CN102159463A - 包括至少一个具有反转桨的发动机的航空器 - Google Patents

Abstract

航空器(50)包括至少一个具有反转桨的发动机(56)，所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆(70)相关联的不平衡。所述航空器包括一装置，该装置能够控制发动机或所述发动机中的至少一个，使得在给定的发动机速度下，所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴(68)在这样一个方向上延伸：对于该方向，由所述发动机产生的振动在航空器的至少一个预定位置、尤其是在预定区域中，具有最小的强度。

Description

包括至少一个具有反转桨的发动机的航空器

本发明涉及航空器，该航空器包括至少一个具有反转桨的发动机。

该具有反转桨的发动机可以是带有反转螺旋桨(hélice)的发动机，诸如桨扇式涡轮螺旋桨发动机，或者是旋翼航空器诸如直升机的发动机。

在航空运输业中，多年来一直致力于减小由发动机产生的振动和噪声的研究。已使用了多种技术。

被动或主动平衡技术也是已知的，其中测量并校正了惯性不平衡或空气动力不平衡，如在例如文献WO-2006/017201的实例中所述。

其他的“同步定相(synchrophasage)”技术也是已知的，其中多个发动机之间的同步定相限制了在叶片通过频率下产生的噪声，如在例如文献US-4689821、US-2005/0065712、WO-2005/042959和US-00/5221185中所述。这些由发动机控制系统进行平衡和同步定相的技术的主要问题是控制系统延迟必须远小于将位于所用传感器前部的两叶片的通过相区分开的周期。然而，这并不能实现，因此意味着没有可考虑的工业应用。

过滤和减弱航空器中产生的振动的技术也是已知的。它们包括例如主动或半主动系统，该系统具有主动重量、可变硬度或流变流体(如在文献US-5490436中所述)。这些技术还包括装备有传感器和控制机构以控制主动或半主动行为的系统。这些技术已被开发用于限制非平衡力对支撑结构的影响。

参考图1，首先描述对于单个旋转盘来说不平衡的问题。该图显示了一个形成螺旋桨2的盘，在该实例中，所述螺旋桨2包括八个叶片4。所述螺旋桨以绕轴线6——对应于该螺旋桨的主几何对称轴线——可旋转运动的方式安装。假设螺旋桨存在平衡缺陷，使得螺旋桨的重心不在轴线6上，而是从该轴线径向地偏离。重心8例如位于其中一个叶片4上，如图1中夸张示出的。假设螺旋桨绕其轴线6沿箭头10所示的方向旋转。重心8因此会在轴线6处产生一个施加在螺旋桨上的不平衡力12，该不平衡力位于盘平面内，沿径向方向向外且穿过点8。该力沿方向10旋转。这是惯性不平衡的情况。因此，对于任何惯性中心与旋转中心不一致的旋转盘来说，惯性不平衡都会在盘的平面内产生径向力，如图1所示。

参考图2，还有可能存在空气动力不平衡。这种情况在运动盘包括承载表面(诸如螺旋桨叶片的面)时发生。因此，所述承载表面的安装角(delage)缺陷或形状缺陷可以产生空气动力不平衡情况。这也可能是叶片空气动力变形分布的问题，或者是叶片间距分布的问题。这种空气动力不平衡力施加在远离轴线6的点14处。该不平衡力分解为：一方面是牵引力分量，其在图2中标记为16，且位于螺旋桨盘的平面外；以及，拖曳力分量18，其位于螺旋桨盘的平面内。

现在描述一些平衡技术的细节。实际上，已经知道通过区分振幅和力相对于固定轴线的相角来测量旋转机器(或旋转盘)的不平衡力。例如，这些技术的其中之一如下文所述。为了消除在特定旋转速度时的振动，首先测量旋转机器的不平衡特征。为此，测量或计算其产生的不平衡力。这些力以在相对于旋转部件——例如，连接有支撑结构——的固定参考坐标系中的发动机速度频率范围内的正弦激励来表征。这些激励通常使用发动机振动传感器(例如，加速计)或一组专门的加速计来测量。因此，旋转盘的不平衡由在机器旋转速度ω_o下在固定支撑结构的轴线上的测得的加速度R1(从振幅(增益)和相位

