确定目标振动水平；
[0060] 命令第一和第二飞机发动机以基本上相同的运行速度运行；
[0061] 在第一和第二飞机发动机以基本上相同的运行速度运行的状态下，感测与第一和第二飞机发动机相关联的第二合成振动水平；和
[0062] 命令第一和第二飞机发动机之间的相对运行速度的一个或多个第一瞬时变化，使得第二合成振动水平基本上达到目标振动水平，对第一和第二飞机发动机之间的相对运行速度的第一瞬时变化的命令无关于与第一和第二飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。
[0063] 该方法可以包括：在确定目标振动水平之前，在预定义节拍周期的至少两倍的持续时间上感测与第一和第二飞机发动机相关联的第一合成振动水平。
[0064] 预定义节拍周期可以大于5秒。
[0065] 预定义节拍周期可以是大约10秒。
[0066] 目标振动水平可以对应于从感测到的第一合成振动水平确定的最低均方根(RMS)幅度。
[0067] 感测到的第一合成振动水平可以是安装有第一和第二飞机发动机的飞机的客舱内部感测到的声学噪声水平。
[0068] 该方法可以包括：
[0069] 在命令相对运行速度的该一个或多个第一瞬时变化之后，确定不能达到目标振动水平；
[0070] 命令第一和第二飞机发动机之间的第二运行速度差异，以在与第一和第二飞机发动机相关联的第三合成振动水平中引起预定义节拍周期的第二节拍；
[0071] 在第一和第二飞机发动机以命令的第二运行速度差异运行的状态下，感测第三合成振动水平；
[0072] 从感测到的第三合成振动水平确定新的目标振动水平；
[0073] 命令第一和第二飞机发动机以所述基本上相同的运行速度运行或者以其它基本上相同的运行速度运行；
[0074] 在第一和第二飞机发动机以基本上相同的运行速度运行的状态下，感测与第一和第二飞机发动机相关联的第四合成振动水平；和
[0075] 命令第一和第二飞机发动机之间的相对运行速度的一个或多个第二瞬时变化，使得第四合成振动水平基本上达到新的目标振动水平，对第一和第二飞机发动机之间的相对运行速度的第二瞬时变化的命令无关于与第一和第二飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。
[0076] 实施例可以包括上述特征的组合。
[0077] 在另一方面，本公开描述了一种用于同步定相飞机发动机的系统。
[0078] 该系统包括：
[0079] 一个或多个传感器，该一个或多个传感器被配置用以感测与第一飞机发动机和第二飞机发动机相关联的合成振动水平；和
[0080] 一个或多个控制器，该一个或多个控制器在操作上联接用以接收信号，所述信号指示由该一个或多个传感器检测到的感测合成振动水平，该一个或多个控制器被配置用以：
[0081] 命令第一和第二飞机发动机之间的第一运行速度差异，以在感测到的第一合成振动水平中引起预定义第一节拍周期的第一节拍；
[0082] 使用在第一和第二飞机发动机以命令的第一运行速度差异运行的状态下获得的感测到的第一合成振动水平，确定目标振动水平；
[0083] 命令第一和第二飞机发动机以基本上相同的运行速度运行；和
[0084] 使用在第一和第二飞机发动机以基本上相同的运行速度运行的状态下获得的感测到的第二合成振动水平，命令第一和第二飞机发动机之间的相对运行速度的一个或多个第一瞬时变化，使得第二合成振动水平基本上达到目标振动水平，对第一和第二飞机发动机之间的相对运行速度的第一瞬时变化的命令无关于与第一和第二飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。
[0085] 用于确定目标振动水平的与第一和第二飞机发动机相关联的感测到的第一合成振动水平可以跨越预定义节拍周期的至少两倍的持续时间。
[0086] 预定义节拍周期可以大于5秒。
[0087] 预定义节拍周期可以是大约10秒。
[0088] 目标振动水平可以对应于从感测到的第一合成振动水平确定的最低均方根(RMS)幅度。
[0089] 该一个或多个传感器可以包括设置在安装有第一和第二飞机发动机的飞机的客舱内部的声学传感器。
[0090] 该一个或多个控制器可以被配置用以：
[0091] 在命令相对运行速度的该一个或多个第一瞬时变化之后，确定不能达到目标振动水平；
[0092] 命令第一和第二飞机发动机之间的第二运行速度差异，以在与第一和第二飞机发动机相关联的第三合成振动水平中引起预定义节拍周期的第二节拍；
[0093] 使用在第一和第二飞机发动机以命令的第二运行速度差异运行的状态下获得的感测到的第三合成振动水平，确定新的目标振动水平；
