阅读说明：本技术 使用音轮的螺旋桨叶片同步定相 (Propeller blade synchronous phasing using tone wheels ) 是由 E.雅克波夫 J.R.雅沃 R.塔巴 于 2019-07-01 设计创作，主要内容包括：本发明涉及使用音轮的螺旋桨叶片同步定相。本文提供了用于对多发动机飞机进行同步定相的系统和方法。音轮被耦接到该飞机的第一发动机的第一螺旋桨。传感器被设置和构造成用于响应于该音轮上的第一和第二位置标记的通过而产生信号。控制系统被通信地耦接到该传感器用于获得该信号,并且构造成用于：确定该信号的两个后续信号脉冲之间的预期延迟；从该多个信号脉冲内识别与该第二位置标记相关联的特定脉冲；基于与该第二位置标记相关联的该特定脉冲产生的特定时间,来确定该第一螺旋桨的某一旋转位置在该特定时间对应于参考位置；以及基于该第一螺旋桨的该旋转位置,来执行针对该飞机的至少一个同步定相操作。(The invention relates to propeller blade synchronous phasing using tone wheels. Systems and methods for synchronously phasing multiple-engine aircraft are provided herein. A tone wheel is coupled to a first propeller of a first engine of the aircraft. A sensor is disposed and configured for generating a signal in response to the passage of the first and second position markers on the tone wheel. A control system is communicatively coupled to the sensor for obtaining the signal and configured for: determining an expected delay between two subsequent signal pulses of the signal; identifying a particular pulse associated with the second position marker from within the plurality of signal pulses; determining that a certain rotational position of the first propeller corresponds to a reference position at a particular time based on the particular time of generation of the particular pulse associated with the second position marker; and performing at least one synchronous phasing operation for the aircraft based on the rotational position of the first propeller.)

使用音轮的螺旋桨叶片同步定相

技术领域

本公开总体上涉及发动机，并且更具体而言涉及用于燃气涡轮发动机的螺旋桨控制系统。

背景技术

某些类型的音轮（phonic wheel）可被用于提供关于涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨的相对相位的信息，这通常是通过移除标记中的一个，从而产生可检测到的“缺齿”，或者通过添加可与其他标记区分开的附加标记。对螺旋桨的相对相位的了解可被用于执行同步定相（synchrophasing），即，用于减少飞机的乘客所经历的振动和噪声的技术。然而，基于缺齿的同步定相技术往往是不精确的，并且可能需要附加的设备来正常地起作用。

因此，需要改进方案。

发明内容

根据一个广泛的方面，提供了一种用于对多发动机飞机进行同步定相的系统，其包括：耦接到所述飞机的第一发动机的第一螺旋桨的音轮，所述音轮包括设置在所述音轮的外周向表面上的周向均匀隔开的多个第一位置标记和设置在外表面上的第二位置标记，所述第二位置标记设置成与其余的第一位置标记相比在周向上更靠近所述第一位置标记中选定的一个，并且表示所述螺旋桨的参考位置，所述音轮构造成在所述第一发动机的操作期间旋转；传感器，其与所述音轮相邻并且构造成用于响应于所述第一位置标记和所述第二位置标记的通过而产生信号，所述信号包括多个信号脉冲，所述多个信号脉冲对应于在所述音轮的旋转期间所述多个第一位置标记和所述第二位置标记的所述通过；以及控制系统，其通信地耦接到所述传感器用于获得所述信号，并且构造成用于：基于所述多个信号脉冲来确定所述多个信号脉冲的两个后续脉冲之间的预期延迟，所述预期延迟表示所述多个第一位置标记的间隔；从所述多个信号脉冲内识别与所述第二位置标记相关联的特定脉冲，所述特定脉冲具有比所述预期延迟短的延迟；基于与所述第二位置标记相关联的所述特定脉冲产生的特定时间，来确定所述第一螺旋桨的某一旋转位置在所述特定时间对应于所述参考位置；以及基于所述第一螺旋桨的所述旋转位置，来执行针对所述飞机的至少一个同步定相操作。

在一些实施例中，所述控制系统被构造成用于执行至少一个同步定相操作包括：将表示所述第一螺旋桨的所述旋转位置的位置信号传送到所述飞机的中央控制装置；从所述中央控制装置获得由所述中央控制装置基于所述位置信号产生的发动机控制信号，所述发动机控制信号包括指令，所述指令用于使所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的至少一个的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨的预定相位角；以及基于所述发动机控制信号来调整所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的所述至少一个的至少一个操作参数。