方面)来表示，如图3所示。该图在第一曲线20上显示了增益(以m/s^-2计)相对于旋转速度ω(以rad/s计)的图表，以及在第二曲线22上显示了相位

(以弧度计)相对于该速度的图表。

可以使用以下的测量方法，称为向量影响系数法。在测量作为待研究的不平衡行为之结果的初始加速度R1后，已知重量的不平衡重块被加至旋转系统，以测量它们对测得的加速度的影响。例如，单位量的不平衡在相位角0°被加至盘，并且在速度ω_o测量新的加速度R2(增益和相位)。

接着进行向量解算，如下所述：

-原始不平衡b1引起加速度R1，

-形成原始不平衡和单元不平衡总和的组(b1+b2)引起加速度R2，

-因此，通过相减，单元不平衡b2产生加速度R2-R1。关于这方面，参考图4，其显示了位于正交坐标系中的向量R1、R2和R2-R1，这些向量相应地具有相位

和

应注意，这种计算方法假设在所述不平衡和相应测得的加速度之间存在线性关系。

因此，所述原始不平衡(和由此所需的校正量)按以下公式来计算：

为了获得精确的结果并使测量误差最小化，可以执行增加重块和测量加速度——例如使用加速度R3和R4——的几个步骤。

应注意，原始惯性不平衡和原始空气动力不平衡可能不得不独立地测量。可以使用上述技术来进行这一过程，另外进行旋转速度的修正以及扭矩需求(demande de couple)的单独修正，从而使由于惯性引起的不平衡源和由于桨的空气动力特性引起的不平衡源区分开。

类似地，当旋转机器包括两个或更多个桨时，对于每个桨盘可以以相继地重复相同的方法。在这种情况下，不平衡诊断软件程序提供平衡解向量，所述平衡解向量包括一个用于第一桨的解向量以及一个用于第二桨的解向量。每个解向量包括一个模量和一个相位角。这一操作可以被执行用于表征惯性不平衡并且接着用于表征空气动力不平衡。

现在，参考图5来描述两个反转盘不平衡的问题。与对于单个盘来说相同地，在两个反转盘的情况下，每个盘的惯性不平衡在相应盘的平面内产生径向力。图5显示了这些力，PROP1 24和PROP2 26，这些力施加在两个盘共同的旋转轴线6处。这两个盘沿不同的旋转方向旋转，所述旋转方向在图5中分别标记为28和30。不平衡力24和26也沿相对的方向旋转，所述方向分别标记为28和30。

现在，考虑源于两个不平衡力PROP1和PROP2之和的力PROP1+2，如从旋转机器的储槽(carter)或其支撑结构所观察到的。这一合成力的模量根据盘的相对位置而变化。这一模量随时间显示为一个以轴线6为中心的椭圆32，该椭圆的短轴等于力PROP1和PROP2的模量之间的差，该椭圆的长轴34等于这两个模量的和。

现在，考虑特殊情况，其中两个力PROP1和PROP2的模量相等。因此，椭圆短轴的长度为零，且合成力PROP1+2等于两个力的模量的和，使该合成力成为一个纯摆动的冲击力。因此，所述椭圆减小为一个线段。例如，如果假设当两个径向力PROP1(或R_盘1)和PROP2(或R_盘2)是同相时相位等于0，合成径向力R可以按以下方式来描述：

R(ωt)＝R_盘1(ωt)+R_盘2(ωt)

R(ωt+π/2)＝R_盘1(ωt+π/2)-R_盘2(ωt+π/2)

R(ωt+π)＝-[R_盘1(ωt)+R_盘2(ωt)]

R(ωt+3π/2)＝R_盘2(ωt+3π/2)-R_盘1(ωt+3π/2)