[0094] 命令第一和第二飞机发动机以所述基本上相同的运行速度运行或者以其它基本上相同的运行速度运行；和
[0095] 使用在第一和第二飞机发动机以基本上相同的运行速度运行的状态下获得的感测到的第四合成振动水平，命令第一和第二飞机发动机之间的相对运行速度的一个或多个第二瞬时变化，使得第四合成振动水平基本上达到新的目标振动水平，对第一和第二飞机发动机之间的相对运行速度的第二瞬时变化的命令无关于与第一和第二飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。
[0096] 实施例可以包括上述特征的组合。
[0097] 在另一方面，本公开描述了一种包括如本文所述的系统的飞机。
[0098] 从下面包括的详细描述和
附图，本
申请主题的这些和其它方面的进一步细节将是明显的。
附图说明
[0099] 现在参考附图，其中：
[0100] 图1是示例性飞机的俯视平面图，该飞机包括用于对安装在飞机上的两个或更多个发动机进行同步定相的系统；
[0101] 图2是图1的飞机的两个发动机的示意性端视图，其
叠加在一起并示出两个飞机发动机之间的相位角；
[0102] 图3例示了示例性噪声曲线，示出了两个飞机发动机之间的相位角调节对噪声水平的影响；
[0103] 图4是用于同步定相两个或更多个飞机发动机的示例性系统的示意图，以及图1的飞机的示例性发动机的示意性轴向截面图；
[0104] 图5是用于同步定
相图1的飞机的两个或更多个发动机的系统的另一示意图；
[0105] 图6是用于同步定相图1的飞机的两个或更多个发动机的系统的另一示意图，其中包括用于感测飞机的
机舱内部的噪声水平的声学传感器；
[0106] 图7是图示同步定相图1的飞机的两个发动机的示例性方法的
流程图；
[0107] 图8是以图形方式图示图1的飞机的两个发动机的同步定相的图；
[0108] 图9是图示用于同步定相图1的飞机的两个发动机的另一示例性方法的流程图；和[0109] 图10是图示用于同步定相图1的飞机的两个发动机的又一示例性方法的流程图。
具体实施方式
[0110] 本公开的各个方面对于同步定相多发动机飞机上的两个或更多个发动机是有用的。本文公开的系统和方法可以用于减少由飞机发动机引起的合成振动(例如，结构振动，噪声)。这种振动的减少可以改善乘客在飞机上的舒适度。在一些实施例中，本文公开的系统和方法可以对于同步定相飞机发动机是有用的，而不需要与飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。例如，对于本文公开的系统和方法，不需要确定并试图保持两个飞机发动机之间的期望相位角，因此本文公开的系统和方法也可以用于同步定相具有相对高的旋转速度的飞机发动机(例如，涡扇
燃气涡轮发动机)。在一些实施例中，本文公开的系统和方法可以利用与两个(或更多个)飞机发动机相关联的感测到的振动水平，并且命令飞机发动机中的一个发动机的运行速度的一个或多个瞬时(即，短暂的、短的、临时的、转瞬的)变化，直到感测到的振动水平基本上达到目标振动水平。对飞机发动机中的一个发动机的运行速度的瞬时变化的命令可以无关于(即，不管)与两个或更多个飞机发动机的不平衡相关联的相位信息。
[0111] 在一些实施方案中，本文公开的系统和方法可以与标题为“SYNCHRONIZATION OF AIRCRAFT ENGINES(飞机发动机同步)”的美国
专利公开第US20180050809A1号的教导结合使用，该专利公开通过引用并入本文。
[0112] 以下通过参考附图描述各种实施例的各方面。
[0113] 图1是示例性飞机10的俯视平面图，飞机10可以包括用于同步定相安装到飞机10的两个或更多个发动机14的系统12(示意性地示出)。飞机10可以是任何类型的飞机，例如适合民航的公务机、私人飞机、商务机和客机。例如，飞机10可以是窄体双发喷气式客机。飞机10可以是包括两个或更多个发动机14A、14B(在本文中通常也称为“发动机14”)的
固定翼飞机或旋翼飞机。飞机10还可以包括一个或多个机翼16、
机身18和
尾翼20。一个或多个发动机14可以安装到机身18。可选地或者另外，一个或多个发动机14可以安装到机翼16。飞机10可以包括在机身18的内部的客舱。
[0114] 当涉及噪声和结构振动时，发动机14会在影响飞机10上的乘客的舒适性方面起着重要作用。由于发动机14的强大旋转元件，即风扇和核心机，在不同的相应
频率下会产生
音调噪声和振动。还可以存在可以源自(例如，液压)