在一些实施例中，将表示所述第一螺旋桨的所述旋转位置的所述位置信号传送到所述飞机的所述中央控制装置还使得所述中央控制装置基于所述位置信号来产生指令，所述指令用于使得所述飞机的第二发动机和第二螺旋桨中的至少一个的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨之间的预定相位角差。

在一些实施例中，所述控制系统是第一控制系统，其中，所述第一控制系统被构造成用于执行至少一个同步定相操作包括：将位置信号传送到与所述飞机的第二螺旋桨相关联的第二控制系统；从所述第二控制系统获得由所述第二控制系统基于所述位置信号产生的发动机控制信号，所述发动机控制信号包括指令，所述指令用于使所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的至少一个的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨的预定相位角；以及基于所述发动机控制信号来调整所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的所述至少一个的所述预定操作参数。

在一些实施例中，将表示所述第一螺旋桨的所述旋转位置的所述位置信号传送到所述第二控制系统还使得所述第二控制系统基于所述位置信号来产生指令，所述指令用于使得所述飞机的第二发动机和第二螺旋桨中的至少一个的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨之间的预定相位角差。

在一些实施例中，所述控制系统还被构造成用于：从至少一个补充控制系统获得至少一个位置信号，所述至少一个补充控制系统中的每一个与所述飞机的相应的补充发动机和补充螺旋桨相关联，并且所述至少一个位置信号中的每一个表示所述飞机的相应的补充螺旋桨的旋转位置；基于所述至少一个位置信号来产生至少一个发动机控制信号，所述至少一个发动机控制信号包括指令，所述指令用于使得每个补充发动机和每个补充螺旋桨中的至少一个的相应的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨和至少一个补充螺旋桨之间的预定相位角差；以及将所述至少一个发动机控制信号中的每一个传送到相应的补充控制系统。

在一些实施例中，所述控制系统还被构造成用于：从至少一个补充控制系统获得至少一个位置信号，所述至少一个补充控制系统中的每一个与所述飞机的相应的补充发动机和补充螺旋桨相关联，并且所述至少一个位置信号中的每一个表示所述飞机的相应的补充螺旋桨的旋转位置；以及调整所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的至少一个的预定操作参数，以维持所述第一螺旋桨和至少一个补充螺旋桨之间的预定相位角差。

在一些实施例中，所述控制系统还被构造成用于：基于所述至少一个位置信号来产生至少一个发动机控制信号，所述至少一个发动机控制信号包括指令，所述指令用于使得每个补充发动机和每个补充螺旋桨中的至少一个的相应的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨和所述至少一个补充螺旋桨之间的预定相位角差；以及将所述至少一个发动机控制信号中的每一个传送到相应的补充控制系统。

在一些实施例中，所述至少一个同步定相操作包括调整所述第一发动机的旋转速度、所述第一螺旋桨的旋转速度和所述第一螺旋桨的桨距中的至少一个。

在一些实施例中，所述第二位置标记相对于所述第一位置标记成角度。

根据另一个广泛的方面，提供了一种用于在多发动机飞机中执行同步定相的方法，其包括：从与音轮相邻的传感器获得包括多个信号脉冲的信号，所述多个信号脉冲响应于感测到设置在耦接到所述飞机的第一发动机的第一螺旋桨的所述音轮的外表面上的位置标记的存在而产生，所述音轮构造成在所述第一发动机的操作期间旋转；基于所述多个信号脉冲来确定所述多个信号脉冲的两个后续信号脉冲之间的预期延迟，所述预期延迟表示第一多个位置标记的间隔；在所述多个信号脉冲内并基于所述预期延迟来识别与所述位置标记中的第二位置标记相关联的特定脉冲；基于与所述第二位置标记相关联的所述特定脉冲产生的特定时间，来确定所述第一螺旋桨的某一旋转位置在所述特定时间对应于与所述第二位置标记相关联的所述第一螺旋桨的参考位置；以及基于所述第一螺旋桨的所述旋转位置，来执行针对所述发动机的至少一个同步定相操作。

在一些实施例中，执行至少一个同步定相操作包括：将表示所述第一螺旋桨的所述旋转位置的位置信号传送到所述飞机的中央控制装置；从所述中央控制装置获得由所述中央控制装置基于所述位置信号产生的发动机控制信号，所述发动机控制信号包括指令，所述指令用于使所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的至少一个的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨的预定相位角；以及基于所述发动机控制信号来调整所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的所述至少一个的至少一个操作参数。

在一些实施例中，将表示所述第一螺旋桨的所述旋转位置的所述位置信号传送到所述飞机的所述中央控制装置还使得所述中央控制装置基于所述位置信号来产生指令，所述指令用于使得所述飞机的第二发动机和第二螺旋桨中的至少一个的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨之间的预定相位角差。