另外，平面外的合成力矩M可以按以下方式来描述：

M(ωt)＝0

M(ωt+π/2)＝[R_盘1(ωt)+R_盘2(ωt)]*杠杆臂

M(ωt+π)＝0

M(ωt+3π/2)＝-[R_盘1(ωt)+R_盘2(ωt)]*杠杆臂

例如，平面外的力矩在盘1的中心处来表示。另外，所述杠杆臂是盘1和2平面之间的轴向距离。

所述椭圆的长轴的方向取决于不平衡力PROP1和PROP2之间的相对相位。例如，如果两个盘的位置使得两个力在竖直轴线上是同相的，则位于盘的平面内的最大激励将是竖直取向。相反地，如果两个盘的位置使得两个力在竖直方向上为相反相位(180°相移)，则位于盘的平面内的最大激励将发生在水平方向上。

当两个反转盘包含空气动力承载表面时，位于盘平面外的力产生穿过每个盘旋转中心的力矩。因此，如同惯性不平衡的情况，用于径向力的向量求和法则可用于由空气动力不平衡力所产生的力矩，如图6所示。该图显示了与沿方向28旋转的盘1相关联的被标记为38的力矩1，以及与沿方向42旋转的盘2相关联的被标记为40的力矩2。两个力矩的向量和力矩1+2描述为一个椭圆44。

不管是惯性不平衡的情况还是空气动力不平衡的情况，当两个盘以相同速度旋转时，所述椭圆的长轴相对于例如对应于发动机支撑结构的固定轴线保持固定。相反，如果盘的旋转速度不相同，所述椭圆的轴线以等于两个盘的速度之间的差值的速度旋转。

应注意，这时除了位于盘平面外的旋转力，在盘的两个平面之间还产生了局部力矩。这些力矩的模量取决于两个旋转盘之间的距离。

然而，已知的减振技术被证明是相对低效的，尤其是对于具有反转桨的发动机来说。

本发明的一个目标是减小由此类发动机在支撑结构中产生的振动。

因此，本发明提供一种航空器，该航空器包括至少一个具有反转桨的发动机，所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆相关联的不平衡，所述航空器包括能够控制所述发动机或所述发动机中的至少一个的装置，使得在给定的发动机速度下，所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴在这样一个方向上延伸：对于该方向，由发动机产生的振动在航空器的至少一个预定位置、尤其是预定区域中具有最小的强度。

因此，由发动机或每个发动机产生的振动主要在这样一个方向上被定向，在该方向上，这些振动在该位置处，例如从机身，被尽可能少地感知。因此，并不尝试在来源处来将它们减小。因此，所感知的振动以简单、低能耗的方式被减小。不同于现有技术中的技术，本发明考虑发动机的特征，尤其是通过选择所述椭圆的长轴的方向。其并不像已知的过滤或分散技术那样必须要增加额外的重量(移频式吸振器)，也不向发动机引入完成主动功能的特定外部能量。所述振动在单个位置处可以被最小化，同时在几个位置处(例如，使用几个相应的传感器)或在例如对应于航空器的整个部件(诸如机身)的整个区域内也可以被最小化。

在一个实施方案中，所述控制装置能够控制发动机或发动机中的至少一个，使得椭圆或椭圆中的至少一个的长轴在支撑发动机的结构中的振动传导最小的方向上延伸。

相应地，一旦确定了结构中振动传导最小的方向后，就可使振动在这一方向上传递。因此，它们可被有效地衰减。

在另一个实施方案中，存在至少两个发动机，并且控制装置能够控制这些发动机，使得由发动机产生的振动的合量在预定位置具有最小的强度。

因此，由所述发动机中的至少两个或所述两个发动机产生的总体振动被一起处理，以使它们的强度最小化。

在另一个实施方案中，存在至少两个发动机，且控制装置能够控制所述发动机中的至少一个，使得由这个发动机自身产生的振动在该位置具有最小的强度。

有利地，该位置对于该发动机来说是特定的，并且控制装置能够控制其他发动机，使得其他发动机与至少一个其他预定位置相关联，其中在所述至少一个其他预定位置，由所述其他发动机自身产生的振动具有最小的强度。

此时，对于每个单独的发动机来说都使振动减弱。因此，所述发动机在这一方面彼此独立地被处理。

在另一实施方案中，所述控制装置能够控制所述发动机或所述发动机中的至少一个，使得平行于支撑发动机的结构的惯性平面——例如主惯性平面或具有最大惯性模量的惯性平面——施加桨的不平衡力。