泵和/或其它发动机驱动的设备的其它音调，这些音调可以与飞机发动机14的运行相关，并且与飞机发动机14的运行按比例变化。这种激励可以通过结构路径和空中路径的组合路径而传递到机舱。由于飞机10具有多个发动机14，因此可以产生多个音调。多个发动机14中的相同元件旋转速度的轻微差异可以引起能够直接影响乘客舒适性的各种声学现象。例如，在某些情况下，发动机14之间的转速差异会引
起飞机10的机舱内部的可听噪声节拍(振幅调制)。这种噪声节拍对于飞机乘客来说可能是令人不愉快的。
[0115] 图2是飞机10的两个发动机14A、14B的示意性端视图。即使在发动机14以基本上相同的运行(例如，旋转)速度运行的情况下，仍然能够通过实现第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B分别的不平衡22A和22B之间的期望的相位角α，而实现振动的一些减小。该构思被称为“同步定相”发动机14A和14B。不平衡22A与发动机14A相关联，被示出为相对于发动机14A的中
心轴线24设置在第一角度
位置处的等效
质量。不平衡22B与发动机14B相关联，并且示出为相对于发动机14B的中心轴线24设置在第二角度位置处的等效质量。在同一飞机10上的两个发动机14的不平衡22A和22B之间的不停变化的相位角α改变了飞机10的机舱内部的合成结构振动水平和/或合成噪声水平。例如，在某些情况下，可以调节由一个发动机14引起的激励的定时，以部分地衰减由另一个发动机14引起的激励，以减小整体(例如，总和)振动水平。
[0116] 图3图示了示例性声学噪声曲线26，其示出了飞机发动机14A和14B之间的相位角α调节的影响。噪声曲线26可以代表使
用例如麦克风随时间在飞机10的客舱的内部感测到的合成噪声水平。曲线26示出了随着两个发动机14A、14B之间的相位角α变化，而在高噪声水平28和低噪声水平30之间振荡的正弦曲线。曲线26中的振荡可以表示可听噪声节拍。例如，高噪声水平28可以对应于第一相位角α1，而低噪声水平30可以对应于第二相位角α2。作为噪声相位的示例，第一相位角α1被图示为具有零值，其中两个发动机14A、14B的代表性
叶片都竖直定向。作为安静相位的示例，第一相位角α1被图示为具有180°的值，其中两个发动机14A、14B的代表性叶片彼此相反。为了提高乘客舒适性，会期望在发动机14A、14B的运行期间尝试保持第二相位角α2，以便最小化或降低机舱内部的噪声。然而，识别和维持具有相对高的运行速度的发动机14的期望的相位角α可能是具有挑战性的。例如，涡扇发动机的心轴的典型旋转速度可以在10,000转/分钟(RPM)和23,000转/分钟之间。本文公开的系统和方法可以基于振动(例如，结构振动，噪声)反馈来帮助维持对应于最低噪声或振动水平的相位角α，而不需要知道实际相位角α。
[0117] 图4是用于同步定相两个或更多个发动机14的示例性系统12的示意图，和飞机10的示例性飞机发动机14的示意性轴向截面图。系统12被图示为在操作上联接到一个发动机14，但是应理解的是，系统12可以类似地连接到两个或更多个发动机14。飞机10的两个发动机14可以基本上相同。例如，每个发动机14都可以是涡扇燃气涡轮发动机，但应理解的是，本公开的方面能够适用于其它类型的飞机发动机14(例如涡轮螺旋桨发动机)。图2中图示的发动机14的具体构造仅作为示例示出，而不是限制性的。例如，发动机14可以是双心轴燃气涡轮发动机。
[0118] 发动机14可以包括：风扇32，经由入口33接收的环境空气通过该风扇推进；低压
压缩机34和
高压压缩机36，用于对空气加压；
燃烧器38，在该燃烧器中，压缩空气与
燃料40混合并点燃，以用于产生热的燃烧气体流；高压涡轮段42和低压涡轮段44，用于从燃烧气体中提取
能量。风扇32、低压压缩机34和低压涡轮段44可以经由低压轴46机械地联接在一起以共同旋转，并且可以协作地限定发动机14的低压心轴。高压压缩机36和高压涡轮段42可以经由高压轴48机械地联接在一起从而共同旋转，并且可以协作地限定发动机14的高压心轴。低压轴46和高压轴48可以独立地以可旋转方式被
支撑，使得低压心轴和高压心轴可以以不同的转速和/或不同的方向彼此分开地旋转。其中发动机14的容纳有低压轴46和高压轴48的部分也可以称为发动机14的“核心机”，并且可以由内壳50界定。包围内壳50并且由
外壳52界定的环形通道也可以称为旁路管道54。本文公开的系统12和方法基于振动反馈，而不用知道相位角信息，但是它们的使用可以因此导致对发动机14A和14B的相应的低压心轴的和/或相应的高压心轴的同步定相。
