CN112664328A - 用于控制无涵道发动机的***和方法 - Google Patents

用于控制无涵道发动机的***和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112664328A
CN112664328A CN202011102875.4A CN202011102875A CN112664328A CN 112664328 A CN112664328 A CN 112664328A CN 202011102875 A CN202011102875 A CN 202011102875A CN 112664328 A CN112664328 A CN 112664328A
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine
pitch
vane
rotor
rotor assembly
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202011102875.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112664328B (zh
Inventor
S·阿迪巴特拉
S·卡法罗
R·麦奎斯顿
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN112664328A publication Critical patent/CN112664328A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112664328B publication Critical patent/CN112664328B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
    • B32B7/02—Physical, chemical or physicochemical properties
    • B32B7/022—Mechanical properties
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/38—Constructions adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/12—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/12—Combinations with mechanical gearing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/264—Ignition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes
    • F02C9/22—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes by adjusting turbine vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/66—Reversing fan flow using reversing fan blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/76—Control or regulation of thrust reversers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K5/00—Plants including an engine, other than a gas turbine, driving a compressor or a ducted fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/50—Properties of the layers or laminate having particular mechanical properties
    • B32B2307/558—Impact strength, toughness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/70—Other properties
    • B32B2307/72—Density
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/70—Other properties
    • B32B2307/732—Dimensional properties
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2571/00—Protective equipment
    • B32B2571/02—Protective equipment defensive, e.g. armour plates, anti-ballistic clothing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2605/00—Vehicles
    • B32B2605/18—Aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • F02C3/113—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission with variable power transmission between rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/24—Rotors for turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/60—Shafts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/37—Arrangement of components circumferential
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/402—Transmission of power through friction drives
    • F05D2260/4023—Transmission of power through friction drives through a friction clutch
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
    • F05D2270/051—Thrust
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/12—Purpose of the control system to maintain desired vehicle trajectory parameters
    • F05D2270/121—Altitude
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/70—Type of control algorithm
    • F05D2270/71—Type of control algorithm synthesized, i.e. parameter computed by a mathematical model
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/80—Devices generating input signals, e.g. transducers, sensors, cameras or strain gauges
    • F05D2270/81—Microphones
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

提供一种用于无涵道转子发动机的计算***，无涵道转子发动机具有与无涵道转子组件成空气动力学关系的可变桨距静叶组件。计算***包括构造成执行第一组操作的基于传感器的控制器。第一组操作包括：获得对应于命令低转轴速度的第一信号；获得指示桨距角的第二信号，该桨距角对应于来自无涵道转子组件和可变桨距静叶组件的推力输出；至少基于可变动叶桨距角或可变静叶桨距角中的一个或两个，生成对应于对桨距角的命令调节的桨距反馈信号。计算***还包括构造成执行第二组操作的基于模型的控制器。第二组操作包括：经由油门输入获得期望的推力输出；至少经由功率管理块确定命令推力输出信号；接收命令推力输出信号；以及生成输出信号。

Description

用于控制无涵道发动机的***和方法
与相关申请的交叉引用
本申请是非临时申请，其要求2019年10月15日提交的美国临时申请No. 62/915,364根据35 U.S.C. § 119(e)的优先权的权益，该申请的全部内容以引用方式并入本文中。
技术领域
本申请总体上涉及涡轮机发动机，包括用于这种发动机的架构和用于操作这种发动机的方法。
背景技术
涡轮风扇发动机根据中央燃气涡轮核心驱动旁通风扇的原理操作，旁通风扇位于发动机的机舱和发动机核心之间的径向位置处。利用这种构型，发动机在旁通风扇的允许尺寸方面大体上是受限制的，因为增加风扇尺寸相应地增加了机舱的尺寸和重量。
相比之下，开式转子发动机根据将旁通风扇定位在发动机机舱外部的原理操作。与传统涡轮风扇发动机相比，这允许使用能够作用于更大量的空气的更大转子动叶，潜在地相比常规涡轮风扇发动机设计提高推进效率。
已经研究了具有开式转子设计的发动机，该发动机具有由两个反向旋转的转子组件提供的风扇。每个转子组件都承载位于发动机机舱外部的翼型件动叶阵列。如本文所用，“反向旋转关系”是指第一和第二转子组件的动叶布置成在彼此相反的方向上旋转。典型地，第一和第二转子组件的动叶布置成围绕公共轴线在相反方向上旋转，并且沿着该轴线轴向地间隔开。例如，第一转子组件和第二转子组件的相应动叶可同轴地安装并间隔开，第一转子组件的动叶被构造成围绕轴线顺时针旋转，并且第二转子组件的动叶被构造成围绕轴线逆时针旋转(或相反)。然而，反向旋转转子组件在从动力涡轮传递动力以驱动在相反方向上旋转的转子组件的动叶方面带来技术挑战。
发明内容
本发明的方面和优点将在下面的描述中部分地阐述，或者可从描述中显而易见，或者可通过本发明的实践获知。
提供一种用于无涵道转子发动机的计算***，该发动机具有与无涵道转子组件成空气动力学关系的可变桨距静叶组件。计算***包括构造成执行第一组操作的基于传感器的控制器。第一组操作包括：获得对应于命令低转轴速度的第一信号；获得指示桨距角的第二信号，该桨距角对应于来自无涵道转子组件和可变桨距静叶组件的推力输出；至少基于可变动叶桨距角或可变静叶桨距角中的一个或两个，生成对应于对桨距角的命令调节的桨距反馈信号。计算***还包括构造成执行第二组操作的基于模型的控制器。第二组操作包括：经由油门(throttle)输入获得期望的推力输出；至少经由功率管理块确定命令(commanded)推力输出信号；接收命令推力输出信号；以及生成输出信号，该输出信号对应于到燃烧区段的命令燃料流量、可变动叶桨距角、可变静叶桨距角或转子平面角中的一个或多个。
技术方案1. 一种用于无涵道转子发动机的计算***，所述无涵道转子发动机具有与无涵道转子组件成空气动力学关系的可变桨距静叶组件，所述计算***包括：
基于传感器的控制器，其被构造成执行第一组操作，所述第一组操作包括：
获得对应于命令低转轴速度的第一信号；
获得指示桨距角的第二信号，所述桨距角对应于来自所述无涵道转子组件和可变桨距静叶组件的推力输出；
至少基于可变动叶桨距角或可变静叶桨距角中的一个或两个，生成对应于对所述桨距角的命令调节的桨距反馈信号；
基于模型的控制器，其被构造成执行第二组操作，所述第二组操作包括：
经由油门输入获得期望的推力输出；
至少经由功率管理块确定命令推力输出信号；
接收所述命令推力输出信号；和
生成输出信号，所述输出信号对应于到燃烧区段的命令燃料流量、可变动叶桨距角、可变静叶桨距角或转子平面角中的一个或多个。
技术方案2. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，所述基于模型的控制器被构造成经由所述输出信号在相对于所述基于传感器的控制器的7%裕度内调节发动机推力输出。
技术方案3. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，所述基于传感器的控制器被构造成在发动机操作状况的瞬时改变期间生成所述桨距反馈信号。
技术方案4. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，发动机操作状况的瞬时改变包括进行点火、怠速、起飞、爬升、巡航、下降、进近或推力反向的状况和在点火、怠速、起飞、爬升、巡航、下降、进近或推力反向中的两个或更多个之间的状况。
技术方案5. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，所述基于模型的控制器被构造成在基本稳态的发动机操作状况期间生成所述输出信号。
技术方案6. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，所述第一组操作包括：
获得对应于飞行器的期望空气速度、期望推力输出或期望压力比中的一个或多个的油门输入；
生成对应于所述命令低转轴速度的第一信号；和
生成指示对应于在所述转子组件处的推力输出的桨距角的第二信号。
技术方案7. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，所述第一组操作包括：
生成对应于所述命令燃料流量的低转轴速度反馈信号。
技术方案8. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，生成对应于对所述燃料流量的命令调节的低转轴速度反馈信号保持基本上恒定的核心发动机速度。