在一些实施例中，执行至少一个同步定相操作包括：将位置信号传送到与所述飞机的第二螺旋桨相关联的第二控制系统；从所述第二控制系统获得由所述第二控制系统基于所述位置信号产生的发动机控制信号，所述发动机控制信号包括指令，所述指令用于使所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的至少一个的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨的预定相位角；以及基于所述发动机控制信号来调整所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的所述至少一个的所述预定操作参数。

在一些实施例中，将表示所述第一螺旋桨的所述旋转位置的所述位置信号传送到所述第二控制系统还使得所述第二控制系统基于所述位置信号来产生指令，所述指令用于使得所述飞机的第二发动机和第二螺旋桨中的至少一个的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨之间的预定相位角差。

在一些实施例中，所述方法还包括：从至少一个补充控制系统获得至少一个位置信号，所述至少一个补充控制系统中的每一个与所述飞机的相应的补充发动机和补充螺旋桨相关联，并且所述至少一个位置信号中的每一个表示所述飞机的相应的补充螺旋桨的旋转位置；基于所述至少一个位置信号来产生至少一个发动机控制信号，所述至少一个发动机控制信号包括指令，所述指令用于使得每个补充发动机和每个补充螺旋桨中的至少一个的相应的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨和至少一个补充螺旋桨之间的预定相位角差；以及将所述至少一个发动机控制信号中的每一个传送到相应的补充控制系统。

在一些实施例中，所述方法还包括：从至少一个补充控制系统获得至少一个位置信号，所述至少一个补充控制系统中的每一个与所述飞机的相应的补充发动机和补充螺旋桨相关联，并且所述至少一个位置信号中的每一个表示所述飞机的相应的补充螺旋桨的旋转位置；以及调整所述第一发动机和所述第一螺旋桨中的至少一个的预定操作参数，以维持所述第一螺旋桨和至少一个补充螺旋桨之间的预定相位角差。

在一些实施例中，所述方法还包括：基于所述至少一个位置信号来产生至少一个发动机控制信号，所述至少一个发动机控制信号包括指令，所述指令用于使得每个补充发动机和每个补充螺旋桨中的至少一个的相应的预定操作参数被调整，以维持所述第一螺旋桨和所述至少一个补充螺旋桨之间的预定相位角差；以及将所述至少一个发动机控制信号中的每一个传送到相应的补充控制系统。

在一些实施例中，执行所述至少一个同步定相操作包括执行调整所述第一发动机的旋转速度、所述第一螺旋桨的旋转速度和所述第一螺旋桨的桨距中的至少一个。

在一些实施例中，所述第二位置标记相对于所述第一多个位置标记中的位置标记成角度。

根据本文所述的实施例，可以以各种组合来使用本文所描述的系统、设备和方法的特征。

附图说明

现在参照附图，其中：

图1是示例性燃气涡轮发动机的示意性剖视图；

图2是用于感测音轮的示例性系统的示意图；

图3是根据一个实施例的具有图2的音轮的图1的螺旋桨的示意图；

图4是图2的音轮的一个实施例的示意性顶视图；

图5是用于监测发动机中的振动的示例性方法的流程图；以及

图6A-B是示例性多发动机飞机的框图；

图7是用于实现图5的方法的一部分或全部的示例性计算机系统的框图。

将会注意的是，在所有附图中，相同的特征由相同的附图标记来标示。

具体实施方式

图1描绘了通常设置用于亚音速飞行中的类型的燃气涡轮发动机110。该发动机110包括：入口112，环境空气被推进通过该入口112；用于对空气加压的压缩机部段114；燃烧器116，压缩空气在其中与燃料混合并被点燃，以便产生热燃烧气体的环形流；以及涡轮部段118，其用于从燃烧气体提取能量。

涡轮部段118包括：压缩机涡轮120，其驱动压缩机组件和附件；以及至少一个动力或自由涡轮122，其独立于压缩机涡轮20并且通过减速齿轮箱126绕螺旋桨轴轴线“A”旋转地驱动转子轴124。然后，热气体可以通过排气短管（exhaust stub）128排出。发动机110的气体发生器包括压缩机部段114、燃烧器116和涡轮部段118。

形式为通过其来推进环境空气的螺旋桨130的转子被收容在螺旋桨毂132中。例如，该转子可包括固定翼飞机的螺旋桨130，或者例如直升机之类的旋翼飞机的主（或尾）转子。螺旋桨130可包括多个周向布置的叶片，这些叶片通过任何合适的装置连接到毂并从其径向延伸。这些叶片也可各自通过多个叶片角度绕它们自身的径向轴线旋转，这些叶片角度可被改变以实现例如顺桨、全反和向前推力之类的操作模式。