[0119] 系统12可以包括一个或多个控制器56(在下文中以单数形式表示)和一个或多个传感器58(在下文中以单数形式表示)以用于获取数据，所述数据指示与飞机发动机14A、14B相关联的感测到的振动(例如，结构振动，噪声)水平。在各种实施例中，传感器58可以是结构振动传感器(例如，
加速度计)或声学传感器(例如，麦克风)。在使用多个传感器58的实施例中，这些传感器58可以包括一个或多个结构振动传感器和/或一个或多个声学传感器。
在一些实施例中，传感器58可以配置用以感测由发动机14A、14B的运行而引起的合成振动水平(即，振动水平的总和)。可替代地，一个或多个传感器58可以分别与各个发动机14A、
14B相关联，并且可以通过将来自多个传感器58的信号进行组合来确定合成(即，总合)振动水平。
[0120] 例如，控制器56可以被配置用以：通过致动一个或多个
阀60(下文中以单数形式表示)来控制到燃烧器38的燃料流，从而控制一个或两个发动机14的运行速度。控制器56可以具有速度控制功能和相位控制功能。在一些实施例中，发动机14的速度控制和发动机14的相位控制可以经由不同的控制器56实现。在一些实施例中，速度控制可以用于使发动机14A、14B保持为在基本上相同的运行速度下运行。这种速度控制可以由控制器56使用合适的比例、积分和微分(PID)控制方法来执行，该控制方法使用例如来自与各个发动机14相关联的一个或多个合适转速计(未示出)的反馈。如下所述，相位控制可用以根据感测到的振动水平来改变发动机14之间的相位角α，而不用知道发动机14之间的相位角α。例如，这种相位控制功能可以通过经由阀60控制到燃烧器的燃料流，从而命令一个或多个发动机14的速度运行中的瞬时变化。这种相位控制可以由控制器56使用来自传感器58的反馈使用合适的积分(I)控制方法来执行。使用I控制方法代替PID控制方法，可以允许相位控制功能的控制权限与速度控制功能相比处于更慢/放松节奏。这可能有利于允许对速度进行更有权威的控制，从而相位控制可以更有效。
[0121] 在一些实施例中，例如通过相应地
控制阀60而瞬时地增加到燃烧器38的燃料流，可以实现发动机14B的运行速度的瞬时增加。在发动机14B的运行速度的这种瞬时增加之后，通过相应地控制到燃烧器38的燃料流，可以命令发动机14B的运行速度返回到与另一个发动机14A的运行速度相同的运行速度。
[0122] 在一些实施例中，使用运行速度的该一个或多个增加可以是优选的，但是应当理解的是，可以替代地使用运行速度的瞬时减少。例如通过相应地控制阀60而瞬时地减少到燃烧器38的燃料流，可以实现运行速度的瞬时减少。在发动机14B的运行速度的这种瞬时减少之后，通过相应地控制到燃烧器38的燃料流，可以命令发动机14B的运行速度返回到与另一个发动机14A的运行速度相同的运行速度。基于来自传感器58的反馈来命令一个发动机14的运行速度的这种瞬时变化，可以用以改变发动机14A、14B之间的相位角α，而不需要知道实际相位角α。
[0123] 图5是用于同步定相飞机10的两个或更多个发动机14的系统12的另一示意图。系统12可以包括控制器56和传感器58，其被配置用以检测与飞机发动机14相关联的感测合成振动(例如，结构振动，噪声)水平。系统12可以包括一个或多个
数据处理器62(在下文中以单数形式表示)，该一个或多个数据处理器在操作上联接，用以接收指示由传感器58检测到的感测振动水平的输入数据64。系统12还可以具有包括机器可读指令68的非暂时性存储介质66(即，
存储器)，该机器可读指令68能够由处理器62执行，并且被配置用以使控制器56执行一个或多个步骤以便实现计算机实现的过程，使得指令68在由数据处理器62或其它可编程装置执行时，可以导致在此描述的方法中所
指定的功能/动作被执行。存储介质66可以包括适合于以可检索的方式存储可由控制器56的数据处理器62执行的机器可读指令68的任何存储装置(例如，设备)。
[0124] 本公开的各个方面可以被实施为系统、设备、方法和/或
计算机程序产品。因此，本公开的各方面可以采取完全
硬件实施例的形式、完全
软件实施例的形式，或组合了软件和硬件方面的实施例的形式。此外，本公开的各方面可以采取实施在一个或多个非暂时性计算机可读介质(ia)66上的计算机程序产品的形式，在该非暂时性计算机可读介质上实施有计算机可读程序代码。例如，计算机程序产品可以由控制器56执行，以使得整体或部分地执行本文公开的一种或多种方法。应当理解的是，基于本公开，相关领域的技术人员可以容易地编写用于实现本文公开的方法的计算机程序代码。
[0125] 控制器56可以直接地或间接地在操作上联接到阀60。例如，控制器56可以被认为是飞机10的航空