因此，所述振动在航空器中的影响被最小化。

在另一实施方案中，存在至少两个发动机，并且控制装置能够控制所述发动机，使得各发动机施加在航空器上的不平衡力和/或不平衡力矩至少部分地相互补偿。

相应地，这种补偿也减弱了振动。

本发明还提供一种用于控制航空器的方法，所述航空器包括至少一个具有反转桨的发动机，所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆相关联的不平衡，其中控制所述发动机或所述发动机中的至少一个，使得在给定的发动机速度下，所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴在这样一个方向上延伸：对于该方向，由发动机产生的振动在航空器的至少一个预定位置、尤其是预定区域中，具有最小的强度。

本发明还提供一种计算机程序，其包括指令，当在计算机上执行所述指令时，这些指令可以控制本发明方法的执行；以及本发明还提供一种数据存储介质，其包括这种程序。

阅读以下对以非限制性实施例给出的实施方案的描述并参考以下附图，本发明的其他特征或优点将变得明显，其中

-图1和2分别是现有技术中旋转盘的前视图和立体图；

-图3示出不平衡力的增益和相位作为图1中所示旋转盘的速度的函数的图表；

-图4至6是以向量形式显示图1中所示盘的不平衡力的图表；

-图7和8是航空器的两个示意性立视图，分别示出本发明的两个实施方案；以及

-图9、10和11显示了用于控制图7和8所示航空器中的发动机的构造的不同实施方案。

参考图7，在本发明的第一实施方案中，航空器50包括一个主结构52，该主结构52具体包括一个机身54。在这个实施例中，假设航空器包括多个发动机56，在该实例中包括两个发动机56，这两个发动机相对于机身54的中间竖直平面对称地布置。在该实例中，每个发动机56都是桨扇式涡轮螺旋桨发动机，其包括两个反转螺旋桨，分别地标记为58a和58b，如图10所示。所述两个螺旋桨相对于共同的轴线60同轴地延伸，其中前螺旋桨58a在后螺旋桨58b的前面延伸。所述两个螺旋桨每个都具有叶片61。所述螺旋桨可以沿相反的方向旋转。每个发动机56通过一个对应的柱(mat)(或塔架(

))62连接至机身54。

在这个实例中，考虑图7中所示的XZY坐标系相对于机身54固定。方向Y平行于柱62的平均纤维并从中穿过。方向X是水平的且与机身54的纵向方向平行，方向Z垂直于方向X和Y。在此，假设机身和发动机的纵向轴线是平行的。在工业应用时，这些轴线可以是不同的。这时，可以选择任一参照。

考虑发动机56在给定的恒定旋转速度下运行。

发动机56中出现的惯性不平衡振动并没有以相同的方式全部被传送至所述柱。根据不平衡力沿轴线X、Y和Z的定向，所述振动将或多或少被所述柱传递至机身54。

在这一实例中，首先选定出现在发动机中的振动被最少地传递至机身54的方向。这是最低传导率的方向。该方向63在该实例中对应于XYZ坐标系的方向Z。所述选定例如通过建模和数字分析的方式来进行。

另外，当航空器运行时，发动机56的两个桨的同步定相被控制为使得这一发动机的不平衡的椭圆的长轴68在方向Z延伸。

因此，在机身54中，例如在机身的确定位置处，由发动机56产生的振动具有最小的强度，因为它们很少地被所述柱传递。

在另一发动机56上进行相同的传导方向分析，且该发动机以类似的方式被控制为使得相应椭圆的长轴在这样的方向上被定向：所述振动被最少地从这一发动机传递至机身54。

因此，可以看出，在这一实施方案中，每个发动机56都被单独地处理，从而最小化各自传递至机身的振动。

参考图8，在第二实施方案中，为了选择图右侧显示的发动机156的椭圆的长轴68的方向，此时考虑由被放置在航空器的预定位置处的传感器例如加速计165所感知的振动。在这一实例中，所述传感器位于所述柱62的邻近于机身54的端部。通过该传感器，确定长轴68在何方向上时由该传感器测量的振动为最低。