技术方案9. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，生成对应于对所述燃料流量的命令调节的低转轴速度反馈信号提供可变的转子组件速度。
技术方案10. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，当所述燃烧区段处于基本稳态的飞行器操作状况时，生成所述桨距反馈信号独立于生成所述低转轴速度反馈。
技术方案11. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，所述第二组操作包括：
经由在所述发动机处的传感器接收发动机信号，所述发动机信号对应于扭矩、低转轴速度、高转轴速度、转子动叶桨距角、静叶桨距角、转子平面位置、对应于可变几何的一个或多个致动器位置或声学传感器中的一个或多个；和
至少基于所述发动机信号生成推力反馈信号。
技术方案12. 一种用于发动机的计算***，所述计算***包括一个或多个处理器和一个或多个存储器设备，其中，所述一个或多个存储器设备被构造成存储指令，当由所述一个或多个处理器执行时，所述指令执行操作，所述操作包括：
获得对应于命令低转轴速度的第一信号；
获得指示桨距角的第二信号，所述桨距角对应于在转子组件处的推力输出；和
至少基于所述可变动叶桨距角或所述可变静叶桨距角中的一个或两个，生成对应于对所述桨距角的命令调节的桨距反馈信号。
技术方案13. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，所述操作包括：
获得对应于飞行器的期望空气速度、期望推力输出或期望压力比中的一个或多个的油门输入；
生成对应于所述命令低转轴速度的第一信号；和
生成指示对应于在所述转子组件处的推力输出的桨距角的第二信号。
技术方案14. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，所述第一信号指示到燃烧区段的燃料流量。
技术方案15. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，所述操作包括：
生成对应于对所述燃料流量的命令调节的低转轴速度反馈信号。
技术方案16. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，生成所述桨距反馈信号是第一闭合控制回路，并且其中，生成所述低转轴速度反馈是第二闭合控制回路。
技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，生成对应于对所述燃料流量的命令调节的低转轴速度反馈信号保持基本上恒定的核心发动机速度。
技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，生成对应于对所述燃料流量的命令调节的低转轴速度反馈信号提供可变的转子组件速度。
技术方案19. 根据任意前述技术方案所述的计算***，其特征在于，当所述燃烧区段处于基本稳态的飞行器操作状况时，生成所述桨距反馈信号独立于生成所述低转轴速度反馈。
技术方案20. 一种用于发动机的计算***，所述计算***包括一个或多个处理器和一个或多个存储器设备，其中，所述一个或多个存储器设备被构造成存储指令，当由所述一个或多个处理器执行时，所述指令执行操作，所述操作包括：
经由油门输入获得期望的推力输出；
至少经由功率管理块确定命令推力输出信号；
在控制器处接收所述命令推力输出信号；和
经由所述控制器生成对应于命令燃料流量、转子动叶桨距角、静叶桨距角或转子平面角中的一个或多个的输出信号。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入本说明书并构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且能够实现的公开内容，包括其最佳模式，在附图中：
图1是根据本公开的一个方面的推进***的实施例的横截面侧视图；
图2是图1的推进***的转子组件的示例性实施例的流动路径视图；
图3是图2的转子组件的示例性实施例的透视图；
图4至图5是根据本公开的一个方面的用于推进***的可变动叶桨距转子组件的示例性实施例的一部分的俯视图；
图6至图7是图4至图5的可变动叶桨距转子组件的示例性实施例的操作模式的示意性描绘；
图8是图1的推进***的静叶组件的静叶的示例性实施例；
图9至图13是图1的推进***的静叶组件的实施例的展开视图；
图14是图1的推进***的可关节式移动静叶的位置的示例性实施例；
图15至图16是根据本公开的各方面的用于推进***的可变静叶桨距组件的示例性实施例的一部分的俯视图；
图17至图21是描绘图1的推进***的动叶和静叶的示例性实施例的操作的俯视示意图；
图22是概述用于调节无涵道转子发动机的推力矢量的方法的步骤的流程图；
图23至图29是根据本公开的各方面的构造成操作一个或多个推进***的计算***的实施例的示意性描绘；和
图30至图31是根据图23至图29所描绘的实施例的发动机布置和计算***的实施例的示意性描绘。
在本说明书和附图中重复使用附图标记旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中相同或相似的标记用于指代本发明的相同或相似的部件。
词语“示例性”在本文中用来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为相比其他实施方式优选或有利。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载工具内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载工具的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流出的方向，“下游”是指流体流向的方向。
术语“联接”、“固定”、“附接到”等是指直接联接、固定或附接以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接两者，除非本文另有说明。
单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数指代，除非上下文另有明确规定。
如在整个说明书和权利要求书中所使用的，近似语言用于修饰可容许改变的任何定量表示，而不导致与其相关的基本功能改变。因此，由诸如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构造或制造部件和/或***的方法或机器的精度。例如，除非另外指明，近似语言可指在1%、2%、4%、10%、15%或20%的裕度内。
这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，这样的范围被标识并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有指示。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点能够彼此独立地组合。
对“噪声”、“噪声水平”或“感知噪声”或其变型的引用应理解为包括感知噪声水平、有效感知噪声水平(EPNL)、瞬时感知噪声水平(PNL(k))、或音调校正感知噪声水平(PNLT(k))、或一个或多个持续时间校正因子、音调校正因子、或其它适用因子，如由联邦航空管理局(FAA)、欧盟航空***(EASA)、国际民用航空组织(ICAO)、瑞士联邦民用航空办公室(FOCA)或其委员会、或其它等效监管或管理机构所定义的。在本文提供噪声水平的某些范围(例如，单位为分贝或dB)的情况下，应该理解，本领域的技术人员将在没有歧义或不当的实验的情况下理解用于测量和确定这样的水平的方法。在具有合理的确定性且没有不当实验的情况下，由本领域技术人员在本文中提供的用于测量和确定一个或多个噪声水平的方法包括但不限于理解测量***、在发动机和/或飞行器相对于测量***或其它感知物体之间的参考系(包括但不限于距离、位置、角度等)、或大气状况(包括但不限于温度、湿度、露点、风速和矢量以及其测量参考点)，如由FAA、EASA、ICAO、FOCA或其它监管或管理机构定义的。
如本文所用，术语“处理器”和“计算机”以及相关术语，例如，“处理设备”、“计算设备”和“控制器”，不仅限于本领域中称为计算机的那些集成电路，而且进一步广义地指一个或多个处理设备，包括微控制器、微型计算机、可编程逻辑控制器(PLC)、专用集成电路和其它可编程电路中的一个或多个，并且这些术语在本文中可互换使用。在本文描述的实施例中，计算机或控制器可另外包括存储器。存储器可包括但不限于计算机可读介质(诸如随机存取存储器(RAM))、计算机可读非易失性介质(诸如闪存)。备选地，也可使用软盘、紧致盘-只读存储器(CD-ROM)、磁光盘(MOD)和/或数字多功能盘(DVD)。另外，在本文描述的实施例中，计算机或控制器可包括一个或多个输入通道和/或一个或多个输出通道。输入通道可为但不限于与操作者接口相关联的计算机***设备(诸如鼠标和键盘)或传感器，诸如与诸如燃气涡轮发动机的发动机相关联的发动机传感器，用于确定发动机的操作参数。此外，在示例性实施例中，输出通道可包括但不限于操作者接口监视器，或者输出通道可连结到各种部件，以基于例如从输入通道查看的数据和/或存储在存储器中的数据或指令来控制这些部件。例如，存储器可存储软件或其它指令，当由控制器或处理器执行时，这些软件或指令允许控制器执行某些操作或功能，诸如控制器被构造成进行操作或功能中的一个或多个和/或本文描述的方法中的一个或多个。术语“软件”可包括存储在存储器中或能够由存储器访问的任何计算机程序，用于由例如控制器、处理器、客户端和服务器执行。
参考图1，一般来说，本文不同地描绘和描述的发动机10的实施例包括计算***210，该计算***210被构造成包括本文描绘和描述的一个或多个控制器1600、1610、1700、1800，和/或被构造成执行本文提供的方法或其它操作的步骤。计算***210可对应于任何合适的基于处理器的设备，包括诸如上文所述的一个或多个计算设备。例如，图1示出了可包括在计算***210内的合适部件的一个实施例。如图1所示，计算***210可包括处理器212和相关联的存储器214，其被构造成执行各种计算机实现的功能(例如，执行本文公开的方法、步骤、计算等)。
如图所示，计算***210可包括存储在存储器214中的控制逻辑216。控制逻辑216可包括指令，当由一个或多个处理器212执行时，所述指令导致一个或多个处理器212诸如关于本文描绘和描述的控制器1600、1610、1700、1800执行操作，诸如上述的方法或操作。另外，如图1所示，计算***210还可包括通信接口模块230。在若干实施例中，通信接口模块230可包括用于发送和接收数据的相关联的电子电路。照此，计算***210的通信接口模块230可用于向发动机10和压缩机区段21发送数据和/或从发动机10和压缩机区段21接收数据。此外，通信接口模块230还可用于与发动机10的任何其它合适的部件通信，包括任何数量的马达、致动器、连杆、静叶或动叶桨距改变机构、传感器或其它可致动的结构，诸如本文描绘和描述的那些中的一个或多个。
应当理解，通信接口模块230可为合适的有线和/或无线通信接口的任意组合，并且因此可经由有线和/或无线连接可通信地联接到压缩机区段21或发动机10的一个或多个部件。照此，计算***210可获得、确定、存储、生成、传输或操作诸如本文中针对发动机10或发动机10所附接的装置(例如，飞行器或其它运载工具)描述的操作的任何一个或多个步骤。
此外，下文描述的无涵道单转子涡轮机发动机的某些实施例可包括电机。电机通常可包括定子和转子，转子能够相对于定子旋转。另外，电机可以任何合适的方式被构造用于将机械功率转换成电功率或将电功率转换成机械功率。例如，电机可被构造为异步或感应电机，其可操作以生成或利用交流(AC)电功率。备选地，电机可被构造为同步电机，其可操作以生成或利用AC电功率或直流(DC)电功率。以这种方式，应当理解，定子、转子或两者可大体上包括以任何合适的相数布置的多个线圈或绕组中的一个或多个、一个或多个永磁体、一个或多个电磁体等。
希望提供一种开式转子推进***，该***利用类似于传统涡轮风扇发动机旁通风扇的单个旋转转子组件，这降低了设计的复杂性，并且产生了与反向旋转推进设计相当的推进效率水平，同时显著减小了重量和长度。
本文提供单无涵道转子发动机10的实施例。本文提供的发动机、推进***或推力产生***的实施例可生成在阈值功率负载(即，功率/转子翼型件的面积)下和之上的增加的无涵道转子效率。在某些实施例中，在巡航高度下，阈值功率负载为25马力/英尺2或更大。在发动机的特定实施例中，本文提供的结构和方法在巡航高度下生成在25马力/英尺2和100马力/英尺2之间的功率负载。巡航高度通常是在爬升后和下降到进近飞行阶段前飞行器所处的高度。在各种实施例中，发动机应用于具有至多大约65000英尺的巡航高度的运载工具。在某些实施例中，巡航高度在大约28000英尺和大约45000英尺之间。在另外的某些实施例中，巡航高度以基于海平面处的标准气压的飞行高度层表示，其中巡航飞行状况在FL280和FL650之间。在另一个实施例中，巡航飞行状况在FL280和FL450之间。在另外的某些实施例中，巡航高度至少基于大气压力来定义，其中巡航高度基于大约14.70磅/平方英寸的海平面压力和大约59华氏度的海平面温度在大约4.85磅/平方英寸和大约0.82磅/平方英寸之间。在另一个实施例中，巡航高度在大约4.85磅/平方英寸和大约2.14磅/平方英寸之间。应当理解，在某些实施例中，由压力定义的巡航高度的范围可基于不同的参考海平面压力和/或海平面温度来调整。
单无涵道转子发动机的各种实施例包括与带动叶的转子组件20成空气动力学关系的静叶组件30。参考图1，静叶组件30定位在单无涵道转子组件20的后部(即，靠近后端99)或大体上下游(相对于由箭头FW示意性地描绘的正常的向前操作)。静叶组件30可大体上限定去旋流器设备，该去旋流器设备被构造成减少无涵道转子的动能损失或将动能损失转换成推力输出。在某些实施例中，静叶组件30被构造成至少基于来自转子组件20的输出速度矢量来调节静叶桨距角90。可调节静叶桨距角被构造成基于期望的发动机操作(例如，正向推力、中性或无推力、或反向推力)和期望的声学噪声水平来输出期望的推力矢量。在另外的某些实施例中，带动叶的转子组件20被构造成至少基于到静叶组件30的期望的输出速度矢量、期望的发动机操作或期望的声学噪声水平来调节动叶桨距角91。在另外的各种实施例中，转子组件20被构造成基于到转子组件的进入空气的攻角来调节转子平面，诸如以调节到静叶组件的输出速度矢量，并降低或消除来自转子组件的不期望的噪声水平。