电子设备的一部分，而不是一个或多个发动机14的一部分。因此，控制器56可以经由发动机的电子发动机控制器(EEC)间接地在操作上联接到阀60。例如，由控制器56提供的输出70(例如，命令信号)可以由发动机14的EEC接收，然后EEC将相应地控制阀60的操作。换句话说，控制器56能够在操作上联接，用于与一个或多个发动机14的EEC进行数据通信，以向EEC提供指令和/或从EEC接收反馈。在一些实施例中，控制器56可以替代地是发动机14中的一个发动机的一部分，并且可以执行除了本文描述的功能之外的附加功能。在一些实施例中，控制器56或其功能可以例如集成到发动机14中的一个发动机的EEC中。
[0126] 图6是用于同步定相飞机10的发动机14的系统12的另一示意图，该系统包括用于感测飞机10的机舱72内部的噪声水平的声学传感器58。图6示出了飞机10的机舱72的横向截面图。传感器58可以是设置在机舱72的内部的麦克风。传感器58可以向控制器56提供输入64(例如，声学反馈)，以供控制器56使用，用以相应地命令一个或多个发动机14的运行速度的瞬时变化。输入64可以代表图3中所示的噪声曲线26。应当理解的是，传感器58可以设置在除了飞机10的机舱72内部之外的位置处。还应理解的是，可以对输入64执行适当的滤波或其它的信号调节，以从输入64提取相关信息。在各种实施例中，这种信号调节可以由控制器56或其它设备执行。
[0127] 图7是图示用于同步定相飞机10的两个发动机14的示例性方法100的流程图。可以使用上述系统12或使用其它系统来执行方法100。例如，机器可读指令68可以被配置用以使控制器56执行方法100的至少一部分。应当理解的是，方法100的各方面可以与本文描述的其它方法的方面组合。在各种实施例中，方法100可以包括：
[0128] 接收数据，所述数据指示与以基本上相同的运行速度运行的第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B相关联的感测到(例如，合成)的振动水平26、64(参见图5和图6)(参见框102)；和
[0129] 命令第二飞机发动机14B的运行速度的一个或多个瞬时变化，直到感测到的振动水平26、64基本上达到目标振动水平(参见框104)。
[0130] 对第二飞机发动机14B的运行速度的瞬时变化的命令可以无关于(即，不考虑，不知道)与第一和第二飞机发动机14A和14B的不平衡22A、22B(参见图2)相关联的相位角信息。
[0131] 第二飞机发动机14B的运行速度的该一个或多个瞬时变化中的每个瞬时变化都可以是第二飞机发动机14B的旋转速度的相应的一个或多个瞬时增加。在第一飞机发动机14A基本上保持相同(即，恒定)的运行速度的状态下，可以命令第二飞机发动机14B的运行速度的该一个或多个瞬时变化。例如，第一飞机发动机14A可以用作主发动机，其在方法100期间基本上保持其运行速度，而第二飞机发动机14B可以用作经受运行速度的瞬时变化的从发动机。应当理解的是，主发动机不一定必须保持恒定速度，并且即使主发动机的运行速度由于例如自动节流动作而漂移，也能够实现同步定相。
[0132] 感测到的振动水平可以包括来自第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B的振动的合成(例如总和)，并且可以经由单个传感器58来获取，或通过将来自多个传感器58的感测信号组合来获取。目标振动水平可以基于与第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B相关联的感测到的振动水平最小值(例如，图3的噪声曲线26中的低噪声水平30)来确定。因此，目标振动水平可以是基于与飞机发动机14A、14B相关联的实际振动反馈，并且基于与在当前运行条件下运行的具体飞机发动机14A、14B相关联的最小噪声水平。在各种实施例中，目标振动水平可以对应于噪声曲线26的低噪声水平30，或者可以是从低噪声水平30得出的值。在一些实施例中，合适的目标振动水平可以实时地对应于最低均方根(RMS)振动幅度或者基于最低均方根振动幅度，使得可以控制发动机14以基本上实现该最低RMS振动幅度。换句话说，系统12可以用以基于来自传感器58的测量结果来识别合适的目标振动水平，然后将发动机14配置成该目标振动水平。