这一确定可以在航空器静止时在发动机的预先测试期间进行。在一个变体中，其可以在航空器飞行时进行，例如在商用服务时进行。在另一个变体中，当航空器静止时，在发动机的预先测试期间进行至少一个第一确定，接着在航空器飞行时(例如，在商用服务期间)，进行至少一个另一确定，例如以用于更新最佳方向的确定。

接着，在同步定相控制期间，长轴68被定位在该方向。因此，传递至机身54的振动被最小化。

对于在图8的左侧显示的另一发动机156，使用设置在相应柱上的另一传感器，执行相同的程序。优选地，最小化每一不平衡的方法将在实施同步定相操作前进行。

因此，在这一实施方案中，确定两个角度θ1和θ2，用以标记相应发动机的椭圆的长轴相对于支撑结构的固定方向(例如，竖直方向)的倾斜度。这两个角度极易具有不同的值。在附图上，可以看出，与图左侧显示的发动机相关联的长轴相对于竖直方向比右侧显示的更为倾斜。如之前实施方案所述，在源头采取措施以减轻在机身54中感知的振动。

参考图8，还描述了第三实施方案，分析了对两个发动机使用单个传感器从机身检测到的振动。此时，传感器267被定位在预定位置，诸如机身的边界区域(zone critique)，例如位于被设计为放置乘客座椅的客舱的下部。接着，确定椭圆长轴68的角度θ1和θ2的何种组合给出由传感器267测量得出的振动的最低水平。再次地，θ1和θ2的值可以彼此不同，包括绝对值不同。因此，角度θ1和θ2的最佳组合可以选定。接着，在同步定相期间，使所述椭圆的长轴具有这些优选的倾斜度。

与第二实施方案类似地，角度θ1和θ2可以在航空器静止时在发动机的预先测试期间确定。在一个变体中，当航空器飞行时，例如在商用服务期间，也可以进行确定。在另一变体中，当航空器静止时，在发动机的预先测试期间进行至少一个第一确定，接着在航空器飞行时(例如，在商用服务期间)，进行至少一个另一确定，例如以用于更新所述确定。

在另一实施方案中，选定角度θ1和θ2的组合，使得那些产生冲击的不平衡力，即，摆动力，被定向为平行于支撑结构的主惯性平面的其中之一，例如在该平面内。所述惯性平面例如是支撑结构的对称平面。支撑结构是整个航空器或局部支撑发动机的结构，例如柱。因此，出现在这两个发动机中的振动的影响将被显著地降低。实际上，所述结构对于施加在这种平面或平行于这种平面上的振动较不敏感。角度θ1和θ2的多种组合可以是适合的。还可以选定所述柱的最低惯性的平面(例如，可包括低传导率的方向)。这时，在航空器的余下部分中的振动将被最小化。此外，最低传导率的方向可以通过确定所述柱的最低惯性平面来确定。

对于极不对称的结构(例如，一些柱)，可以选择具有最大惯性模量的惯性平面。例如在推进系统由径向柱支撑的航空器中，就是这种情况。

在另一实施方案中，发动机156的椭圆的长轴68被定向为使得两个发动机的冲击力和力矩沿着相同的线或者沿着相同的线但处于相反方向而作用在两个发动机上，使得它们相互补偿，如从支撑结构尤其是机身54。当航空器包括多个对称地安装在航空器结构上的推进系统时，这一实施方案将是适合的。

图9显示了发动机56和156的其中之一的两个反转桨58a和58b，以及用于每个上述实施方案的控制同步定相的构造原理。在该实例中，考虑前桨58a是主桨。所述主桨被控制为使得其速度和功率具有发动机运转所需的值。在该实例中，后桨58b被认为是副桨。所述副桨的旋转速度持续地被调整以减小其旋转速度与主桨的旋转速度之间的差异。另外，两个桨之间的相位差(即，椭圆长轴68的方向)被如上所述选定以减小振动。当主桨是后桨且副桨是前桨时，也可以实施本发明。