单无涵道转子发动机10的某些实施例基于相对于进入空气的攻角和从转子组件到后静叶组件的输出空气速度的动态动叶桨距角变化、静叶桨距角变化和/或转子平面角变化来提供噪声降低或衰减。附加地或备选地，本文提供的发动机10的实施例可衰减低频噪声，诸如当发动机处于巡航高度时可传播到地面或者可被称为“途中噪声”的那些噪声。发动机的各种实施例被构造成合乎需要地改变转子平面角、动叶桨距角和/或静叶桨距角，以减轻不期望的噪声向地面和机身的传播。另外，发动机10可被构造成理想地向上(例如，向天空)而不是朝向地面偏转噪声。照此，感知的噪声水平可通过本文提供的一个或多个结构来降低或减轻。
现在参考附图，图1示出了单无涵道转子发动机10的示例性实施例的正视横截面图。如从图1所见，发动机10采用开式转子推进***的形式，并且具有转子组件20，该转子组件20包括围绕发动机10的纵向轴线11的翼型件动叶21的阵列。动叶21围绕纵向轴线11以典型地等间距的关系布置，并且每个动叶21具有根部223和末梢246以及限定在它们之间的翼展。
另外，发动机10包括具有核心(或高速***)40和低速***的燃气涡轮发动机。核心发动机40大体上包括高速压缩机4042、高速涡轮4044和在它们之间延伸并连接高速压缩机4042和高速涡轮4044的高速轴4045。高速压缩机4042、高速涡轮4044和高速轴4045可共同地限定并被称为发动机的高速转轴4046。此外，燃烧区段4048位于高速压缩机4042和高速涡轮4044之间。燃烧区段4048可包括一个或多个构型，用于接收燃料和空气的混合物，并通过高速涡轮提供燃烧气体流，以驱动高速转轴4046。
低速***50类似地包括低速涡轮5050、低速压缩机或增压器5052以及在低速压缩机5052和低速涡轮5050之间延伸并连接它们的低速轴5055。低速压缩机5052、低速涡轮5050和低速轴5055可共同地限定并被称为发动机的低速转轴5054。
在各种实施例中，核心发动机40可包括第三流流动路径1063，诸如以在一个或多个压缩机下游旁通来自核心流动路径的流。第三流流动路径1063可大体上相对于一个或多个压缩机或风扇级下游的流动路径1062限定同心或非同心流动路径。第三流流动路径1063被构造成选择性地从核心流动路径1062移除一部分流，诸如经由一个或多个可变导向静叶、喷嘴或其它可致动的流动控制结构。第三流流动路径1063可绕过燃烧区段4048。在某些实施例中，第三流流动路径1063还绕过在涡轮区段处的全部或部分流动路径。
应当理解，当与压缩机、涡轮、轴或转轴部件一起使用时，术语“低”和“高”或它们相应的比较级(例如，在适用的情况下，“更”)各自指发动机内的相对速度，除非另外指明。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”限定构造成以低于发动机处的“高涡轮”或“高速涡轮”的旋转速度(诸如最大允许旋转速度)操作的部件。备选地，除非另外指明，上述术语可理解为它们的最高级。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”可指涡轮区段内的最低最大旋转速度涡轮，“低压缩机”或“低速压缩机”可指压缩机区段内的最低最大旋转速度涡轮，“高涡轮”或“高速涡轮”可指涡轮区段内的最高最大旋转速度涡轮，并且“高压缩机”或“高速压缩机”可指压缩机区段内的最高最大旋转速度压缩机。类似地，低速转轴是指比高速转轴更低的最大旋转速度。还应当理解，术语“低”或“高”在这样的上述方面可附加地或备选地理解为相对于最小允许速度，或者相对于发动机的正常、期望、稳定状态等操作的最小或最大允许速度。
尽管发动机10被描绘成低速压缩机5052定位在高速压缩机4042的前方(即，靠近前端98)，但是在某些实施例中，压缩机4042、5052可呈交错布置，即，低速压缩机5052的旋转翼型件沿着气体流动路径与高速压缩机4042的旋转翼型件呈交替布置。附加地或备选地，尽管发动机10被描绘成高速涡轮4044定位在低速涡轮5050的前方，但是在某些实施例中，涡轮4044、5050可呈交错布置。尽管本文提供的旋转元件的某些实施例或描述可包括“低压”或“高压”，但是应当理解，旋转元件可附加地或备选地分别指“低速”或“高速”，诸如基于交错布置或以上提供的其它方式。
参考图1，核心发动机40大体上被封装在限定最大直径DM的整流罩1056中。静叶组件30从整流罩1056延伸并定位在转子组件20的后部。在各种实施例中，最大直径被定义为沿着径向方向R面向外的、与从转子组件20流出的流体流流体连通的流动路径表面。在某些实施例中，整流罩1056的最大直径基本上对应于从整流罩1056延伸的静叶组件30的静叶31的根部335的位置或定位。转子组件20还包括在多个动叶21前方延伸的毂1052。
在某些实施例中，发动机10限定从毂1052的前端1042到整流罩1056的后端1043的长度L。然而，应当理解，长度L可对应于面向后或推进式构型的毂1052和转子组件20的后端。在另外的某些实施例中，发动机10限定从整流罩1056的后端1043开始的长度L，其中后端1043定位在核心发动机40的出口端或排气口1060处。在各种实施例中，长度L可不包括定位在涡轮机流动路径1062径向内部的排气喷嘴或帽的尺寸。在各种实施例中，发动机10包括长度(L)与最大直径(DM)的比率，这提供减小的安装阻力。在一个实施例中，L/DM为至少2。在另一个实施例中，L/DM为至少2.5。在各种实施例中，应当理解，L/DM用于单无涵道转子发动机。
减小的安装阻力可进一步提供改善的效率，诸如改善的燃料消耗率。附加地或备选地，减小的阻力可有助于巡航高度发动机和飞行器在0.5马赫或以上的操作。在某些实施例中，减小的阻力有助于巡航高度发动机和飞行器在0.75马赫或以上的操作。在诸如L/DM的某些实施例的某些实施例中，转子组件20和/或定位在转子组件20后方的静叶组件30、发动机10限定在大约0.55马赫和大约0.85马赫之间的最大巡航高度操作速度。在另外的特定实施例(L/DM的某些实施例)中，在转子组件20处的动叶数量与在静叶组件30和/或定位在转子组件20后方的静叶组件30处的静叶数量之比为发动机10提供在大约0.75马赫和0.85马赫之间的最大巡航高度操作速度。
此外，应当理解，发动机10还包括整流罩1056，整流罩1056围绕涡轮机并至少部分地限定入口1058、排气口1060以及在入口1058和排气口1060之间延伸的涡轮机流动路径1062。对于所示的实施例，入口1058是位于转子组件20和静叶组件30之间的环形或轴对称360度入口1058，并且为进入的大气提供路径以进入静叶组件30的径向向内的涡轮机流动路径1062(以及压缩机、燃烧区段和涡轮)。由于各种原因，这种位置可能是有利的，包括结冰性能的管理以及保护入口1058免受操作中可能遇到的各种物体和材料的影响。
如所描绘，转子组件20由涡轮机驱动，并且更具体地由低速转轴5054驱动。更具体地，此外，图1所示实施例中的发动机10包括动力齿轮箱1064，并且转子组件20由涡轮机的低速转轴5054横跨动力齿轮箱64驱动。以这种方式，转子组件20的旋转动叶21可围绕轴线11旋转，并生成推力以在向前方向FW上推进发动机10，并因此推进与其相关联的飞行器。
动力齿轮箱1064可包括用于降低低速转轴5054相对于低速涡轮5050的旋转速度的齿轮组，使得转子组件20可以比低速转轴5054更低的旋转速度旋转。在某些实施例中，动力齿轮箱1064包括至少4:1的传动比。尽管在各种实施例中，4:1的传动比可大体上有助于低速涡轮5050以转子组件20的旋转速度的大约四倍的速度旋转，但是应当理解，本文提供的其它结构(诸如动叶桨距改变机构和/或电机)可允许无涵道转子组件20以与低速涡轮5050的旋转速度基本上解耦的方式操作。此外，当使用交错反向旋转或无静叶涡轮时，传动比可减小，而转子组件20的输出功率没有明显损失。
在示例性实施例中，单无涵道转子发动机10还包括静叶组件30，该静叶组件30包括也围绕纵向轴线11设置的静叶31的阵列，并且每个静叶31具有根部335和末梢334以及限定在它们之间的翼展。这些静叶31安装到固定框架，并且不相对于纵向轴线11旋转。在某些实施例中，静叶31包括用于调节它们相对于其轴线90和/或相对于动叶21的取向的机构，诸如本文进一步描述的。出于参考的目的，图1还描绘了用箭头FW表示的向前方向，其又限定***的前部分和后部分。如图1所示，转子组件20以“拉进式”构型位于涡轮机的前方，并且排气口1060位于静叶组件30的后方。
可能希望动叶21、静叶31或两者结合桨距改变机构，使得翼型件(例如，动叶21、静叶31等)可独立地或彼此结合地相对于变桨旋转轴线旋转。这种桨距改变可用于在各种操作状况下改变推力和/或涡流效应，包括提供对在静叶31处产生的推力的幅值或方向的调节，或者提供在某些操作状况下(诸如在飞行器着陆时)可能有用的推力反向特征，或者理想地调节至少部分地由动叶21、静叶31或动叶21相对于静叶31的空气动力学相互作用产生的声学噪声。
静叶31尺寸设计、成形和构造成向流体施加反作用涡流，使得在两排翼型件(例如，动叶21、静叶31)后方的下游方向上，流体具有大大降低的涡流程度，这转化为提高的诱导效率水平。
如图1所示，根据需要，静叶31可具有比动叶21更短的翼展，例如动叶21的翼展的50%，或者可具有更长的翼展或与动叶21相同的翼展。静叶31可附接到与推进***相关联的飞行器结构，如图1所示，或者附接到另一个飞行器结构，诸如机翼、挂架或机身。固定元件的静叶31的数量可少于或多于旋转元件的动叶21的数量，或者与旋转元件的动叶21的数量相同，并且典型地数量多于两个，或者多于四个。
在某些实施例中，多个动叶21各自具有负载分布，使得在动叶根部223和30%动叶翼展246之间的任何位置处，空气流中的ΔRCu的值大于或等于空气流中的峰值ΔRCu的60%。Cu是静止参考系中的圆周平均切向速度。矢量图显示在坐标系中，其中轴向方向在向下方向上，并且切向方向是从左到右的。将Cu乘以空气流半径R得到特性RCu。在给定半径R下的动叶或静叶负载现在被定义为横跨动叶排(在恒定半径下或沿着流管)的RCu的变化，下文中称为ΔRCu，并且是所述动叶排的基本比扭矩的量度。理想地，旋转元件的ΔRCu应在整个翼展的旋转方向上。
在某些实施例中，动叶21在翼展上限定更均匀的ΔRCu，特别是在动叶根部223和中翼展之间的区域中。事实上，在30%翼展的位置处，ΔRCu的值大于或等于ΔRCu的最大值的60%，并且在一个实施例中大于或等于ΔRCu的最大值的70%，并且在一个实施例中大于或等于ΔRCu的最大值的80%。ΔRCu以常规方式横跨转子组件20测量。
在某些实施例中，动叶21弯度在动叶的内部部分中变化，即从约0%翼展到大约50%翼展变化，并且预期示例性实施例的特性也可由弯度分布粗略地限定。满足下列标准中的至少一个：在30%翼展处，动叶弯度是在50%和100%翼展之间的最大弯度水平的至少90%；并且0%翼展弯度是在50%和100%翼展之间的最大弯度的至少110%。动叶21的实施例可包括提供负载分布的几何形状或特征，诸如在美国专利No. 10202865 B2“Unducted ThrustProducing System”在附录A中提供的，该专利以引用方式全文并入本文中以用于所有目的。
动叶21可包括金属前缘(MLE)包层，用于在发动机操作期间抵抗外来物体碎片(FOD)，诸如鸟撞击。在特定实施例中，动叶21包括在前缘处的金属片护套。在各种实施例中，动叶21包括一个或多个特征，包括孔口、空隙、开口、空腔或构造成理想地释放动叶21的部分的其它易碎特征，以最小化对飞行器机身的损坏。
在各种实施例中，多个静叶31和/或飞行器表面1160可包括前缘处理，以减少转子组件20和定位在转子组件20下游的静叶或飞行器表面之间的声学相互作用。静叶31和/或飞行器表面1160可包括限定修改轮廓的表面修改元件，该修改轮廓被构造成对定位在静叶或飞行器表面的至少一部分上的源场内的多个声源的相位分布进行去相关。静叶31和/或飞行器表面1160的实施例可包括诸如一个或多个表面改性元件的特征的几何形状，诸如在美国专利申请No. US 2017/0225773 A1 “Wing Leading Edge Features to AttenuatePropeller Wake-Wing Acoustic Interactions”中提供的，该申请以引用方式全文并入本文中以用于所有目的。
在某些实施例中，发动机10包括动叶21与静叶31的期望比率、动叶21的数量与静叶31的数量的差值、或者动叶21的数量与静叶31的数量的总和中的一个或多个，从而提供诸如本文中进一步描述的特定的和意想不到的益处。此外，应当理解，可能希望在动叶21的数量的一个或多个特定范围内，或者更具体地，在动叶21与静叶31的比率、差值和/或总和的范围内，从本文所描绘和描述的转子组件20产生推力，以减少无涵道转子组件和静叶组件之间的相互作用噪声。更进一步地，应当理解，尽管涡轮机械的某些实施例可提供产生推力的动叶数量的部分重叠范围，但是本公开提供这样的范围、差值或总和：其至少部分地为无涵道转子组件提供期望推力，同时衰减或减轻由动叶21和静叶31的相互作用产生的噪声或者衰减由观察者或测量设备感知的噪声。附加地或备选地，本文所描绘和描述的一个或多个静叶31或静叶结构可包括或至少部分地被构造在诸如本文所描述的一个或多个飞行器表面1160处，包括但不限于机翼、挂架、机身、尾翼或非机翼表面。