[0133] 在一些实施例中，目标振动水平可以经由控制器56的范围功能来确定，下面将更详细地说明该范围功能。例如，可以通过命令第一和第二飞机发动机14A、14B之间的运行速度差异，来有意地在与第一和第二飞机发动机14A、14B相关联的合成振动水平(例如，噪声曲线26)中引起预定义节拍周期的节拍；然后，从合成振动水平确定目标振动水平。应当理解的是，目标振动水平的初始值或默认值可以存储在控制器56中或由控制器56使用，以用于方法100的一部分或整个方法100。在各种实施例中，能够以自适应的方式基于感测到的振动水平来实时地(即，在飞行中)确定目标振动水平，或者，目标振动水平可以是预期能够应用于飞机发动机14A、14B的预定目标振动水平。在各种实施例中，目标振动水平一旦确定，就可以在整个方法100中保持恒定，或者可以基于例如运行条件或时间在整个方法100中改变。目标振动水平可以对应于特定目标值，或者可以对应于与可接受(即，安静)相位角范围相对应的目标值的范围。
[0134] 图8是以图形方式图示飞机10的第一和第二发动机14A、14B的同步定相的图。图8示出了示例性的合成噪声曲线26，其具有第一和第二发动机14A、14B之间的相位角α的对应的图形表示(饼状图)。饼状图示出了：噪声区域中的相位角的噪声范围，该相位角对应于噪声曲线26的噪声区域；和更安静区域中的相位角的安静范围，该相位角对应于噪声曲线26的安静区域。饼状图还示出了在安静区域内的第一和第二发动机14A和14B之间的示例性当前相位角α的位置。尽管出于解释的目的在图8的饼状图示出了在相位角α方面的噪声区域和安静区域，但是应当理解的是，本文描述的方法和系统可以在不知道实际相位角α的情况下引起相位角α的变化，使得不必
感知或确定实际相位角α。
[0135] 如上所述，方法100中的运行速度的瞬时变化可以是运行速度的瞬时增加和/或运行速度的瞬时减少，然而，在一些实施例中，运行速度的瞬时增加(即，速度迸发)可以是优选的，以避免反转飞机发动机14B的心轴的惯性。在一些实施例中，运行速度的瞬时变化都可以是相同的类型(即，在相同的方向上)，使得瞬时变化都是运行速度的增加或都是运行速度的减少。在典型的优化问题中，如果连续选择错误的方向，则解决方案可能不确定地偏离最佳值。然而，由于解决方案在到达安静区域内的目标振动水平方面的周期性质，无论飞机发动机14B加速还是减速，它也将最终到达解决方案，即使不在最
短路径中。虽然一个方向可以更快地到达解决方案，因为它更接近目标振动水平，但另一个方向也可以在合理的时间内到达解决方案。因此，方法100不需要知道第二飞机发动机14B(即，从发动机)是否正在领先或滞后于目标相位角解决方案。
[0136] 尽管运行速度的瞬时变化可以都是相同的类型，但是在一些实施例中瞬时变化的幅度可以变化。例如，可以基于当前振动水平与目标振动(例如，噪声)水平之间的差异的幅度(例如，与其成比例地)来选择运行速度的瞬时变化(例如，速度迸发)的幅度。在一些实施例中，选择不同幅度的运行速度的瞬时变化的能
力可以潜在地减少达到目标振动水平所需的时间。例如，对于感测到的振动水平和目标振动水平之间的较大差异，可以命令运行速度的更大或更持久的瞬时变化。
[0137] 图9是图示用于同步定相飞机10的两个发动机14的示例性方法200的流程图。可以使用上述系统12或使用其它系统来执行方法200。例如，机器可读指令68可以被配置用以使控制器56执行方法200的至少一部分。应当理解的是，方法200的各方面可以与本文描述的其它方法的方面组合。因此，上述方法100的各方面也能够适用于方法200。在各种实施例中，方法200可以包括：
[0138] 接收数据，所述数据指示与以基本上相同的运行速度运行的第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B相关联的第一感测到的振动水平26、64(参见图5和图6)(参见框202)；
[0139] 如果第一感测到的振动水平26、64不在(例如，高于)目标振动水平的可接受公差内(参见框204)，则命令第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B之间的相对运行速度的一个或多个第一瞬时变化(参见框206)。相对运行速度的这种瞬时变化可以包括：在第一飞机发动机14A的运行速度保持基本上恒定的状态下，增加第二飞机发动机14B的运行速度。
[0140] 如果第一感测到的振动水平26、64在目标振动水平的可接受公差内(参见框204)，则不需要第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B之间的相对运行速度中的瞬时变化，并且方法200可以返回到框202，以便以闭环反馈方式继续监视振动水平。