首先要保证两个桨具有相同的旋转速度。为此，两个桨各自的旋转速度使用固定至两个桨的转速计71来测量。由该转速计记录的信息被传递至速度控制模块73，该速度控制模块通过计算这两个转速计提供的输入之间的差值来计算旋转速度的差值。如在该实例中，模块73可以包括一个适合的动态补偿算法，从而产生被传递至信号功率放大器75的校正信号。离开放大器75的信号被传递至控制后桨58b螺距(pas)的单元77，该单元控制这个桨。为此，根据不同的应用，所述控制可包括燃料流、或螺距控制系统、或二者。因此，后桨的速度被调整为使得该速度尽可能地靠近前桨的速度。

接着，调整两个桨之间的相角差以设定所述椭圆的长轴相对于固定坐标系的方向，所述固定坐标系例如是与支撑结构相关的坐标系。为此，一个对振动敏感的传感器83被放置为靠近发动机，且其记录的振动强度值被传递至一个取样和时间延迟模块79，该模块将所述振动强度值传递至模块73，使得它们也可以被考虑在内。另外，来自与后副桨58b相关联的转速计31的数据被传递至一个脉冲发生器81，该脉冲发生器也连接至模块79。

因此，桨的旋转速度和它们的相位差被测量和调整。现在，需要确定控制所述椭圆的长轴最佳方向的角度。这一角度由模块73计算。该计算通过使用上述原理而进行。接着，实施同步定相操作，将这一值考虑在内。

在使用振动传感器的实施方案中，不需要计算不平衡力向量。

上文已描述了仅考虑惯性不平衡的实例。类似地，空气动力不平衡可以不被考虑。最后，对于所述发动机中的至少一个，可以考虑这一发动机的惯性不平衡以及空气动力不平衡。为此，确定惯性不平衡椭圆的角度θ1i以及空气动力不平衡椭圆的角度θ1a。接着，在由惯性相位解算和空气动力相位解算组成的这两个相位解算之间，选定一个最佳的相位或角度θ1。接着，发动机将被控制为使所述椭圆的长轴在这一中间方向上。这限制了在航空器支撑结构中产生的振动。特别地，位于平面外的以及由径向力和两个盘之间的杠杆臂产生的力矩可以被用于补偿平面外的由空气动力不平衡产生的力矩(由于平行于轴线的力在相对于它们旋转中心偏离的一点处施加在两个盘上)。

图10显示了在本发明中使用的控制单个发动机的控制构造的实施方案，不论航空器仅包括这个发动机或是包括两个单独控制的发动机。

每个发动机都与分布在柱62上的加速计74相关联。在该实例中，有三个加速计，其中两个靠近所述柱的前边缘延伸，一个靠近后边缘延伸。

在该实例中，航空器包括由EEC(电子发动机控制器)型单元形成的控制装置76。单元76由线80连接至螺旋桨的常规部件，由此所述单元接收关于螺旋桨的位置(以度计)和速度(以转/分计)的信息。单元76还通过各条线82、84、86和88接收关于空气、空气取样需求、推进需求和航空器巡航速度的数据。

最后，航空器包括一个这里形成图9所示模块73的同步定相单元90。该单元通过线92连接至三个相应的加速计74，以从它们接收表示穿过柱62的振动的加速度数据。单元90还通过线94连接至控制单元76，以接收关于每个螺旋桨58a和58b的位置和速度数据。线96允许所述同步定相单元将用于所述前和后螺旋桨的速度设定值传递至所述控制装置。

单元76可以控制燃料回路中的流以调整每个螺旋桨的相位。因此，单元76将接收数据考虑在内，以通过连接至发动机的线77控制发动机中燃料流以及前和后螺旋桨的螺距。

单元76和90每个都形成包括至少一个程序的微处理器电子控制装置，所述至少一个程序存储在数据存储介质中，诸如硬盘或闪存。所述程序中的至少一个包括代码指令，当在这些形成计算机的装置上执行所述代码指令时，这些代码指令能够控制本发明的所有或部分方法的实施。