在各种实施例中，发动机10包括在2:5和2:1之间或者在2:4和3:2之间或者在0.5和1.5之间的动叶21的数量与静叶31的数量的比率。在某些实施例中，动叶21的数量和静叶31的数量之间的差值在二(2)和负二(-2)之间，或者在一(1)和负一(-1)之间。在各种实施例中，动叶21的数量为二十(20)个或更少。在另外的某些实施例中，动叶21的数量和静叶31的数量的总和在二十(20)和三十(30)之间，或者在二十四(24)和二十八(28)之间，或者在二十五(25)和二十七(27)之间。在一个实施例中，发动机10包括在十一(11)和十六(16)之间的动叶21的数量。在另一个实施例中，发动机10包括十二(12)个动叶21和十(10)个静叶31。在再一个实施例中，发动机10包括在三(3)和二十(20)个之间的动叶21和在三(3)和二十(20)个之间的静叶31。在又一个实施例中，发动机10包括相等数量的动叶21和静叶31。在又一个实施例中，发动机10包括相等数量的动叶21和静叶31，其中动叶21的数量等于或少于二十(20)个。在各种实施例中，发动机10包括动叶21的数量与静叶31的数量在2:5和2:1之间的组合，动叶21的数量与静叶31的数量之间的差值在两(2)和负二(-2)之间，并且动叶21的数量在十一(11)和十六(16)之间。例如，动叶数量和静叶数量之间的差值可对应于具有十四(14)个动叶和十六(16)个静叶、或者十四(14)个动叶和十二(12)个静叶、或者十六(16)个动叶和十八(18)个静叶、或者十六(16)个动叶和十四(14)个静叶、或者十一(11)个动叶和十三(13)个静叶、或者十一(11)个动叶和九(9)个静叶等的发动机。
在特定实施例中，以空气动力学方式定位在动叶组件20后方以恢复诸如本文所述的流中的涡流的静叶组件30与动叶21和静叶31的数量之间的差异的组合允许降低噪声。静叶组件20相对于发动机中心线轴线固定允许降低噪声的辐射效率，并以有利于利用诸如本文所述的动叶21和静叶31的数量之间的差异的方式使噪声改道。相比之下，与包括在前动叶排和后动叶排之间的动叶数的较大差异的反向旋转无涵道风扇或螺旋桨转子发动机相比，包括对于前动叶排和后动叶排具有大约相等的动叶数的反向旋转无涵道风扇或螺旋桨转子的发动机可大体上导致增加的噪声辐射。
应当理解，包括本文所描绘和描述的动叶21与静叶31的比率、差值或总和的一个或多个范围的发动机10的实施例可提供优于涡轮风扇或涡轮螺旋桨燃气涡轮发动机构型的有利改进。在一个实例中，本文提供的发动机10的实施例允许推力范围类似于或大于具有更大数量的动叶或静叶的涡轮风扇发动机，同时还避免了诸如风扇箱或机舱的结构。在另一个实例中，本文提供的发动机10的实施例允许推力范围类似于或大于具有相似数量的动叶的涡轮螺旋桨发动机，同时进一步提供诸如本文提供的降低的噪声或声级。在再一个实例中，本文提供的发动机10的实施例允许诸如本文提供的推力范围和衰减的声级，同时减少重量、复杂性或与风扇箱、机舱、可变喷嘴或在机舱处的推力反向器组件相关联的问题。
还应当理解，本文提供的动叶21与静叶31的比率、差值、总和和/或离散量的范围可在推力输出和声级方面为燃气涡轮发动机提供特别的改进。例如，大于本文提供的一个或多个范围的数量的动叶数量可产生可能使开式转子发动机在某些应用(例如，商用飞行器、调节噪声环境等)中不能使用的噪声水平。在另一个实例中，小于本文提供的那些范围的动叶数量可产生不足的推力输出，从而在某些飞行器应用中使开式转子发动机不可操作。在又一个实例中，小于本文提供的一个或多个范围的数量的静叶数量可能不能充分地产生推力和减弱噪声，从而在某些应用中不能使用开式转子发动机。在再一个实例中，大于本文提供的范围的数量的静叶数量可导致重量增加，这不利地影响推力输出和噪声消减。
应当理解，本文描绘和描述的单无涵道转子发动机10的各种实施例可允许在0.5马赫或以上的正常亚音速飞行器巡航高度操作。在某些实施例中，发动机10允许在巡航高度下在0.55马赫和0.85马赫之间的正常飞行器操作。在另外的特定实施例中，发动机10允许在0.75马赫和0.85马赫之间的正常飞行器操作。在某些实施例中，发动机10允许等于或小于750英尺/秒(fps)的转子动叶末梢速度。
现在参考图2至图7，在某些实施例中，转子组件20包括可变桨距转子动叶组件20，该可变桨距转子动叶组件20具有以间隔开的方式联接到盘42的多个转子动叶21。如所描绘，动叶21大体上沿着径向方向R从盘42向外延伸。多个动叶21中的每一个限定前缘244和末梢246，末梢246限定在每个相应转子动叶21的径向外边缘处。由于动叶21可操作地联接到构造成以下文详细描述的方式改变动叶21的桨距的合适的致动组件48，每个转子动叶21也能够相对于盘42围绕变桨轴线P旋转。动叶21、盘42和致动组件48能够一起围绕转子组件纵向轴线12旋转。应当理解，纵向轴线12可与图1中描绘的发动机10的中心纵向轴线11同轴或共轴。然而，在其它实施例中，转子组件纵向轴线12可偏离发动机纵向轴线11，使得轴线11、12相对于彼此成锐角。另外，在某些实施例中，可变桨距转子组件20的盘42由可旋转的前毂1052覆盖，前毂1052成空气动力学轮廓以促进气流通过多个动叶21。
现在参考图2，将更详细地描述转子组件20。图2提供图1的示例性发动机10的转子组件20的从前向后正视图。对于所描绘的示例性实施例，转子组件20包括十二(12)个动叶21。从负载的角度来看，这样的动叶数允许减小每个动叶21的翼展，使得转子组件20的总直径也能够减小(例如，在示例性实施例中减小到约12英尺)。也就是说，在其它实施例中，转子组件20可具有任何合适的动叶数和任何合适的直径，诸如本文所述。
每个动叶21可具有合适的空气动力学轮廓，包括大体上凹形的压力侧和周向相对的大体上凸形的吸力侧100。每个动叶21从能够旋转地联接到盘42的内根端223延伸到径向外部远侧末梢246。如图所示，每个动叶21限定在相对的前缘244和后缘245之间延伸的弦长C，翼弦在动叶21的翼展上长度变化。
转子组件20还具有对应的稠度，该稠度是常规参数，等于动叶翼弦BC(由其长度表示)除以周向桨距CP或在对应的翼展位置或半径处从动叶到动叶的间距的比率。周向桨距等于在特定径向翼展处的周向长度除以动叶排中转子动叶的总数。因此，稠度与动叶数量和弦长成正比，并且与直径成反比。
典型的高稠度涡轮风扇发动机的相邻动叶21由于翼型件的高稠度和高交错性而在周向上彼此基本上重叠。例如，如图2所示，动叶21具有高稠度，并且相邻动叶在通过低桨距位置时会彼此接触。由于动叶21的稠度，可看出，如果动叶21同时通过低桨距，它们将至少在区域110中重叠。在一些实施例中，为了获得来自转子组件20的反向推力，动叶21必须通过低桨距。然而，给定图2所示的构型，如果动叶21一致地旋转通过低桨距，不可接受的动叶接触将发生。因此，下面参照图2至图7描述构造用于异步动叶变桨的转子组件20。这种***可确保动叶21不同时通过低桨距，并且为转子组件20操作提供其它性能相关改进，如下文所讨论。
现在大体上参考图2至图7，描绘了根据本公开的示例性实施例的变桨致动组件48。如上文所提及，每个动叶21能够相对于盘42围绕变桨轴线P旋转。动叶21、盘42和致动组件48能够一起围绕纵向轴线12旋转。在某些实施例中，关于动叶变桨致动组件48描述的变桨致动组件还作为静叶变桨致动组件148包括在静叶组件30的一个或多个静叶31处。照此，关于图2至图7示出和描述的变桨致动组件的至少一部分可应用于一个或多个静叶31，以便共同地或独立地调节静叶31围绕每个相应静叶31的轴线90的取向。静叶31围绕轴线90的桨距角的这种独立或共同调节可根据本文进一步描述的一种或多种方法来利用，诸如用于衰减不期望的声学噪声、用于产生期望的推力矢量和/或用于产生期望的推力负载的一种或多种方法。
致动组件48通常包括计划安排环120、多个连杆臂122和一个或多个马达124(例如，电动马达、气动或液压致动设备等)。每个动叶21可通过对应的连杆臂122的第一端126能够旋转地联接到盘42，使得第一端126和对应的动叶21可相对于盘42围绕变桨轴线P(例如，图1中的动叶变桨轴线91)旋转。在这方面，动叶21可固定地连接到对应的连杆臂122的第一端126，使得连杆臂122的旋转导致动叶21相对于盘42旋转。
连杆臂122的第二端128可能够滑动地连接到限定在计划安排环120中的多个狭槽130中的一个。例如，第二端128可能够旋转地连接到滑动构件132。滑动构件132可能够滑动地接纳在计划安排环120的狭槽130中。计划安排环120能够相对于盘42围绕纵向中心线12旋转，并且可操作地与相对于盘42固定的马达124联接。
计划安排环120上的多个狭槽130中的每一个限定翼型件变桨计划。在这方面，对于计划安排环120的给定旋转角度，翼型件变桨计划确定动叶21的实际桨距角。在操作中，马达124使计划安排环120相对于盘42旋转。随着计划安排环120旋转，滑动构件132沿着狭槽130移动，并且连杆臂122的角向位置改变。随着每个连杆臂122旋转，对应的动叶21也旋转，从而使每个动叶21围绕变桨轴线P旋转。
因此，通过使计划安排环120相对于盘42旋转，多个动叶21中的每一个根据由狭槽130限定的翼型件计划围绕其相应的变桨轴线P旋转，动叶通过连杆臂122联接到狭槽130。通过限定不同的翼型件变桨计划，动叶21的旋转可彼此独立地被控制。因此，例如，如果交替的动叶21根据不同的翼型件变桨计划旋转，则可避免通过低桨距的冲突。此外，可调整变桨计划以提高动叶21的性能。在某些实施例中，在发动机10的一种或多种操作模式下旋转期间，或者在发动机10所附接到的飞行器的一种或多种操作模式(例如起飞、爬升、巡航、进近等)期间，通过不同的翼型件变桨计划来改善动叶21的性能可减少来自动叶21的不期望的声音，或者减轻不期望的声音的产生。
翼型件变桨计划可取决于例如飞行器是否处于正常飞行阶段、低桨距过渡阶段或反向推力构型。例如，可变桨距转子组件20可被构造用于正常飞行阶段，此时动叶21具有大于8°的桨距。此外，当动叶21在低桨距的8°以内(即，在-8°和8°之间)时，可变桨距转子组件20可在低桨距过渡阶段操作。当成-8°或更小的角度时，动叶21可处于反向推力阶段。本领域技术人员应当理解，这些范围仅用于解释的目的，并且可以各种其它方式来限定阶段和翼型件计划，以改善可变桨距转子组件20和发动机10的性能。
在一个示例性实施例中，多个动叶21根据不同的桨距计划旋转，以便在动叶21旋转通过低桨距时避免冲突。更具体地，如图2所示，第一组动叶134可根据第一翼型件变桨计划旋转，并且交替的第二组动叶136可根据第二翼型件变桨计划旋转。对于可对应于正常飞行操作的第一旋转阶段，第一和第二翼型件变桨计划可为相同的，但是当动叶21进入低桨距时，变桨计划可彼此偏离。例如，一旦多个动叶21的桨距达到低桨距的8°以内，第一组动叶134的旋转速度可增加，而第二组动叶136的旋转速度可降低。以这种方式，第一组动叶134可顺序地在第二组动叶136之前通过低桨距，从而避免通过低桨距时的接触。在所有动叶21都已经通过低桨距并开始生成反向推力之后，第一和第二翼型件变桨计划可再次彼此同步，使得所有动叶21一致地旋转。然而，备选地，翼型件计划可保持偏移，以确保实现反向推力而不阻塞流向发动机10的核心16的空气，或者实现其它性能改善。
本领域技术人员应当理解，以上讨论的翼型件变桨计划仅仅是示例性的，并且根据性能的需要，可使用任何其它的一种或多种翼型件变桨计划。例如，可使用两种以上的翼型件变桨计划。事实上，每个动叶21可根据其自己的变桨计划旋转。所有这些变型都被认为在本公开的范围内。
现在参考图6至图7，示出了滑动构件132的位移的示意性表示。这种表示描绘了根据由计划安排环120中的计划安排狭槽130限定的翼型件计划旋转的两个相邻动叶21。在图示实施例中，每个动叶21围绕相应的变桨轴线P居中，在该处动叶21能够旋转地联接到盘42。每个连杆臂122由虚线122示意性地表示，并围绕其相应的变桨轴线P旋转固定的径向距离。滑动构件132能够旋转地连接到连杆臂122，并且能够滑动地联接到计划安排狭槽130。
如图所示，随着计划安排环120相对于盘42旋转，计划安排狭槽130大体上在由箭头140指示的方向上平移。对于计划安排环120的每个角向位置，每个动叶21的角向位置可根据其相应的计划安排狭槽130(诸如第一计划安排狭槽142和第二计划安排狭槽143)的形状而变化。在各种实施例中，第一计划安排狭槽142限定与第二计划安排狭槽143不同的轮廓，使得每个计划安排狭槽142、144将动叶21相对于彼此旋转到不同的位置，或者以不同的变化率旋转。例如，具体地参考图6，一些计划安排狭槽130在竖直方向上可为完全线性的(例如，第一计划安排狭槽142限定线性计划安排狭槽)。相比之下，一些计划安排狭槽130可为非线性的(例如，第二计划安排狭槽143限定非线性计划安排狭槽)，例如，通过具有一个或多个线性部分146和一个或多个非线性部分147。在其它示例性实施例中，计划安排狭槽130可为弯曲的、弧形的、蜿蜒的或任何其它合适的形状。
值得注意的是，当计划安排环120以恒定速度旋转时，连接到完全线性的计划安排狭槽142的连杆臂122将具有围绕变桨轴线P的恒定旋转速度。相比之下，连接到非线性狭槽的连杆臂122的旋转速度将根据其相应的计划安排狭槽130的形状而变化。以这种方式，通过交替地成形每个计划安排狭槽130，交替的动叶21可在不同的时间旋转成低桨距，使得动叶21接触不会在通过低桨距时发生。此外，相邻的计划安排狭槽130可在整个动叶21角度范围内具有相似的轮廓，使得动叶21在其整个范围内一致地旋转，除了它们进入低桨距的点之外。
本领域技术人员应当理解，用于致动转子动叶旋转的上述机制仅仅是用于实现异步转子动叶变桨的一种示例性机制。基于本公开，其它机制对于技术人员来说将是显而易见的。任何这样的变型或修改都被认为在本公开的范围内。
对于动叶21稠度大于1的可变桨距转子组件20，上述实施例有利于推力矢量调节，包括推力反向、推力幅值变化和/或沿纵向方向的推力方向变化，而不需要重型推力反向机构。特别地，本文所示和所述的桨距改变机构的实施例允许至少两阶段异步动叶21变桨，使得每个动叶21以不同的计划旋转通过低桨距和/或反转，从而允许动叶21无接触地经过彼此。例如，桨距改变机构可以不同的计划使十二个动叶21中的六个旋转通过反向，从而允许在动叶21通过低桨距时在动叶21之间没有接触的情况下实现反向推力。除了反向状态之外，所有动叶21可在整个飞行包络中以相同的计划旋转。异步动叶21变桨的益处包括发动机效率和燃料消耗率的改善。与现有设计相比，安装也得到简化，风扇的可操作性得到改善，并且失速裕度得到提高。其它优点对于本领域技术人员来说将是显而易见的
重新参考图1，并进一步结合图8至图14，在某些实施例中，静叶组件30包括以间隔开的方式布置的多个静叶翼型件31。简要参考图8，提供示例性翼型件31，其以图形方式描绘了诸如弯度角和交错角的各种参数是如何相对于诸如动叶21(图1)或静叶31(图1)的翼型件来定义的。翼型件中弧线被描述为在所有位置平分翼型件厚度(或与吸力面和压力面等距)的线。中弧线在前缘(LE)和后缘(TE)处与翼型件相交。翼型件的弯度定义为在前缘处翼型件中弧线的切线与在后缘处翼型件中弧线的切线之间的角度变化。交错角被定义为弦线与中心线轴线(例如，基准线44)形成的角度。基准线44平行于轴线11，并且基准线55正交于基准线44。