[0141] 在第二飞机发动机14B的运行速度的命令的一个或多个第一瞬时变化(例如，增加)之后，方法200可以返回到框202并且包括接收数据，所述数据指示与以基本上相同的运行速度运行的第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B相关联的感测到的振动水平26(参见框204)，并且方法200能够以闭环方式循环通过框202、204和206。
[0142] 可以基于与第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B相关联的感测到的振动水平最小值(例如，图3的噪声曲线26中的低噪声水平30)，确定目标振动水平。
[0143] 可以基于对应的第一和/或第二感测到的振动水平和目标振动水平之间的差异的幅度(例如，与其成比例地)，来选择运行速度中的第一和/或第二瞬时变化(例如，增加)的幅度(例如，速度迸发)。
[0144] 第一飞机发动机14A可以用作主发动机，其在方法200期间基本上保持其运行速度，而第二飞机发动机14B可以用作经受运行速度的瞬时增加的从发动机。
[0145] 应理解的是，本文描述的系统和方法可以用于将两个以上的发动机14一起同步定相。例如，多个发动机14中的一个发动机可以用作主发动机，其保持其运行速度，而其它发动机14作为从发动机运行，从发动机经受运行速度的瞬时变化以便与主发动机14同步定相。在一些实施例中，方法100和/或200可以用于对安装到飞机10的多个发动机14内的不同对的发动机14依次同步定相。
[0146] 图10是图示用于同步定相飞机10的两个发动机14的又一示例性方法300的流程图。可以使用上述系统12或使用其它系统来执行方法300。例如，机器可读指令68可以被配置用以使控制器56执行方法300的至少一部分。应当理解的是，方法300的各方面可以与本文描述的其它方法的各方面组合。因此，上述方法100和200的各方面也能够适用于方法300。
[0147] 本文描述的系统和方法可以在飞机10的运行期间以实时和自适应的方式执行，使得可以考虑飞机10或飞机发动机14的运行条件的变化，并且使得可以相应地高速同步定相和/或目标振动水平。由于多发动机系统的相对相位角α与机舱噪声水平(或结构振动水平)之间的关系的动态特性，对应于最低噪声水平的相位角α可能不必然随时间保持恒定。此外，从发动机14的运行经由其产生机舱72中的噪声的传递函数也可以随时间变化。诸如飞机10的运行条件、发动机14的运行速度、大气条件、高度、
空速和发动机14的磨损之类的因素可以导致这样的相位角α和/或到机舱72的传递函数随着时间变化，甚至在整个单个飞行周期上变化。无论上述的或其它因素是否导致与发动机14相关联的不平衡的变化或者到机舱72的传递路径的变化，最终结果都可以是通过飞机发动机14A、14B的同步定相而可以实现的最低噪声水平的变化。因此，仅依赖于发动机不平衡的变化可能不足以实现在特定情况下可能达到的最低噪声水平。
[0148] 本文描述的系统和方法可以通过以自适应的方式在飞机发动机14的运行期间实时地更新目标振动水平，来适应这种变化。例如，本文描述的系统和方法可以利用方法300的范围部分300A，在该范围部分300A期间，在飞机发动机14和飞机10的当前运行条件和状态下，动态地确定目标振动水平。一旦已经识别出能够适用的当前目标振动水平，该目标振动水平可用以相应地同步定相飞机发动机14。在方法300的一些实施例中，方法300的控制部分300B可以与方法200基本上相同。
[0149] 方法300可以包括：
[0150] 命令第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B之间的运行速度差异，以在与第一和第二飞机发动机14A、14B相关联的合成振动水平26、308中引起预定义第一节拍周期的节拍(参见框302)；
[0151] 在第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B以命令的第一运行速度差异运行的状态下，感测合成振动水平26(参见框304)；
[0152] 从感测到的合成振动水平26、308确定目标振动水平(参见框310)；和[0153] 命令第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B以基本上相同的运行速度运行(参见框312)；