参照图2，现在将描述用于感测音轮204的系统200。在一些实施例中，系统200提供对螺旋桨的旋转速度和螺旋桨系统上的螺旋桨叶片角度的检测和测量。系统200可以接合到典型的螺旋桨系统的现有机械接口，以提供用于螺旋桨叶片角度的电子确定的数字检测。应当注意的是，尽管本公开集中于系统200和音轮204在燃气涡轮发动机中的使用，但是类似的技术可被应用于其他类型的发动机，包括电动发动机。

系统200包括环形构件204和接近该环形构件204定位的一个或多个传感器212。环形构件204（在本文中称为音轮）具有设置在其上的多个位置标记202，用于由传感器212检测。在一些实施例中，音轮204被安装成用于与螺旋桨130一起旋转并且随着螺旋桨130的叶片的叶片角度的调整而轴向移动，并且传感器212被固定地安装到发动机110和/或螺旋桨130的静止部分。在其他实施例中，传感器212被安装成用于与螺旋桨130一起旋转并且随着螺旋桨130的叶片的叶片角度的调整而轴向移动，并且音轮204被固定地安装到发动机110和/或螺旋桨130的静止部分。

系统200还包括通信地耦接到传感器212的控制系统220。传感器212被构造成用于产生电信号，该电信号被传送到控制系统220或以其他方式被控制系统220接收，例如通过该控制系统220的检测单元222。在一些实施例中，传感器212响应于检测到传感器212的感测区域中的位置标记202的存在而产生一系列电脉冲。例如，传感器212在检测到磁通量的变化时操作，并且具有包围传感器212前方的圆形或矩形区域或体积的感测区域。当位置标记202存在于该区域中，或者在音轮204的旋转期间通过该区域时，该感测区域中的磁通量由于位置标记202的存在而变化，并且传感器212可以产生电脉冲，该电脉冲形成电信号的一部分。

在图3中所示的示例中，示出了音轮104和传感器212的一部分的侧视图。传感器212被安装到减速齿轮箱126的壳体的凸缘214，以便与所述多个位置标记202相邻定位。在一些实施例中，传感器212被固定到螺旋桨130，以便沿径向方向远离凸缘214并朝向位置标记202延伸，该径向方向在图3中标示为方向“R”。视情况，传感器212和凸缘214可被固定地安装到例如减速齿轮箱126的壳体，或者安装到发动机110的任何其他静止元件。

在一些实施例中，单个传感器212被安装成非常接近于音轮204和位置标记202。在一些其他实施例中，为了提供冗余，设置了一个或多个附加传感器，该附加传感器可类似于传感器212。例如，附加传感器212可相对于位置标记202以直径上对置的关系来安装，该位置标记202远离音轮204并朝向传感器212延伸。在又一个实施例中，若干位置标记102可绕音轮104的周界等角地隔开。其他实施例可以适用。

参照图3，在一些实施例中，音轮204被实施为圆盘，该圆盘作为发动机110的一部分旋转，例如与输出轴124或螺旋桨130一起旋转。音轮204包括相对的面205并且限定根表面203，该根表面203在相对的面205之间延伸并外接（circumscribe）它们。换句话说，音轮204的根表面203是在两个相对的面205之间跨越的圆盘的外周缘。在这些实施例中，位置标记202可以采取从根表面203延伸的突起的形式，如图4中所示并在下文中更详细地论述的。然而，应当注意的是，还考虑了其他实施例。

在一些实施例中，位置标记可被施加于根表面203，例如作为金属或其他材料的条，以便由传感器212检测，该传感器212可以是磁通传感器。在一些其他实施例中，位置标记可以是施加于根表面203的彩色的或形成对比的材料带，以便由传感器212检测，该传感器212可以是光学传感器。还考虑了其他实施例。

继续参照图3，音轮204被支撑成用于与螺旋桨30一起旋转，该螺旋桨30绕纵向轴线“A”旋转。音轮204还被支撑成用于沿轴线A纵向滑动运动，这例如是通过支撑构件，例如沿纵向轴线“A”延伸的一系列周向隔开的β反馈杆（beta feedback rod）206。压缩弹簧208围绕每个杆206的端部部分。

如图3中所描绘的，螺旋桨130包括多个成角度布置的叶片132，其中每一个可通过多个可调整的叶片角度绕径向延伸的轴线“R”旋转，该叶片角度是螺旋桨叶片部段的弦线（即，在叶片的前缘和后缘之间绘制的线）与垂直于螺旋桨旋转轴线的平面之间的角度。在一些实施例中，螺旋桨130是可逆螺旋桨（reversing propeller），其能够以多种操作模式来操作，包括顺桨、全反和向前推力。根据操作模式，叶片角度可以是正的或负的：顺桨和向前推力模式与正的叶片角度相关联，并且全反模式与负的叶片角度相关联。