大体上参考图1和图15至图16，描绘了根据本公开的示例性实施例的静叶特性致动组件148。在某些实施例中，发动机10包括在转子组件20处的变桨致动组件48(例如，诸如关于图2至图7所描绘和描述的)和在静叶组件30处的静叶特性改变组件148(例如，诸如关于图1和图15至图16所描绘和描述的)，以合乎需要地控制推力输出、推力矢量、转子速度、声学噪声，或者大体上允许核心发动机40的恒定或基本上恒定的速度或操作，同时合乎需要地调节推力输出的幅值和/或方向。
如上文所提及，多个静叶31中的一个或多个能够围绕静叶变桨轴线(例如，图1、图15至图16中的静叶变桨轴线90)旋转。静叶特性致动组件148可向静叶31中的一个或多个提供围绕每个相应静叶31的静叶变桨轴线的静叶31的取向或翼型件特性的共同的、独立的或成组的(即，第一组静叶能够与第二组静叶不同地和/或独立地操作，诸如本文所描绘和描述的)调节。静叶31围绕静叶变桨轴线90的桨距角的这种独立或共同调节可根据本文进一步描述的一种或多种方法来利用，诸如用于衰减不期望的声学噪声、用于产生期望的推力矢量和/或用于产生期望的推力负载的一种或多种方法。
图9至图13各自包括发动机10的径向截面的图示，该径向截面是通过各级轴流式翼型件和附近的飞行器表面截取的，并且典型地被称为“展开视图”，诸如动叶围绕圆周到平面上的投影。这些视图是通过在从纵向轴线11径向地测量的固定径向尺寸和图1中的参考尺寸R处剖切翼型件级和飞行器表面而产生的。当相应的转子组件20和静叶组件30的动叶21和静叶31在参考尺寸R处剖开时，产生对应的动叶21和静叶31。然后，动叶21和静叶31铺开或“展开”，以在二维空间中观察截面，同时保持翼型件级和任何附近飞行器表面之间的周向和轴向关系。参考尺寸E用于动叶21和静叶31之间的轴向间距。这允许在两个维度中描述图9至图13中的转子组件20和静叶组件30。平行于纵向轴线11且与图1所示的移动工作流体的方向Z大体上对齐的轴向维度，以及与轴向维度正交的“展开”或变平的周向维度X。
图9示出了转子组件20的横截面“展开视图”，如所描绘，转子组件20包括十二个动叶21。每个动叶21分别用小写字母o至z标记，标记为o的动叶21在序列的末尾重复，以突出转子组件20的实际圆周特性。每个动叶21具有动叶前缘244。通过每个动叶前缘244在周向方向X上定位的线限定转子平面24。每个动叶21彼此间隔开，并且轴向地位于转子平面24处。
类似于转子组件20，图9中描绘的静叶组件30具有十个静叶31，分别标记为a至j，每个静叶具有静叶前缘333。通过每个静叶前缘333在周向方向上定位的线限定定子平面34。在图9中，静叶组件30中的每个静叶31在尺寸、形状和构型上是相同的，并且彼此周向均匀地间隔开(即，沿着参考尺寸P)，并且与转子平面24轴向均匀地间隔开(即，关于参考尺寸E)。静叶31之间的名义上的、均匀分布的周向间距Q可通过使用参考尺寸R的径向高度和静叶组件30中的静叶31的数量N的以下等式来定义：
Q=R*2*π/N。
发动机10可包括控制器，该控制器被构造成调节一个或多个静叶31的位置、在转子组件20处的多个动叶21的动叶桨距角和/或相对于转子组件20的多个动叶21的转子组件20的转子平面24。在某些实施例中，在变桨轴线(例如，图1中的静叶变桨轴线90)处的桨距角、相应静叶前缘333到转子平面24的纵向或轴向间距、和/或两个或更多个静叶31沿着参考尺寸Q的周向间距被调节，以相对于发动机10和/或飞行器的各种操作状况(例如，攻角)改善发动机10的声学特征。关于图10至图12进一步提供静叶组件30相对于转子组件20的调节或定位的示例性实施例。在这些图的每一个中，转子组件20和静叶组件30位于飞行器的机翼的轴向前方。另外，飞行器表面1160的示例性实施例被表示为两个机翼区段1161、1162。请注意，在每个“展开视图”中存在两个机翼区段，因为产生这些安装视图的径向截面在两个周向位置穿过飞行器的机翼。对于随后的所有附图中的非均匀静叶31，这种虚线和实线描绘方法分别用于表示标称和非标称静叶31的示例性实施例。
为了最小化声学特征，希望静叶前缘333的气动负载都是相似的，并且通常不是高负载的。为了最大化效率并最小化转子组件20的声学特征，期望的目标是最小化周向地沿着转子组件20的静压的变化。为了最大化静叶组件30的性能，另一个目标是既不使静叶前缘333的气动负载也不使静叶吸力面35和压力面36的扩散率导致气流的分离。
为了最大化在这些示例性实施例中被描绘为机翼区段1161和1162的飞行器表面的性能，一个目标可为保持机翼负载分布类似于机翼设计成与发动机10隔离时的负载分布，从而保持其期望的设计特性。将飞行器表面1160的性能保持为与发动机10隔离设计的目标适用于非机翼的飞行器表面，包括例如机身、挂架等。此外，为了最大化整个飞行器和发动机10的性能，目标之一是在下游尾流中留下最低水平的合成涡流。如本文所述，在发动机10和飞行器的操作期间，静叶31的非均匀特性基于这些期望目标中的一个或多个来调节。
这种最佳性能可部分地通过发展不均匀的静叶出口气流角(图10中示出为角度Y和Z)来实现，以最小化发动机安装的相互作用损失并减少声学特征。这种情况的第一示例性实施例在图10中示出，其中静叶组件30中的每对静叶31彼此周向均匀地间隔开，并且与转子平面24轴向均匀地间隔开。然而，图10中的静叶31的标称(没有桨距改变)交错角和弯度变化，以提供进入静叶组件30下游的飞行器表面的最佳出口气流角，诸如关于标记为b至e和g至i的参考静叶31所描绘的。
图11示出了静叶组件30的另一个示例性实施例，其提供与飞行器表面1160互补的流动。在图11中，静叶组件30中的静叶31和相关静叶31在周向上彼此不均匀地间隔开，也不与转子平面24轴向均匀地间隔开。不均匀程度可沿着静叶的翼展变化。两个静叶31在定子平面34的轴向前方间隔开(参考尺寸F和G)，允许静叶组件30与飞行器表面1160轴向合并。例如，飞行器表面1160可至少部分地包括或限定静叶组件30的静叶31中的至少一个。静叶31的标称(没有桨距改变)交错角和弯度角变化，以提供进入机翼区段1161和1162的最佳出口气流角，如在标记为d至i的静叶31中所示。
图12类似于图11，但是描绘了邻近机翼区段1161的两个静叶31的移除。该示例性实施例允许静叶31与转子平面24轴向均匀地间隔开，并允许机翼区段与静叶组件30轴向合并。
尽管转子组件20和静叶组件30的位置在每个前述示例性实施例中在飞行器表面1160的轴向前方，但是可预见，推进***70可位于飞行器表面1160的后方。在这些实例中，先前列举的针对最佳安装性能的目标保持不变。希望推进***具有合适的转子组件20周向压力变化、静叶前缘333气动负载以及静叶压力面35和吸力面36扩散率。这部分地通过单独地或者与改变静叶31的桨距角结合改变静叶组件30中的每个静叶31和相关静叶31的尺寸、形状和构型来实现。对于这些实施例，可额外强调确保组合推进***70和飞行器在下游尾流中留下最低水平的合成涡流。
图9中的转子组件20和静叶组件30的示例性实施例被设计用于沿着定子平面34接收进入静叶31中的恒定的涡流角(参考角A)。然而，随着飞行器攻角变化，静叶移动到非设计状态，并且进入静叶组件30的涡流角将围绕定子平面34变化。因此，为了保持静叶前缘33上的气动负载沿着定子平面34大致一致，需要将每个静叶31或一组静叶31旋转不同量的可变桨距***。这种桨距变化可通过使静叶31在沿着任何轴线(包括例如沿着静叶31的质心的轴线或沿着静叶前缘333的轴线)的刚体旋转中旋转来实现。对静叶前缘33上的类似气动负载的期望部分地是由将发动机10的声学特征保持较低的期望驱动的。具有高前缘负载的静叶31往往是由上游转子组件20的阵风产生的噪声的更有效的声辐射器。图13中的转子组件20和静叶组件30的示例性实施例通过一个或多个静叶31的桨距角的变化(诸如经由本文进一步描述的静叶桨距改变机构148)描述了静叶31中的这种期望变化。为了便于解释，我们将在设计点处的静叶的弦线角定义为交错，并且因此将在设计点处的静叶之间的变化定义为交错变化。当发动机10移动到不同的操作状况时，或者当发动机所附接到的飞行器移动到不同的操作状况(例如，起飞、爬升、巡航、进近、着陆等)时，静叶31可围绕变桨轴线90旋转，这被称为静叶31的桨距改变(或桨距角的改变)。由这些刚体旋转引起的静叶弦角的变化被称为桨距角变化。
在图13中，静叶组件30中的每个静叶31在尺寸、形状和构型上是相同的，并且彼此周向均匀地间隔开，并且与转子平面24轴向均匀地间隔开。然而，图13中静叶31的桨距角变化，因为它们代表静叶31变桨致动的变化，以适应变化的输入涡流，参考部分地由飞行器攻角的变化引起的进入定子平面34的不同的输入涡流角A和B。根据需要，这在静叶前缘33上提供类似的气动负载，以保持发动机10的声学特征较低，诸如在本文进一步描述的一个或多个范围内。这种类似的负载可通过经由静叶特性改变机构148独立地改变单个静叶31的桨距角来实现，或者通过类似地改变适于成组的静叶31组的桨距角来实现。静叶31可围绕空间中的任何点变桨旋转，但是可能希望保持原始前缘333的周向间距，并且围绕位于或靠近其前缘333的点旋转静叶31。这在图13中使用标记为c、d、f和g的静叶31示出，其中标称交错静叶31用虚线描绘，并且旋转(或变桨)静叶31用实线描绘。
如在图14中以举例方式所示，可能希望成组的动叶21和静叶31中的任一个或两个结合桨距或翼型件特性改变机构(例如，图2至图7中的动叶变桨致动组件48，图15至图16中的静叶特性改变机构148)，使得动叶和静叶可独立地或彼此结合地相对于变桨旋转轴线旋转。这种桨距改变可用于在各种操作状况下改变推力和/或涡流效应，包括提供推力反向、声学噪声衰减或期望的推力矢量，这在发动机10和/或飞行器的某些操作状况下可能是有用的。
适合于输入涡流和飞行器表面1160安装的给定变化的静叶***30相对于彼此具有静叶的非均匀的特性或参数，这些特性或参数单独地或组合地选自下面的特性或参数。根据一个实施例，可采用大于或等于约2度的相邻静叶31之间的交错角增量，并且根据另一个实施例，该值在约3度和约20度之间。根据一个实施例，可采用大于或等于约2度的相邻静叶31和相关静叶31之间的弯度角增量，并且根据另一个实施例，该值在约3度和约15度之间。对于从约5至约20的静叶31数N来说，可采用标称均匀周向间距的约10%至约400%的相邻静叶31和相关静叶31之间在给定参考尺寸R处的周向间距Q。也可采用静叶31的径向高度H的至多约400%的从转子平面24到静叶31和相关静叶31的轴向间距。
非均匀特性可归因于静叶的翼展的一部分，或静叶的翼展的基本全部。在某些实施例中，静叶组件30的多个静叶31中的至少一部分或全部可包括静叶特性致动机构148，其中静叶特性致动机构被构造成调节至少变桨轴线和/或轴向间距，诸如本文所述。
本文提供的静叶组件30的其它各种实施例可包括限定挂架或飞行器表面(例如，飞行器表面1160)的至少一个静叶。应当理解，静叶桨距角改变可诸如本文所述合乎需要地朝向或远离挂架表面的推力方向改变，以减弱不期望的噪声的生成。在某些实施例中，一个或多个飞行器表面(诸如挂架)可包括桨距改变机构、襟翼或致动器，其被构造成执行与本文描绘和描述的一个或多个静叶基本上类似的功能。
现在参考图17至图21，提供在动叶21和/或静叶31处的调节、致动或其它桨距改变的示例性描绘。图17至图21提供诸如关于图1至图16所述的翼型件轮廓的径向视图。关于图17至图21，关闭动叶21(诸如朝向关闭位置改变动叶21的桨距)由翼型件围绕其相应的变桨轴线91的顺时针旋转(例如，通过箭头CW描绘)来表示。关闭静叶31(诸如朝向关闭位置改变静叶31的桨距)由翼型件围绕其相应的变桨轴线90的逆时针旋转(例如，与箭头CW周向相反)来表示。在图17至图21中描绘的矢量图中，下标1(例如，V1、W1)是指在转子组件20前方的第一点位(例如，靠近前端98)处的气流状况。下标2(例如，V2、W2)是指在转子组件20和静叶组件30之间的第二点位处的气流状况。下标3(例如，V3、W3)是指在静叶组件30后方的第三点位(例如，靠近后端99)处的气流状况。V1、V2、V3各自是指在其相应的气流点位处的绝对速度。W1、W2、W3各自是指在其相应的气流点位处相对于转子组件20的旋转参考系的速度。U指示对应于旋转速度和径向位置的转子动叶21的速度的大小和方向。在每个相应的图中，轴向和切向速度分量由竖直和水平方向指示。
应当理解，没有轴向定位在转子后方的固定静叶排的转子动叶排将向转子动叶排后方的流施加切向动量或涡流或切向速度。类似地，在具有转子动叶排且没有后部固定静叶排的***的反向推力期间，转子动叶排向进入的轴向流施加切向动量，使得该流在转子动叶排之后留下涡流。然而，来自正向推力和反向推力的残余涡流降低了***的推力能力。
图17示出了在正向推力操作期间的发动机10。在图17中描绘的实施例中，转子组件20和静叶组件30各自处于其设计点(例如，标称位置)或附近。当空气从第一点位流向第二点位时，转子组件20向空气施加切向动量，以增加沿着旋转方向(即，在本示例性实施例中顺时针方向)的绝对速度(V)的切向分量。从第二点位到第三点位，静叶组件30施加反向涡流(即，与转子组件20的旋转相反的切向速度分量)，该反向涡流从来自转子组件20的流中移除显著部分或全部切向速度，导致在第三点位处静叶31的出口速度具有显著很少或没有切向速度分量。照此，很少或没有出口切向速度分量可至少部分地限定作为动能的推力的合乎需要地高效的生成。换句话说，作为动能的推力的合乎需要地高效的生成大体上是沿着轴向或纵向方向的，而不是沿着非轴向方向浪费。
图18示出了在示例性推力反向操作模式期间的发动机10。静叶31基本上定位在其设计点处或附近，诸如关于图17所描绘的。对于反向推力操作，动叶21关闭，诸如经由沿着动叶变桨轴线91在CW方向上旋转，使得前缘244(例如，相对于较薄的后缘245的厚端)在后缘245的后方。当转子组件20在动叶21处于关闭位置的情况下旋转时，静叶31对从第三点位到第二点位的流施加与转子组件20的旋转方向相反的切向速度分量。绝对速度V2具有负切向速度分量，并且转子组件20施加正切向速度分量，从而产生具有减小或消除的负切向速度分量的绝对速度V1。相对于没有固定静叶排的***，这导致增加的转子负载和增加的反向推力输出。在转子负载增加的情况下，由于W2的切向角度的增加，W2到W1的相对气流角的变化增加。在高负载下，从第二点位到第一点位的相对气流角变化更大，并且相对于没有固定静叶排的***离开的反向推力相对速度W1具有更大的切向角度。