线82、84、86、88、94和96是航空器机载数据通信网络的一部分。例如，该网络是AFDX(avionics full duplex switch)型网络。

最后，图11显示了本发明航空器的两个发动机一起被控制的控制构造的实施方案。由于部件与图10中所示的相同，因此将不再描述这些部件。在该实例中，同步定相单元90对于两个发动机156来说是共用的，然而每个发动机都具有其自身的控制单元76，该控制单元接收已描述的数据且并没有完全示出。相应发动机的两个线94通向单元90，同时相应发动机的两个线96通向相应的单元76。根据本发明，单元90确保两个发动机的同步定相且将必要的指令传递至控制单元76。

可以看到，本发明将振动限制在产生这些振动的振动源区域内。本发明利用航空器结构原有内在性能，用于衰减由发动机产生的振动。特别地，在任何可能的时候，本发明旨在优化振动的方向并将这些振动定向在优选的方向，从而使得影响最小化，尤其是在机身内部的影响。总体而言，结果是主支撑结构比现有技术吸收了更少的能量。衰减是有效的且使用了较少量的传感器。

明显地，在不偏离本发明的范围内，可以进行大量的修改。

最低传导率的方向可以不同于方向Z，在图7中最低传导率的方向对应于方向Z。最低传导率的方向将取决于航空器的构造。

本发明对于包括多于两个彼此独立的旋转部分的发动机是可应用的。

Claims (10)

1.一种航空器(50；150)，其特征在于：该航空器包括至少一个具有反转桨(58a，58b)的发动机(56；156)，所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆(70)相关联的不平衡，所述航空器包括装置(73，90)，该装置能够控制所述发动机或所述发动机中的至少一个，使得在给定的发动机速度下，所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴(68)在这样一个方向上延伸：对于该方向，由所述发动机产生的振动在航空器的至少一个预定位置、尤其是在预定区域中，具有最小的强度。

2.根据前述权利要求所述的航空器(150)，其中所述控制装置(73，90)能够控制所述发动机(56)或所述发动机中的至少一个，使得所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴(68)在支撑发动机的结构中的振动传导最小的方向(Z)上延伸。

3.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器(150)，其中有至少两个发动机(156)，并且所述控制装置(73，90)能够控制所述发动机，使得由所述发动机产生的振动的合量在所述预定位置(267)具有最小的强度。

4.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器(150)，其中有至少两个发动机(156)，并且所述控制装置(73，90)能够控制所述发动机中的至少一个，使得由该发动机自身产生的振动在所述位置(165)具有最小化的强度。

5.根据前述权利要求所述的航空器(150)，其中所述位置对于发动机来说是特定的，并且所述控制装置(73，90)能够控制其他发动机，使得其他发动机与至少一个其他预定位置相关联，在所述至少一个其他预定位置，由所述其他发动机自身产生的振动具有最小的强度。

6.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器，其中所述控制装置(73，90)能够控制所述发动机(156)或所述发动机中的至少一个，使得平行于支撑发动机的结构的惯性平面——例如主惯性平面或具有最大惯性模量的惯性平面——施加所述桨的不平衡力。

7.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器，其中有至少两个发动机(156)，并且所述控制装置(73，90)能够控制所述发动机，使得各发动机施加在所述航空器上的不平衡力和/或不平衡力矩至少部分地相互补偿。

8.一种用于控制航空器(50；150)的方法，所述航空器包括至少一个具有反转桨(58a，58b)的发动机(56；156)，所述发动机或所述发动机中的至少一个具有与至少一个椭圆(70)相关联的不平衡，其特征在于：控制所述发动机或所述发动机中的至少一个，使得在给定的发动机速度下，所述椭圆或所述椭圆中的至少一个的长轴(68)在这样一个方向上延伸：对于该方向，由所述发动机产生的振动在航空器的至少一个预定位置、尤其是在预定区域中，具有最小的强度。

9.一种计算机程序，其特征在于：该计算机程序包括指令，当在计算机上执行所述指令时，所述指令能够控制根据前一权利要求所述的方法的执行。

10.一种数据存储介质，其特征在于：该数据存储介质包括根据前一权利要求所述的程序。

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