参照图4，其图示了音轮204的一个实施例。如上文中所述，音轮204包括位置标记202，其可以采取从根表面203延伸的突起的形式。随着音轮204旋转，其不同的部分进入、通过、然后离开传感器212的感测区域。从传感器212的角度，随着音轮旋转，音轮沿方向“F”移动。

在图4中，示出了音轮204的一部分的顶视图。在所示实施例中，位置标记202包括沿方向“E”布置的多个突起410，该方向“E”基本上横向于相对的面205。尽管图4中仅图示了四个突起410，但应理解的是，在整个根表面203上可存在任何合适数量的突起410。突起410可以在根表面203上彼此基本上相等地隔开。另外，突起410具有基本上共同的形状和尺寸，例如具有共同的体积大小。

音轮204还包括至少一个补充突起420，其位于突起410中的两个相邻的突起之间。突起420可被用作螺旋桨130的旋转位置的参考位置的指示，如下文中更详细地论述的。

在图4中所描绘的实施例中，突起420沿方向“D”定向，该方向“D”相对于方向“E”成一定角度。方向“D”和“E”之间的角度可以是介于1°和89°之间的任何合适的值，例如30°、45°、60°或任何其他值，视情况而定。然而，应当注意的是，在一些其他实施例中，补充突起420可与突起410共同定向，例如沿方向“E”定向。还应注意的是，在一些实施例中，视情况，突起420可被槽或向内突起替代。

在一些实施例中，音轮204仅包括单个补充突起420；在其他实施例中，音轮204可包括两个、三个、四个或更多个补充突起420。在音轮204包括多于一个补充突起420的实施例中，这些补充突起可沿共同的取向定向，例如沿方向“D”定向，或者可沿一个或多个不同的取向定向。突起420可位于两个相邻的突起410之间的基本上中点处，或者可位于两个相邻的突起410中特定的一个附近，如图4中所示。

在一个示例中，音轮204包括多对突起410，例如八对突起，并且在每对内，第一齿沿方向E定向，并且第二齿相对于该第一齿成角度，例如沿方向D定向。补充突起420能够以任何合适的方式定向，包括沿方向E、方向D或另一替代方向定向，例如以与D互补或形成补充的角度定向。

尽管前面的段落集中于传感器212的使用，该传感器212检测由于该传感器的感测区域中存在突起410、420中的一个而引起的磁通量的变化，但是应当理解，也考虑了其他类型的传感器。例如，可以使用检测离开位置标记202的光的反射率的光学传感器，并且在这种情况下，突起420可具有增加突起420的反射率的物理构造。在另一示例中，可以使用利用回声声波来执行位置标记202的检测的声学传感器，并且在这种情况下，突起420可具有增加进入的声波朝向该声学传感器反射的程度的物理构造。还考虑了其他实施例。

形成控制系统220所接收的电信号的一部分的由传感器212产生的信号脉冲可被用于确定发动机110和螺旋桨130的各种操作参数。突起410的规则间隔可被用于确定音轮204的旋转速度。另外，突起420可通过传感器212来检测，以确定螺旋桨130的相位。

参照图5，其图示了用于在多发动机飞机中执行同步定相的方法500，该多发动机飞机例如发动机110和螺旋桨130是其一部分的飞机。在步骤502处，从例如传感器212的传感器获得包括多个信号脉冲的信号。该信号可以是数字或模拟的电信号、光学信号或者任何其他合适类型的信号。该信号脉冲响应于传感器212感测到设置在音轮的外表面上的位置标记而产生，所述位置标记例如音轮204的突起410、420。还考虑了位置标记的其他实施例。该音轮被包含在飞机的第一发动机内，例如发动机110内，并且该音轮被构造成在发动机110的操作期间旋转，例如与螺旋桨130一起旋转。

在步骤504处，确定该多个信号脉冲的两个后续脉冲之间的预期延迟。该预期延迟可基于该多个信号脉冲来确定，并且一般表示音轮204上的突起410的间隔。换句话说，该预期延迟表示传感器212检测到突起410的两个后续突起之间的时间量。在一些实施例中，该延迟与传感器212所产生的信号脉冲的标间比（mark-space ratio）相关联。

例如，可以获得传感器212在一定时间段内产生的信号的一部分，并且可以使用信号脉冲之间的平均持续时间来确定该预期延迟。在另一示例中，可以对多个随机选择的后续信号脉冲之间的延迟进行平均，以确定该预期延迟。还考虑了其他方法。