现在参考图19，描绘了另一种推力反向操作模式。关闭静叶31增加了在动叶21的前缘244处的反向涡流和相对气流角。反向推力输出随着转子负载的增加而增加，诸如关于图18所述。在图19中，静叶31被打开(即，静叶31沿着CW方向沿着静叶变桨轴线90旋转)，以相对于关于图18所描绘的推力反向模式减小在第二点位处的负切向速度分量。与动叶21的旋转相反的减小的切向速度(即，反向涡流)往往会卸载转子组件20。动叶21的桨距角关闭(即，关于图19朝向CW方向变桨)，以进一步移除负载，并将绝对切向速度的变化从第二点位施加到第一点位，诸如关于图18所述。然而，至少部分地由于在静叶31处的桨距改变，在第一点位处的所得出口绝对切向速度已经基本上消除，从而通过切向分量提供更多的轴向推力并减少浪费。通过打开静叶31，同时保持核心发动机40的基本上恒定的操作和/或不改变动叶桨距角或旋转速度，可减小或破坏反向推力输出。
现在参考图20至图21，描绘了另一种推力反向操作模式。在图20中，静叶31相对于其设计点(例如，诸如图17中描绘的静叶)关闭(即，沿着CCW方向沿着静叶变桨轴线90旋转)。关闭静叶31增加了在转子动叶21的前缘244处的反向涡流和相对气流角，以通过增加在动叶21处的转子负载来提供增加的反向推力输出。增加的转子负载增加了离开转子的相对气流角，并提供减小的出口涡流。图21描绘了相对于其设计点打开(即，沿着CW方向沿着静叶变桨轴线90旋转)的静叶31。在某些情况下，方法或操作可合乎需要地减少或破坏推力反向，诸如图21中所描绘，诸如通过打开静叶桨距角以在第一点位生成合成切向速度分量。合乎需要地，通过改变静叶桨距角来减小或破坏推力反向允许在不改变转子动叶桨距轴线91或在转子组件20处的旋转速度的情况下减小推力。照此，反向推力输出可合乎需要地改变，而不改变核心发动机速度或输出，或者同时保持基本上恒定的核心发动机速度，诸如本文所述。应当理解，诸如本文所述的破坏反向推力可减轻与核心发动机或转子组件超速、在核心发动机或转子组件处的扭矩输出改变或在核心发动机或转子组件处的其它瞬态操作相关的风险或损害。然而，还应当理解，对于期望的推力输出，静叶角度的改变或调节可随着在核心发动机和/或转子组件处的改变而执行。
在各种实施例中，动叶21形成为使得交错角从毂到末梢变化，以适应沿着动叶翼展的期望的流动矢量和负载分布。变化的交错角可允许从动叶的下翼展输出正向推力，并从动叶的上翼展输出反向推力。在一个实施例中，动叶被构造成在50%翼展以下生成正向流。在又一个实施例中，动叶被构造成在50%翼展或以上生成反向流。在另外的各种实施例中，静叶被构造成改变角度多达15度，以生成反向推力，诸如上文所述。在另一个实施例中，静叶被构造成改变角度多达10度，以生成反向推力，诸如上文所述。在又一个实施例中，静叶被构造成改变角度多达5度，以生成反向推力，诸如上文所述。
现在参考图22，提供一种用于调节无涵道转子发动机的推力矢量的方法(以下称为“方法1000”)。本文提供的方法1000的实施例可特别有助于改变或调节无涵道转子发动机的推力方向和幅值。某些实施例有助于无涵道转子发动机的反向推力的控制和生成。另外的某些实施例有助于推力的控制和生成，并且合乎需要地改变生成的推力的切向速度分量。方法1000的实施例可应用于具有可关节式移动风扇或螺旋桨转子变桨轴线和静叶组件变桨轴线的燃气涡轮发动机，诸如关于图1至图21提供的发动机10的全部或部分实施例中所描绘的。方法1000的步骤可经由控制器来存储和执行，诸如图1中描绘的控制器210，或者图23至图29中描绘和描述的一个或多个控制器。然而，应当理解，方法1000可用无涵道转子发动机的其它构型来执行。
方法1000包括在1010经由转子组件的旋转生成从转子组件前方的第一点位到转子组件后方的第二点位的空气流。在特定实施例中，生成空气流产生向前的轴向速度。在某些实施例中，方法1000还包括至少通过关闭在转子组件处的一个或多个动叶处的动叶桨距角来生成空气流的后轴向速度分量。在1020，方法1000包括经由转子组件生成空气流的正切向速度分量。应当理解，正切向速度分量沿着对应于转子组件的旋转方向的第一方向。负切向速度分量沿着与第一方向相反的第二方向。
在某些实施例中，方法1000包括在1030增加在转子组件的动叶处的负载。在一个实施例中，增加在转子组件的动叶处的负载包括关闭动叶桨距角，诸如关于图18所述。在另一个实施例中，增加在转子组件的动叶处的负载包括在静叶组件处打开静叶桨距角。在一个实施例中，增加在转子组件处的负载包括在1032使在静叶组件处的静叶与在动叶组件处的动叶的旋转方向同向地旋转。在某些实施例中，方法1000包括在1034至少通过打开静叶桨距角来减小来自静叶组件的空气流的负切向速度分量。
在另外的某些实施例中，方法1000包括在1040调节在转子组件的一个或多个动叶处的动叶桨距角，以将动叶前缘定位在动叶后缘的后方，诸如关于图17至图19所描绘和描述的。在特定实施例中，在调节动叶桨距角之后旋转转子组件生成来自转子组件的流体的正切向速度分量。
在另外的各种实施例中，方法1000包括在1050调节在静叶组件的一个或多个静叶处的静叶桨距角。在一个实施例中，调节静叶桨距角包括减少在转子组件处的负载。在某些实施例中，方法1000包括在1052改变相对于转子组件的后方和前方的绝对切向速度。改变绝对切向速度至少基于相对于静叶桨距角调节动叶桨距角。
在某些实施例中，方法1000包括在1070使在静叶组件处的静叶与在转子组件的一个或多个动叶处的动叶桨距角的旋转方向同向地旋转。在一个实施例中，方法1000包括在1072关闭在静叶组件的一个或多个静叶处的静叶桨距角。在特定实施例中，关闭在静叶组件的一个或多个静叶处的静叶桨距角包括减小在静叶组件处的负切向速度分量。在又一个实施例中，关闭在静叶组件的一个或多个静叶处的静叶桨距角包括增加来自静叶组件的空气流的反向涡流，诸如关于图20至图21所描述和描绘的。
现在参考图23至图29，提供概述无涵道转子发动机的操作步骤的图。本文提供的方法和图可用于单无涵道转子发动机的各种实施例，诸如本文描绘和描述的发动机10。然而，应当理解，本文提供的方法可用于控制发动机，发动机大体上包括转子动叶桨距改变机构、静叶桨距改变机构、转子攻角改变机构或它们的组合中的一个或多个。
常规的涡轮风扇发动机通常通过测量校正的风扇速度或总发动机压力比，并将一个或两个测量值与基于飞行器飞行状况的期望发动机推力相关联来控制发动机推力。然而，诸如本文所描绘和描述的用于控制和操作无涵道单转子发动机的方法包括调节转子组件(例如，转子组件20)的旋转速度(例如机械速度、校正速度等)、在转子组件处的转子动叶桨距(例如，在轴线91处)、扭矩(例如，在风扇或螺旋桨轴上的扭矩)、发动机压力比(例如，P56/P2)或核心发动机压力比(例如，P56/P25)以生成和调节推力输出。该方法包括至少基于性能图、曲线、表或作为转子动叶桨距(例如，在轴线91处)的函数的转子组件的其它参考位置或函数来生成或调节推力输出。在各种实施例中，该方法还包括基于转子组件的旋转速度或飞行状况(例如，起飞、爬升、巡航、进近、着陆等、或与其相关的一个或多个空气状况，包括空气速度、压力、温度、密度、湿度或其它环境状况)生成或调节推力输出。
在某些实施例中，该方法包括至少基于发动机循环模型，诸如图23至图29中描绘的功率管理和发动机循环模型块(功率管理块)来确定或调节发动机推力输出。在一个实施例中，控制器1600包括一个或多个或多个单输入单输出(SISO)回路或SISO和多输入多输出(MIMO)回路的组合，以提供在动叶桨距改变(例如，在一个或多个动叶21处的动叶桨距91)、静叶桨距改变(例如，一个或多个静叶31处的静叶桨距90)、转子平面改变(例如，转子平面34)、核心发动机速度改变(例如，核心发动机40)、电机负载改变或它们的组合之间的动态协调或调节。
参考图23，在控制器1600处执行的操作或方法步骤可包括在控制逻辑中的功率管理块处接收或获得油门输入。在各种实施例中，关于图21描绘的示意性控制器1600是基于传感器的控制器，其基于查找表、图表、进度表或其它参考来推断期望的推力输出。油门输入被映射到期望的转子速度、期望的扭矩、期望的推力输出、横跨发动机和/或转子组件的期望的压力比中的一个或多个，同时调节或以其它方式考虑与在对应的时刻或时间段的飞行器状态相关的环境状况(例如，空气速度、压力、温度、密度、湿度、高度等)。在第一控制回路中，发动机循环模型或功率管理块输出指示期望推力输出的信号。在某些实施例中，该信号是命令转子动叶桨距角和/或命令静叶桨距角，诸如本文关于转子组件20和/或静叶组件30所述。命令桨距角、测量桨距角(即桨距误差)之间的差值在控制器(例如控制块)处被接收，该控制器被构造成诸如经由相应的转子动叶桨距改变机构或静叶桨距改变机构来控制转子动叶桨距和/或静叶桨距、调节转子动叶桨距和/或静叶桨距或以其它方式使转子动叶桨距和/或静叶桨距进行关节式移动。发动机10基于命令调节来调节转子动叶桨距角91。在各种实施例中，桨距传感器获得、接收、测量或以其它方式获取在多个转子动叶(例如，动叶21)中的一个或多个处、在同步环(例如，计划安排环120)处、或在转子动叶桨距改变机构(例如，动叶桨距改变机构48)处的一个或多个狭槽(例如，狭槽130)处的实际转子动叶桨距角。桨距传感器向差函数提供输出信号，在差函数中，将来自发动机循环模型的命令转子动叶桨距角与从桨距传感器获得的实际转子动叶桨距角之间的差值或增量进行比较。
在某些实施例中，发动机10基于命令调节来调节静叶桨距角90。在各种实施例中，桨距传感器在多个静叶(例如，静叶31)中的一个或多个处、在同步环处、或在静叶桨距改变机构(例如，静叶桨距改变机构148)处的一个或多个狭槽处获得、接收、测量或以其它方式获取实际静叶桨距角。桨距传感器向差函数提供输出信号，在差函数中，将来自发动机循环模型的命令静叶桨距角与从桨距传感器获得的实际静叶桨距角之间的差值或增量进行比较。
仍然参考图23，控制器1600包括第二控制回路，在该第二控制回路处，发动机循环模型输出命令低转轴参数(例如，N1-命令，诸如参考包括图1中的低速压缩机5052和低速涡轮50的低速转轴5054)。至少基于命令低转轴参数并且至少基于从N1传感器获得或测量的实际N1参数(例如，N1反馈)来调节的差值(例如，N1误差)被提供给控制器(例如，控制)。控制器输出发动机控制信号，包括但不限于到发动机(例如，图1中的燃烧区段4048)的命令燃料流量。到发动机(诸如燃烧区段)的命令燃料流量包括对应于命令燃料流量的燃料流量、压力、温度或阀、孔口、歧管、面积或体积调节中的一个或多个，或者可影响提供给燃烧室用于生成燃烧气体的燃料量的其它参数。实际N1参数对应于命令N1参数，并且可包括低速转轴旋转速度(例如，机械速度、校正速度等)、扭矩(例如，螺旋桨轴扭矩)、或压力比(例如，横跨一个或多个压缩机的压力比或横跨发动机或核心发动机的总压力比)中的一个或多个。
尽管图23描绘了控制转子组件20的转子动叶桨距91和旋转速度的第一控制回路和第二控制回路，但是应当理解，在其它附加的或备选的实施例中，对转子组件20的旋转速度的控制可由扭矩或发动机压力比(例如，由涡轮区段下游的传感器测量的压力与由压缩机区段上游的传感器测量的压力的比率，诸如P56/P2)或核心发动机压力比(例如，在涡轮区段的涡轮下游测量的压力与在低压压缩机和高压压缩机之间测量的压力的比率，诸如P56/P25)或核心发动机旋转速度的控制来代替或增强。
现在参考图24，在其它实施例中，用于操作发动机的方法的步骤可包括提供包括两个或更多个控制回路的控制器1610。控制器1610的各种实施例可基本上类似于关于结合图23的控制器1600所描绘和描述的那样来构造。在某些实施例中，控制器1610可包括两个或更多个控制回路，其被构造成使用指示推力的至少两个参数来控制发动机。应当理解，在某些实施例中，指示推力的两个或更多个参数包括在与转子组件成空气动力学关系定位的静叶组件30(例如，相对于转子组件20具有可调节的静叶桨距角90的静叶组件30)处的静叶桨距角90。在诸如图24所描绘的一个实施例中，两个或更多个闭环控制回路可包括风扇或螺旋桨速度和风扇或螺旋桨***扭矩的组合，或者风扇或螺旋桨速度和压力比的组合，诸如本文所述。
在另外的各种实施例中，控制器1610可包括三个或更多个控制回路。例如，第三回路可基于感测或计算的变量添加另一反馈参数，以操纵或调制诸如其它可变几何(VG)(例如，一个或多个定子静叶、入口导向静叶、放气阀等)的另一个执行器(effector)或用于调制功率或气流的其它机构。两个或更多个回路的控制可由多输入多输出(MIMO)控制器来执行，诸如图24至图25中所描绘的。在另外的各种实施例中，两个或更多个回路的控制可由几个单输入单输出(SISO)控制器或MIMO和SISO控制器的组合来执行。
现在参考图25，提供控制器1700的另一个实施例，该控制器1700被构造成执行用于操作单无涵道转子发动机的方法的步骤。本文提供的方法和图可用于诸如本文描绘和描述的单无涵道转子发动机的各种实施例。然而，应当理解，本文提供的方法可用于控制发动机，该发动机大体上包括转子动叶桨距改变机构、静叶桨距改变机构、转子攻角改变机构或它们的组合中的一个或多个。功率管理块还可输出飞行器功率提取信号，该信号指示从飞行器***的一个或多个发动机的放气、电负载或其它功率提取(例如，热管理、环境控制***、电气或电子***等)。
参考图26至图29，所描绘的示意性控制器1800被构造为基于模型的控制器，诸如图26所描绘的控制器，其被构造成至少基于发动机操作参数来计算期望的输出推力，发动机操作参数包括燃料流量、可变几何(例如，静叶桨距角、动叶桨距角、压缩机静叶或放气打开/关闭、燃料流量控制等)以及飞行状况(高度、马赫数、环境空气温度和/或压力、一个或多个飞行器负载，诸如但不限于飞行器电气负载、热或环境控制***放气或其它飞行器放气和功率提取)。用于操作的方法的步骤可包括在控制器1800处或者特别地在控制逻辑的功率管理块处接收或获得期望的推力输出(诸如来自油门输入)。功率管理块确定或以其它方式计算可变几何(VG)(例如，可变静叶角度、致动器位置、放气阀打开/关闭位置或其它可变几何)的命令位置以及命令风扇速度或校正风扇速度。控制器(例如控制块)接收命令推力输出信号和来自发动机模型和跟踪滤波器的实际或估计推力输出信号之间的差值。控制器向发动机提供对应于命令燃料流量(例如，流率、压力、温度等)、转子动叶桨距角、静叶桨距角、在转子组件处的转子平面角、或一个或多个其它可变几何(例如，其它VG)中的一个或多个的输出信号，诸如但不限于，在压缩机区段处的可变静叶或放气阀、旁通阀或流、涡轮喷嘴区域、供给第三流流动路径的压缩级的入口导向静叶、增压器或低压压缩机可变定子静叶、或第三流可变喷嘴、或它们对应的一个或多个致动器位置。发动机接收来自控制器的输出信号，并基于来自控制器的输出信号生成实际推力输出。由发动机提供并由发动机模型和跟踪滤波器获得对应于诸如扭矩传感器的一个或多个发动机传感器的一个或多个发动机信号，诸如低转轴速度测量值(例如，N1速度)、高转轴速度测量值(例如，N2速度)、其它转轴速度测量值(例如，三轴发动机的中间转轴、齿轮传动发动机布置的风扇轴速度等)、转子动叶桨距角测量值、静叶桨距角测量值、转子平面位置测量值、或者对应于由输出信号关节式地移动的可变几何的一个或多个致动器位置、或者声学传感器(例如，麦克风、振动传感器、加速度计等)。基于对应于一个或多个发动机传感器的一个或多个发动机信号，从发动机模型和跟踪滤波器生成推力反馈信号。