[0154] 在第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B以基本上相同的运行速度运行的状态下，感测与第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B相关联的合成振动水平26、314；和[0155] 命令第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B之间的相对运行速度的一个或多个瞬时变化，使得合成振动水平26、314基本上达到目标振动水平(参见框316、318)。对第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B之间的相对运行速度的第一瞬时变化的命令可以无关于与第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B的不平衡相关联的相位信息。应当理解的是，在本公开的情况下，基本上达到目标振动水平旨在包括达到落在目标振动水平的可接受的公差内的振动水平。
[0156] 框306处的条件可以包括标准，该标准限定在框304处对合成振动水平26、308的感测进行感测的时间段。在该时间段期间，在确定目标振动水平之前，可以将第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B之间的运行速度差异维持预定义节拍周期的至少两倍的持续时间。该条件可以是基于预定义节拍周期(例如，倍数)的计时器。例如，如果预定义节拍周期选择成大约10秒，则条件306强制要求的合适的持续时间可以是20秒或30秒。可以将预定义节拍周期选择的足够长，以便不会干扰飞机10的乘客或引起飞机10的乘客注意，但仍然足够短，以允许在实际的时间量内捕获到至少两个完整的节拍周期。通过命令第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B之间的0.1Hz的速度偏差，可以引起10秒的预定义节拍周期。在一些实施例中，预定义节拍周期可以等于或大于5秒，并且可以在方法300的整个操作期间是恒定的。
[0157] 因此，方法300的范围部分300A的框302、304和306可以作为闭环操作，直到已经满足条件306。在该时间段期间，感测到的合成振动水平26、308可以存储在存储介质66(参见图5)中，以便随后在框310处用于确定目标振动水平。如上所述，目标振动水平可以对应于或基于从感测到的合成振动水平26、308确定的最低均方根(RMS)幅度。
[0158] 参考方法300的控制部分300B，如果感测到的合成振动水平26、314不在(例如，高于)目标振动水平的可接受公差内(参见框316)，则可以命令第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B之间的相对运行速度的所述一个或多个瞬时变化(参见框318)。然而，如果感测到的合成振动水平26、314在目标振动水平的可接受公差内(参见框316)，则可不需要第一飞机发动机14A和第二飞机发动机14B之间的相对运行速度的瞬时变化，并且方法300可以返回到框314，以便以闭环反馈方式继续监视振动水平。
[0159] 方法300还可以包括可选条件320，其可以使方法300退出控制部分300B并且恢复到范围部分300A。这样的条件320可以被配置用以检测：由于飞机10或飞机发动机14的运行条件的变化，而使控制部分300B不能将感测到的合成振动水平26、314保持在目标振动水平的可接受的公差内。例如，条件320可以包括计数器，该计数器计数在不能达到目标振动水平的情况下在框318处已经命令的相对运行速度的连续瞬时变化的数目。
[0160] 在方法300的控制部分300B由积分控制器控制的实施例中，控制部分300B不能达到目标振动水平可以通过积分控制器中的误差累积将其表现出来。因此，条件320可以包括误差饱和
阈值，在积分控制器达到误差饱和阈值的情况下，该误差饱和阈值触发方法300以重返到范围部分300A。控制部分300B不能达到目标振动水平可能例如是由于：飞机发动机14或飞机10的运行条件的变化导致目标振动水平对于当前的运行条件而言太低。
[0161] 替代地或另外地，条件320可以通过飞机10的飞行阶段的变化或其它运行条件的变化来触发，以便使方法300重返到范围部分300B，以便于确定能够应用于新的运行条件的新更新的目标振动水平。
[0162] 以上描述仅是示例性的，并且相关领域的技术人员将认识到，在不脱离所公开的本发明的范围的情况下，可以对所描述的实施例进行变化。在不脱离
权利要求书的主题的情况下，本公开可以以其它特定形式实施。本公开旨在涵盖和包含所有合适的技术变化。根据对本公开的回顾，落入本发明范围内的改型对于本领域技术人员而言将是显而易见的，并且这些改型旨在落入所附权利要求书内。此外，权利要求书的范围不应受实施例中提出的优选实施例的限制，而应给予与
说明书整体相一致的最广泛的解释。