在步骤506处，基于该预期延迟来识别具有比该预期延迟短的延迟的特定信号脉冲。如本文所理解的，视情况，具有延迟的特定信号脉冲可表示先前脉冲与给定脉冲之间的延迟或给定脉冲与后续脉冲之间的延迟。当发现特定信号脉冲的延迟短于预期延迟时，例如超出预期延迟的特定范围或低于特定阈值，识别该特定脉冲。

在图4的示例性音轮204的情况下，突起420与其左侧（如图4中所示）的突起410之间的延迟将比预期延迟、即两个相邻的突起410之间的延迟要短。另外，突起420与其右侧的突起410（如图4中所示）之间的延迟将比预期延迟要短。因此，不管如何确定突起420的延迟，由突起420引起的信号脉冲都将被识别为“特定信号脉冲”。这允许传感器212和/或控制系统200识别突起420沿音轮204的位置。

在步骤508处，螺旋桨130的旋转位置可基于传感器212产生在步骤506处识别的特定脉冲的时间来确定。螺旋桨130的旋转位置是螺旋桨130的一个或多个叶片的位置的指示。例如，螺旋桨的旋转位置可被定义为螺旋桨130的叶片中的一个相对于螺旋桨130的叶片的特定参考位置的角位置。例如，该参考位置被设置在竖直向上位置处，并且当螺旋桨130的特定叶片处于该竖直向上位置处时，螺旋桨130的旋转位置可被说成是处于0°。还可以建立其他参考位置以及用于表达螺旋桨的旋转位置的其他方案。

由于所述特定信号脉冲与突起420相关联，因此突起420可用作音轮204的参考位置。当识别出特定脉冲时，螺旋桨的旋转位置被确定以对应于参考位置。例如，如果参考位置被取作0°位置，则当检测到特定信号脉冲时，可以确定螺旋桨130处于0°位置处。在其他示例中，所述特定信号脉冲可以指示螺旋桨的旋转位置处于起始位置或初始位置处，或者处于任何其他合适的位置处。以这种方式，螺旋桨130的旋转位置可基于特定脉冲的识别来确定。

在一些实施例中，当检测到突起420时，检测时间可被记录并与参考值进行比较，并且可以使用与该参考值的任何偏差来确定螺旋桨130相对于该参考值的相位。螺旋桨130的相位是螺旋桨130的一个或多个叶片相对于该参考值的相对角位置的指示。例如，如果比参考值晚1毫秒检测到突起420，则螺旋桨130的相位可通过1毫秒时间延迟和旋转速度的乘积来确定，以获得螺旋桨130的叶片相对于参考值的旋转分数或角度。已知为相位角的该角度表示螺旋桨130的叶片与参考值之间的角度分离程度。在一些实施例中，该参考值是基于不同的螺旋桨的旋转，并且螺旋桨130的相位是螺旋桨130的叶片与该不同的螺旋桨的叶片之间的角度分离程度的指示。

还考虑了用于确定螺旋桨130的相位的其他方法。例如，突起420可以表示螺旋桨130的参考相位值（例如，0°位置），并且检测到突起420的时间可与检测到其他螺旋桨的参考相位值的其他时间进行比较，以确定螺旋桨130和其他螺旋桨的相对相位值。

在步骤510处，基于螺旋桨130的旋转位置来执行针对飞机的至少一个同步定相操作。在一些实施例中，螺旋桨130的旋转位置的指示，例如位置信号，和/或螺旋桨130的相位的指示，例如相位信号，被发送到中央控制单元或者与飞机的另一个发动机和/或螺旋桨相关联的另一个控制系统，并且该中央控制单元/控制系统被构造成用于引起螺旋桨130和/或其他螺旋桨的操作参数的变化，以执行同步定相。在其他实施例中，发动机110的执行方法500的部件，例如控制系统200，可以从其他螺旋桨（或从其控制系统）接收位置和/或相位信号，并且控制系统200可以引起螺旋桨130和/或其他螺旋桨的操作参数的变化，以执行同步定相。还考虑了其他实施例。

作为步骤510的同步定相操作的一部分，可以执行对飞机100的一个或多个螺旋桨的操作参数的改变。例如，可以改变螺旋桨的操作参数来控制螺旋桨的相对相位，以确保螺旋桨以预定的最佳相位差保持异相。替代地或附加地，可以改变操作参数来控制螺旋桨的相对相位，以确保螺旋桨避免预定的相对相位值。