参考图26至图29，在某些实施例中，发动机、飞行器、***或方法可包括计算***1800，该计算***1800包括诸如图27至图29所描绘的基于传感器的控制器以及诸如图26所描绘的基于模型的控制器。计算***1800可基本上类似于关于诸如关于图23至图25所描绘和描述的多个控制设备(例如，控制器1600、1610、1700)所描绘和描述的那样来构造。在一个实施例中，基于模型的控制器(诸如图26中所描绘的或诸如关于图23所描绘的控制器1700那样构造的)被用作监督控制器，以提供对诸如本文所述的发动机操作和性能的配平或调节。在一个实例中，基于模型的控制器可在设定状况的7%裕度(例如，+/-3.5%)内更改或改变发动机输出推力。在另一个实例中，基于模型的控制器可在设定状况的5%裕度(例如，+/-2.5%)内更改或改变发动机推力输出。在又一个实例中，基于模型的控制器可在设定状况的2%裕度(例如，+/-1%)内更改或改变发动机推力输出。
在诸如图26中描绘的示例性实施例的各种实施例中，计算***1800包括基于模型的配平功能，该功能基于发动机、飞行器的当前操作状态和环境参数向控制器命令提供一个或多个配平或调节，以改善发动机性能或可操作性。在各种实施例中，基于模型或状态感知的方案包括参数估计算法，也称为跟踪滤波器，以更新模型来匹配实际的发动机特性或发动机健康状况，诸如发动机劣化。
基于传感器的控制器(诸如图27至图29中所描绘的或诸如关于图23至图24中所描绘和描述的控制器1600、1610那样构造的)可为大于基于模型的控制器的配平或调节水平的推力输出中的改变提供控制和调节。在各种实例中，基于传感器的控制器可提供发动机操作状况(诸如进行点火、怠速、起飞、爬升、巡航、下降、进近或推力反向的状况和在它们中的两个或更多个之间的状况)的瞬时改变。在其它实例中，基于模型的控制器可在基本稳态的发动机操作状况期间提供调节。
参考图23至图29，用于无涵道转子发动机的操作的方法的实施例可调节、改变、关节式地移动或致动转子动叶桨距、静叶桨距、转子平面(例如，经由攻角改变机构)、低转轴速度、高转轴速度或它们的组合中的一个或多个，诸如经由一个或多个控制器1600、1610、1700、1800或它们的组合。
照此，提供一种用于无涵道转子发动机的计算***，其中该计算***包括诸如本文所述的基于传感器的控制器或基于模型的控制器中的一个或另一个或两者。基于传感器的控制器被构造成执行诸如本文所述那些的第一组操作，包括：获得对应于命令低转轴速度的第一信号；获得指示桨距角的第二信号，该桨距角对应于来自无涵道转子组件和可变桨距静叶组件的推力输出；以及至少基于可变动叶桨距角或可变静叶桨距角中的一个或两个来生成对应于对桨距角的命令调节的桨距反馈信号。
在各种实施例中，由基于传感器的控制器执行的第一组操作包括：获得对应于飞行器的期望空气速度、期望推力输出或期望压力比中的一个或多个的油门输入；生成对应于命令低转轴速度的第一信号；以及生成指示对应于在转子组件处的推力输出的桨距角的第二信号。在特定实施例中，第一组操作还包括生成对应于命令燃料流量的低转轴速度反馈信号。
在包括基于模型的控制器和基于传感器的控制器的计算***的某些实施例中，基于传感器的控制器被构造成在发动机操作状况的瞬时改变期间生成桨距反馈信号。诸如本文所述，发动机操作状况的瞬时改变可包括进行点火、怠速、起飞、爬升、巡航、下降、进近或推力反向的状况和在它们中的两个或更多个之间的状况。
附加地或备选地，计算***基于模型的控制器，该控制器被构造成执行诸如本文所述的第二组操作，包括：经由油门输入获得期望的推力输出；至少经由功率管理块确定命令推力输出信号；接收命令推力输出信号；以及生成输出信号，该输出信号对应于到燃烧区段的命令燃料流量、可变动叶桨距角、可变静叶桨距角或转子平面角中的一个或多个。在某些实施例中，当包括在具有基于传感器的控制器的计算***中时，该基于模型的控制器被构造成在基本稳态的发动机操作状况期间生成输出信号。
在另外的某些实施例中，由基于模型的控制器执行的第二组操作包括：经由在发动机处的传感器接收对应于扭矩、低转轴速度、高转轴速度、转子动叶桨距角、静叶桨距角、转子平面位置、或对应于可变几何的一个或多个致动器位置或声学传感器中的一个或多个的发动机信号；以及至少基于发动机信号生成推力反馈信号。
在某些实施例中，根据转子组件速度(例如，N1速度)、核心发动机速度(例如，N2速度)和进入空气的环境状况(包括攻角、速度、温度、压力、湿度等)中的一个或多个，至少通过经由转子动叶桨距改变机构调节转子动叶桨距来生成期望的推力和/或期望的声学噪声水平。在某些实施例中，至少通过调节指示推力输出的两个或更多个参数来生成期望的推力和/或声学噪声水平。在特定实施例中，指示推力输出的两个或更多个参数包括在转子组件处的转子动叶桨距和/或在与转子组件成空气动力学关系的静叶组件处的静叶桨距角，诸如本文所述。照此，推力输出可通过静叶组件的关节式移动来改变或生成，诸如本文所述。此外，除了发动机压力比、核心速度或转子组件扭矩之外，发动机的操作可使用到核心发动机的燃料流量和转子动叶桨距和/或静叶桨距改变来控制转子组件(例如，风扇或螺旋桨速度)。在一些实施例中，用于操作发动机的方法包括在地面操作(例如，地面怠速、滑行等)、起飞、爬升、巡航、进近、着陆或推力反向中的一个或多个期间以基本上恒定的速度操作核心发动机。以基本上恒定的速度操作核心发动机可通过允许核心发动机基本上在核心发动机的气动设计点(例如，与其它操作状况或速度相比的最大性能的设计点)的操作带或在所述操作带内(例如，在5%内)操作来提高发动机效率和性能。此外，以基本上恒定的速度操作核心发动机可与通常涉及在调节气体发生器或核心速度的同时以基本上恒定的风扇或螺旋桨速度操作发动机的控制***或方法形成对比。
与诸如涡轮风扇发动机的燃气涡轮发动机构型相比，本文提供的发动机的实施例允许基本上基于转子动叶桨距调节(例如，经由动叶桨距改变机构48)、静叶桨距调节(例如，经由静叶桨距控制机构148)或两者的推力控制。在某些实施例中，核心发动机40可以基本上恒定的速度操作，诸如向飞行器提供电力、空气或其它服务，诸如用于环境控制***、热管理***，或者为航空电子设备或一般地飞行器提供动力。以基本上恒定的速度操作核心发动机(例如，核心发动机40)可允许本文提供的作为推进***的发动机的实施例避免飞行器的单独辅助动力单元(APU)。照此，通过允许推进单元在地面操作期间提供常规地由APU提供的动力和服务，可降低飞行器重量和复杂性。
在另外的某些实施例中，诸如关于发动机10，通过旋转转子动叶桨距91来减小或增加推力，包括在需要时(例如地面操作)从转子组件产生很小的推力或不产生推力，可允许低速转轴5054和/或高速转轴4046的基本上恒定速度的操作，而基本上独立于在发动机10的操作期间核心发动机40的速度。例如，静叶组件20可减少或破坏转子组件的推力输出，诸如关于图20至图21所述。此外或备选地，可通过旋转静叶桨距90以减小或增加推力输出或者改变推力矢量(例如，反向推力，或者提供基本上轴向的推力以校正攻角)，来调节推力输出。照此，在某些实施例中，本文提供的方法和控制器允许经由调制或调节动叶桨距角和静叶桨距角来进行推力控制，同时保持核心发动机的基本上恒定的速度或扭矩。
可由一个或多个控制器1600、1610、1700、1800存储或执行的本文提供的控制方法的实施例可用于经由对动叶桨距角、静叶桨距角(例如，改变在转子组件和/或静叶组件中的一个或多个处的负载)或转子平面角的配平控制或调节来合乎需要地控制转子动力学，诸如振动、拍频、声学等。在另外的各种实施例中，本文描绘和描述的用于控制的方法和***可包括构造为基于模型的控制器的监督控制器。监督控制器可包括在线优化程序，以改善燃料燃烧、感知或测量的噪声水平、燃烧器音调或动态、排放输出或其它控制或性能参数，同时将期望的推力输出保持在可操作性限度内。
附加地或备选地，可由一个或多个控制器1600、1610、1700、1800存储或执行的本文提供的方法可用于在期望的迭代次数上合乎需要地调节或关节式地移动动叶桨距角和/或静叶桨距角，诸如以确定期望的推力输出与核心发动机速度的关系，以消除或减轻在瞬时飞行器操作状况下(例如，在通过结冰状况起飞期间)的积冰。在一个实施例中，控制器接收指示结冰状况可能出现的环境参数的输入信号。控制器可生成对应于动叶桨距角或静叶桨距角中的一个或两个的相对快速的运动或改变的输出信号，以减轻在转子组件或静叶组件处冰的形成或积聚。生成的输出信号可进一步至少基于动叶21或静叶31的扭矩模式形状，使得输出信号对应于期望的频率(例如，共振频率)。该方法可包括桨距的间歇改变，诸如以消除积冰或减轻积冰。
除了以上提供的用于操作无涵道转子发动机的方法的步骤之外，或者作为其备选方案，本文提供的方法或操作的实施例可特别地有助于改变或调节推力方向和幅值、减轻或消除拍频、减少不期望的声音、减少或去除转子组件上积聚的冰或碎片、和/或改善无涵道转子发动机的推力匹配。尽管方法或操作的实施例可应用于本文提供的发动机10的全部或部分实施例，但是发动机10的某些实施例可包括构造成执行本文提供的方法的一个或多个步骤的计算***。然而，应当理解，该方法的实施例或其部分可用无涵道转子发动机、燃气涡轮发动机或涡轮机的其它构型来执行。
在各种实施例中，该方法或操作包括操作核心发动机和转子组件以生成推力输出。在某些实施例中，诸如本文所述发动机或其部分，核心发动机速度和转子组件速度可基本上独立地或至少部分地彼此独立地操作。例如，在核心发动机正在操作时，在转子组件的一个或多个动叶处的动叶桨距角可被改变以减少或消除转子组件的旋转。照此，在某些实施例中，该方法或操作包括确定期望推力输出与核心发动机的速度的关系。
在另外的各种实施例中，该方法包括确定在转子组件的第一动叶处的期望的第一动叶桨距和确定在转子组件的第二动叶处的期望的第二动叶桨距。该方法可包括至少基于确定的期望推力输出与核心发动机的速度的关系生成输出信号。在诸如本文所述的某些实施例中，从转子组件生成的推力矢量可至少基于以基本上恒定的速度操作低速转轴(例如，包括转子组件)、至少基于相对于转子组件后方的静叶组件的静叶桨距角使可变桨距转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或两个进行关节式移动而改变。
该方法包括基于确定的期望推力输出与核心发动机速度的关系来调节或改变在转子组件的第一动叶处的第一动叶桨距或在转子组件的第二动叶处的第二动叶桨距中的一个或两个。在某些实施例中，该方法包括使诸如本文所描绘和描述的转子组件的第一动叶进行关节式移动，诸如当使第一动叶进行关节式移动时改变第一动叶桨距。该方法还可包括使不同于第一动叶的转子组件的第二动叶进行关节式移动。使第二动叶进行关节式移动与在第一动叶处的第一动叶桨距不同地改变第二动叶的第二动叶桨距，诸如本文所描绘和描述的。
在各种实施例中，该方法包括接收指示在推进***内或周围的环境参数的输入信号。该方法或操作包括基于环境参数生成输出信号。输出信号对应于调节或关节式地移动转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或多个。在某些实施例中，环境参数对应于进入发动机的流体的温度、压力、流率、密度或物理性质中的一个或多个。在另外的某些实施例中，环境参数对应于感知的噪声、环境空气温度、环境空气压力或结冰状况。环境参数可特别地对应于发动机所附接到的飞行器的操作高度或姿态。
在另外的某些实施例中，生成输出信号对应于转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或多个的期望的关节式移动频率。在一个实施例中，期望的关节式移动频率对应于转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或多个的共振频率。在另一个实施例中，期望的关节式移动频率至少基于转子组件的第一动叶或第二动叶的扭矩模式形状，诸如本文所述。
在又一个实施例中，使转子组件的第一动叶和第二动叶进行关节式移动包括间歇地改变第一动叶桨距和第二动叶桨距。例如，动叶桨距的间歇改变可包括致动各自在第一角度(例如，θ1第一动叶桨距、θ1第二动叶桨距等)和第二角度(例如，θ2第一动叶桨距，θ2第二动叶桨距)之间的第一动叶桨距和/或第二动叶桨距。在另外的某些实施例中。
在各种实施例中，该方法包括至少基于以基本上恒定的速度操作核心发动机以及使可变桨距转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或两个进行关节式移动来改变推力矢量。在一个实施例中，该方法包括至少基于以基本上恒定的速度操作低速转轴、至少基于相对于转子组件后方的静叶组件的静叶桨距角使可变桨距转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或两个进行关节式移动来改变推力矢量。在另一个实施例中，该方法包括至少基于以基本上恒定的速度操作高速转轴、至少基于相对于静叶组件的静叶桨距角使可变桨距转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或两个进行关节式移动来改变推力矢量。
该方法的各种实施例可用控制器(例如，图1中的计算***210)来执行，其中该方法的全部或部分被存储为指令和/或作为在诸如本文所描绘和描述的发动机10的发动机的一个或多个实施例处的操作来执行。在某些实施例中，该方法在包括定位在静叶组件前方的单无涵道转子组件的发动机处执行。在另外的某些实施例中，该方法在包括与可变桨距静叶组件成空气动力学关系定位的无涵道转子组件的发动机处执行。