参照图6A-B，其示出了在步骤510的背景内执行的用于多发动机飞机600的同步定相操作的不同示例。在图6A和图6B的实施例中，飞机600具有两个发动机110、610，其各自相应地由控制系统、即控制系统220和控制系统620来控制。发动机110被耦接到螺旋桨130，并且发动机610被耦接到螺旋桨630。控制系统220可被构造成用于实施方法500，以确定螺旋桨130的旋转位置和/或相位。类似地，控制系统620可被构造成用于实施方法500，以确定螺旋桨630的旋转位置和/或相位。然后，控制系统220、620实施一个或多个同步定相操作。

在图6A中，飞机600还具有中央控制装置650，其通信地耦接到控制系统220、620。中央控制装置650可被构造成用于监测由控制系统220、620获得的信息，并且可以向控制系统220、620发出信号，该信号具有指令，该指令相应地用于控制或调整该控制系统220、620的操作，和/或用于使控制系统220、620控制或调整螺旋桨130、630的操作。

在一个示例中，控制系统220可以向中央控制装置650传送位置和/或相位信号，该信号指示螺旋桨130的旋转位置和/或相位。该位置和/或相位信号能够以任何合适的方式来编码，并且可包含螺旋桨130的旋转位置和/或相位的任何合适的表示。例如，该位置信号可以是与传感器212检测到突起420基本上同时发射的单个信号脉冲。类似地，控制系统620可以将位置信号传送到中央控制装置650，该位置信号指示螺旋桨630的旋转位置。然后，中央控制装置650可将发动机控制信号传送到控制系统220、620，该发动机控制信号包括用于调整发动机110、610和/或螺旋桨130、630的操作参数的指令。控制系统220、620接收该发动机控制信号，并且随后，调整发动机110、610和/或螺旋桨130、630的操作参数。

中央控制装置650可以使用螺旋桨130、630的旋转位置和/或相位来确定发动机110、610的螺旋桨130、630同相或异相的水平，并且确定对发动机110、610和/或螺旋桨130、630的操作参数的必要改变，以维持或实现针对螺旋桨130、630的同步定相。例如，如果螺旋桨130、630以高于预定阈值的水平彼此异相，则中央控制装置650能够以前述发动机控制信号的形式产生指令，该指令用于引起发动机110、610中的一个或两个和/或螺旋桨130、630中的一个或两个的旋转速度的变化，并且将该发动机控制信号传送到控制系统220、620。在其他示例中，中央控制装置650可产生指令，该指令用于引起发动机110、发动机610、螺旋桨130和/或螺旋桨630的其他操作参数的改变，所述其他操作参数例如螺旋桨叶片角度、螺旋桨桨距、转矩、输出功率等。

在图6B中，控制系统220和控制系统620被通信地耦接到彼此，并且被构造成用于共享关于螺旋桨130、630的旋转位置和/或相位的信息。控制系统220或控制系统620还可被构造成用于向控制系统220、620中的另一个发出信号，该信号具有指令，该指令用于控制或调整控制系统220、620中的该另一个的操作，和/或用于使控制系统220、620中的该另一个相应地控制或调整发动机110、610和/或螺旋桨130、630的操作。

在一个示例中，控制系统220将位置信号传送到控制系统620。控制系统620可以使用从该位置信号获得的螺旋桨130的旋转位置和由控制系统620确定的螺旋桨630的旋转位置，来确定发动机110、610的螺旋桨130、630同相或异相的水平。例如，在从控制系统220接收到相位信号和由控制系统620检测到第二突起之间的时间延迟可被用于确定螺旋桨630相对于螺旋桨130的相位。然后，控制系统620可以确定对发动机110、610和/或螺旋桨130、630的操作参数的必要改变，以维持或实现针对螺旋桨130、630的同步定相。例如，如果螺旋桨130、630以高于预定阈值的水平彼此异相，则控制系统620能够以前述发动机控制信号的形式产生指令，该指令用于引起发动机110、610和/或螺旋桨130、630中的一个或两个的旋转速度的变化，并且视情况将该发动机控制信号传送到控制系统220，或者直接将该变化施加于发动机610和/或螺旋桨630。在其他示例中，中央控制装置650可产生指令，该指令用于引起对发动机110、发动机610、螺旋桨130和/或螺旋桨630中的任何一个或多个的其他操作参数的改变，所述其他操作参数例如螺旋桨叶片角度、螺旋桨桨距、转矩、输出功率等。在另一示例中，控制系统220可被构造成代替控制系统620来执行这些操作。

另外，在一些实施例中，控制系统220、620协作地操作：例如，两个控制系统220、620可将位置和/或相位信号传送到另一个控制系统220、620，并且可通过两个控制系统220、620协作地确定要对发动机110、610和/或螺旋桨130、630的操作参数进行的调整，例如通过交换一个或多个调整提议。在其他实施例中，控制系统220、620中特定的一个可以是“主”控制系统，而另一个是“辅助”控制系统，并且主可以指定针对两个发动机110、610和/或两个螺旋桨130、630的改变，如上文所公开的。

应当注意的是，尽管上文所论述的图6A-B的示例涉及具有两个发动机110、610和两个螺旋桨130、630的多发动机飞机600，但也考虑了飞机600的其他实施例，包括其中飞机600具有三个、四个、六个、八个、十个、十二个或任何其他合适数量的发动机以及任何合适数量的螺旋桨的实施例。

参照图7，控制系统220、620可通过构造成用于实现方法500的计算设备710来实施。该计算设备710包括处理单元712和存储器714，该存储器714在其中存储有计算机可执行指令716。处理单元712可包括构造成实现方法500的任何合适的设备，使得当通过计算设备710或其他可编程装置执行时，指令716可以使得作为如本文所述的方法500的一部分执行的功能/动作/步骤被执行。例如，处理单元712可包括任何类型的通用微处理器或微控制器、数字信号处理（DSP）处理器、中央处理单元（CPU）、集成电路、现场可编程门阵列（FPGA）、可重构处理器、其他适当编程或可编程的逻辑电路或者它们的任何组合。

存储器714可包括任何合适的已知或其他机器可读存储介质。存储器714可包括非暂时性计算机可读存储介质，例如但不限于电子、磁性、光学、电磁、红外或半导体系统、装置或设备，或者前述的任何合适的组合。存储器714可包括位于设备内部或外部的任何类型的计算机存储器的合适组合，例如随机存取存储器（RAM）、只读存储器（ROM）、光盘只读存储器（CDROM）、电光存储器、磁光存储器、可擦除可编程只读存储器（EPROM）以及电可擦除可编程只读存储器（EEPROM）、铁电RAM（FRAM）等。存储器714可包括适合于可检索地存储可由处理单元712执行的机器可读指令716的任何存储装置（例如，设备）。

应当注意的是，计算设备710可被实现为FADEC或其他类似设备的一部分，所述其他类似设备包括电子发动机控制装置（EEC）、发动机控制单元（EUC）等。另外，还应当注意的是，在发动机110、610的操作期间，方法500，并且更一般地，本文所描述的技术，可以基本上实时地执行。例如，如果发动机110、160被用作多发动机飞机600的一部分，则控制系统220、620对发动机110、610的监测可以在飞行任务期间实时地执行。

本文所描述的系统和方法可以用高级过程或面向对象的编程或脚本语言或其组合来实现，以与例如计算设备710的计算机系统的操作通信或协助该操作。可替代地，本文所描述的方法和系统可以用汇编或机器语言来实现。所述语言可以是编译或解释语言。用于实现本文所描述的方法和系统的程序代码可被存储在存储介质或设备上，例如存储在ROM、磁盘、光盘、闪存驱动器或任何其他合适的存储介质或设备上。该程序代码可由通用或专用的可编程计算机读取，用于在该存储介质或设备被该计算机读取时配置和操作该计算机，以执行本文所述的程序。本文所描述的方法和系统的实施例还可以被认为是借助于其上存储有计算机程序的非暂时性计算机可读存储介质来实现。该计算机程序可包括计算机可读指令，该计算机可读指令使计算机，或者更具体而言，使计算设备710的处理单元712以特定和预定义的方式操作，来执行本文所描述的功能，例如方法500中所描述的那些功能。

计算机可执行指令可以呈许多形式，包括程序模块，通过一个或多个计算机或其他设备执行。一般而言，程序模块包括执行特定任务或实现特定抽象数据类型的例程、程序、对象、组件、数据结构等。通常，在各种实施例中，可以根据需要组合或分配程序模块的功能。

上面的描述仅意在是示例性的，并且本领域技术人员将认识到，可以在不脱离所公开的本发明的范围的情况下对所描述的实施例进行改变。根据对本公开的回顾，本领域技术人员将清楚落入本发明的范围内的再其他的修改。

本文所描述的系统和方法的各方面可以单独使用，组合使用，或者以前文中描述的实施例中没有具体论述的多种布置来使用，并且因此，在其应用上不限于在前面的描述中阐述的或在附图中图示的部件的细节和布置。例如，在一个实施例中描述的方面可以以任何方式与在其他实施例中描述的方面组合。尽管已经示出和描述了特定实施例，但是对于本领域技术人员来说将显而易见的是，可以在于其更广泛的方面中不脱离本发明的情况下进行改变和修改。所附权利要求的范围不应受在示例中阐述的实施例限制，而是应被给予与说明书整体一致的最广泛的合理解释。