该方法的另外的各种实施例可用包括可变桨距转子组件的发动机来执行，该可变桨距转子组件包括联接到盘的多个动叶的单级，其中多个动叶包括第一动叶，该第一动叶被构造成与构造成使第二动叶桨距进行关节式移动的第二动叶分开地使第一动叶桨距进行关节式移动。固定桨距或可变桨距静叶组件可定位在可变桨距转子组件的前方或后方。发动机包括核心发动机，该核心发动机包括能够操作地联接到转子组件的高速转轴和低速转轴。
现在参考图30至图31，具有对称开式转子发动机构型(例如，左翼发动机10B和右翼发动机10A、或左侧机身发动机10B和右侧机身发动机10A，等等)的飞行器可能由于多个发动机之间的转子组件频率上的差异而容易受到基于声学拍频干扰的不期望的声学噪声的影响。应当理解，拍频干扰或拍频是来自以不同频率操作的两个或更多个发动机的干扰模式，其被感知为音量的周期性变化，变化的速率是来自相应发动机的两个或更多个频率之间的差值。
关于图23至图29描绘和描述的控制器可基本上类似于关于图30至图31示出和描述的构造。在图28中描绘的实施例中，描绘为发动机1或发动机10A的第一发动机代表一个或多个右翼或右侧机身发动机，并且描绘为发动机2或发动机10B的第二发动机代表一个或多个左翼或左侧机身发动机。发动机1和发动机2的发动机控制器通过模拟或数字通信联接在一起。两个或更多个发动机控制器的交叉联接允许在相应的发动机控制器(例如，每个相应发动机的控制器210，诸如图1中所描绘的)之间通信发动机操作参数，诸如转子组件旋转速度、转子动叶桨距角、静叶桨距角或转子平面(例如，经由攻角控制机构)中的一个或多个。在备选实施例中，发动机之间的这种交叉联接或通信可经由飞行器飞行控制和通信总线进行。
在图29中描绘的实施例中，来自发动机1和发动机2的两个或更多个发动机控制经由主控制器1900以模拟或数字通信方式联接在一起。主控制器1900被构造成接收来自发动机1和发动机2的输入并确定是否调节在发动机1、发动机2或两者处的发动机操作参数，以使多个发动机同步。在某些实施例中，主控制器1900是来自发动机1或发动机2的指定发动机控制器(例如，发动机控制器，诸如全权数字发动机控制器或FADEC)。在其它实施例中，主控制器是诸如经由飞行器航空电子设备的飞行器控制器。在又一个实施例中，主控制器是分布式网络或其一部分，该分布式网络被构造成从两个或更多个发动机接收信号并向其发送信号。
在各种实施例中，指定的发动机控制器在发动机1和发动机2之间被改变或变化。在这样的实施例中，指定的发动机控制器(例如，主控制器1900)可基于发动机1和发动机2的相对发动机性能而变化。在一个实施例中，指定的发动机控制器至少基于性能更好的发动机，其中性能更好的发动机基于健康参数、发动机操作参数、发动机循环计数、排气温度、燃料消耗率、在翼时间或其它期望参数中的一个或多个，这些参数将一个发动机确定为对于另一个发动机将被调节到的发动机操作状况是决定性的。
在另一个实施例中，指定的发动机控制器至少基于性能最差的发动机，以限定发动机1和发动机2之间的发动机性能的最小公分母。在这样的实施例中，性能较好的发动机(即，不是性能最差的发动机)可被失谐、减额或以其它方式调节，以基本上匹配性能最差的发动机的发动机操作状况。
重新参考图30至图31，控制器和方法确定发动机操作参数中的差异。在某些实施例中，控制器和方法还将发动机操作参数中的差异与期望的声学噪声水平、期望的推力输出、健康参数或性能参数(例如，燃料消耗率)中的一个或多个进行比较。控制器和方法至少基于改变在一个或多个发动机处的转子组件(例如，转子组件20)来确定对发动机操作参数的一个或多个调节、配平或其它改变，以匹配在飞行器处的多个发动机，从而减轻不期望的噪声。控制器和方法还可确定对发动机操作参数的一个或多个调节，以减轻或消除不期望的噪声，同时避免不对称的推力或功率状况。
控制器和方法还基于所确定的调节来调节发动机操作参数。在某些实施例中，该方法包括降低在第一发动机处的性能参数以基本上匹配在第二发动机处的性能参数，并进一步同步转子速度和输出以减少或消除拍频干扰。在另一个实施例中，包括较好健康参数的第一发动机可被失谐以匹配包括相对较差健康参数的第二发动机，从而减少或消除拍频干扰。在又一个实施例中，包括某些期望水平的健康参数或性能参数的第一发动机可增加或减少转子组件速度、桨距角等，以减轻或衰减拍频干扰，同时降低健康参数或性能参数(例如，在仍然可接受或期望的限度内降低)。
应当理解，本文提供的方法、控制器、发动机或飞行器的实施例可包括交叉联接两个或更多个发动机，以改善总体飞行器和***性能，并减轻或消除不期望的噪声，诸如拍频，同时保持期望的推力输出。照此，尽管某些实施例可包括对发动机进行减额或失谐以匹配另一个发动机，但是应当理解，两个或更多个发动机可限定基本上相似的性能特性。本文提供的方法和***的实施例可从相应的发动机接收发动机参数，并调节核心速度(例如，燃料流量、经由电机或可变静叶、阀、孔口等进行的发动机加载、高转轴速度等)或转子动叶桨距角中的一个或多个。该***可附加地调节静叶桨距角和/或转子平面角，以基于其它噪声源(例如，那些不基于拍频的噪声源)来改善声学噪声水平，或者控制推力输出水平，或者控制推力输出矢量(例如，提供更大的轴向推力，以允许更低的核心发动机速度和燃料消耗，同时保持或增加在转子组件和静叶组件处的推力输出)。
本文描绘和描述的发动机10的各种实施例提供对已知推进***的新颖改进。发动机10的实施例包括但不限于动叶与静叶的比率、长度与最大直径的比率、相对于一个或多个动叶或动叶桨距角的静叶间距或取向(即，静叶桨距角)或它们的组合的一个或多个范围。应当理解，一个或多个结构或范围可与本领域已知的一个或多个结构或范围重叠，在这个意义上，具有某些涡轮机械布置的某些结构通常可能不希望与具有其它涡轮机械布置的其它结构结合。例如，涡轮风扇发动机构型通常包括一定数量的静叶，以对围绕转子组件的壳体提供结构支撑，而不提供对于开式转子发动机特定的关于推力输出和噪声消减的任何教导或动因。在另一个实例中，涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机构型通常不包括静叶组件，因为增加的结构可能增加重量，而不会为涡轮螺旋桨发动机或涡轮风扇发动机应用提供其它益处。
在再一个实例中，本文所述的动叶与静叶之比的某些范围提供本领域中先前不知道的、或者进一步地本领域中对于单级无涵道转子组件先前不知道的意想不到的益处。在又一个实例中，动叶与静叶的某些范围以及发动机的长度与最大直径之比的某些范围提供本领域中先前不知道的、或者进一步地本领域中对于单级无涵道转子组件先前不知道的意想不到的益处。在另外的特定实施例中，本文提供的动叶与静叶的某些范围、差值或总和提供本领域中先前不知道的意想不到的益处，诸如降低了动叶组件20和静叶组件30之间的相互作用噪声。
更进一步地，本文提供的发动机10的某些实施例可允许在0.5马赫或以上或0.75马赫以上的正常亚音速飞行器巡航高度操作，至少基于动叶与静叶的范围或数量和/或动叶与静叶的范围以及长度与最大直径的比率和/或结合本文提供的其它结构。在某些实施例中，发动机10允许在巡航高度下在0.55马赫和0.85马赫之间或在0.75马赫至0.85马赫之间的正常飞行器操作。在某些实施例中，发动机10允许等于或小于750英尺/秒(fps)的转子动叶末梢速度。在另外的某些实施例中，核心发动机40和转子组件20一起被构造成产生在巡航高度下25马力/英尺2的阈值功率负载。在发动机10的特定实施例中，本文提供的结构和范围产生在巡航高度下在25马力/英尺2和100马力/英尺2之间的功率负载。另外的特定实施例可提供这样的益处，并且动叶组件20和静叶组件30之间的相互作用噪声降低和/或由动叶组件20和静叶组件30产生的整体噪声降低。另外，应当理解，功率负载和/或转子动叶末梢速度的范围可对应于某些结构、核心尺寸、推力输出等、或在核心发动机40和转子组件20处的其它结构。然而，如前所述，在本文提供的一个或多个结构在本领域中可能已知的意义上，应当理解，本公开可包括先前不知道要组合(至少是因为部分地基于益处与损失的冲突、期望的操作模式或本领域中其它形式的反向教导的原因)的结构的组合。
还应当理解，本文提供的发动机10的各种实施例的某些意想不到的益处可在推力输出和声级方面为推进***提供特别的改进。例如，大于本文提供的一个或多个范围的数量的动叶数量可产生可能使开式转子发动机在某些应用(例如，商用飞行器、调节噪声环境等)中不能使用的噪声水平。在另一个实例中，小于本文提供的那些范围的动叶数量可产生不足的推力输出，从而在某些飞行器应用中使开式转子发动机不可操作。在又一个实例中，小于本文提供的一个或多个范围的数量的静叶数量可能不能充分地产生推力和减弱噪声，从而在某些应用中不能使用开式转子发动机。在再一个实例中，大于本文提供的范围的数量的静叶数量可导致重量增加，这不利地影响推力输出和噪声消减。
应当理解，包括本文所描绘和描述的动叶21与静叶31的一个或多个范围的比率、差值、总和或离散数量的发动机10的实施例可提供优于涡轮风扇或涡轮螺旋桨燃气涡轮发动机构造的有利改进。在一个实例中，本文提供的发动机10的实施例允许推力范围类似于或大于具有更大数量的动叶或静叶的涡轮风扇发动机，同时还避免了诸如风扇箱或机舱的结构。在另一个实例中，本文提供的发动机10的实施例允许推力范围类似于或大于具有相似数量的动叶的涡轮螺旋桨发动机，同时进一步提供诸如本文提供的降低的噪声或声级。在再一个实例中，本文提供的发动机10的实施例允许诸如本文提供的推力范围和衰减的声级，同时减少重量、复杂性或与风扇箱、机舱、可变喷嘴或在涡轮风扇发动机机舱处的推力反向器组件相关联的问题。
本书面描述使用示例来公开包括最佳模式的本发明，并且还使得本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何设备或***以及执行任何并入的方法。本文描述的本发明的范围由权利要求书中的一项或多项限定，包括两项或更多项权利要求或条款(如下所述)的组合，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。例如，本发明的方面由以下条款的主题提供，这些条款旨在覆盖所有合适的组合，除非基于逻辑或条款和/或相关联的附图和描述的上下文另外规定：
1. 一种限定发动机中心线的推进***，该推进***包括：转子组件，其包括相对于发动机中心线轴线径向延伸的多个动叶；以及静叶组件，其与转子组件成空气动力学关系定位，其中，静叶组件包括相对于发动机中心线轴线径向延伸的多个静叶，并且其中，推进***包括在2:5和2:1之间的动叶数量与静叶数量的比率。
2. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，动叶数量为20个或更少。
3. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，动叶数量在16和11之间。
4. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，静叶数量和动叶数量之间的差值在2和-2之间。
5. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，静叶数量和动叶数量之间的差值在2和-2之间，并且其中，动叶数量在16和11之间。
6. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，动叶数量与静叶数量的比率在0.5和1.5之间。
7. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，动叶和静叶的总和为30个或更少，并且其中，动叶和静叶的总和为20个或更大。
8. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，转子组件是无涵道的。
9. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，静叶组件定位在转子组件的后方。
10. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，静叶组件是无涵道的。
11. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，推进***包括封装在机舱中的核心发动机，其中，机舱限定最大直径，并且其中，静叶组件从机舱延伸。
12. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，转子组件包括毂，所述多个动叶从毂延伸，并且其中，推进***包括从毂的前端延伸到机舱的后端的长度，并且其中，长度与最大直径的比率为至少2。
13. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，长度与最大直径的比率为至少2.5。
14. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，核心发动机和转子组件一起被构造成在巡航高度下产生25马力/英尺2或更大的功率负载。
15. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，转子组件被构造成以至多750英尺/秒的动叶末梢速度旋转。
16. 一种限定发动机中心线轴线的推进***，该推进***包括：无涵道单转子组件，其包括相对于发动机中心线轴线径向延伸的多个动叶；以及静叶组件，其定位在无涵道转子组件后方，其中，静叶组件包括相对于发动机中心线轴线径向延伸的多个静叶，并且其中，推进***包括在2和-2之间的静叶数量与动叶数量之间的差值。
17. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，转子组件包括动叶桨距改变机构，该动叶桨距改变机构被构造成相对于在所述多个静叶中的一个或多个处的静叶桨距来控制在所述多个动叶中的一个或多个处的动叶桨距。
18. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，静叶组件包括静叶桨距改变机构，该静叶桨距改变机构被构造成相对于在所述多个动叶中的一个或多个处的动叶桨距来控制在所述多个静叶中的一个或多个处的静叶桨距。
19. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，该推进***包括封装在机舱中的核心发动机，其中，机舱限定最大直径，并且其中，静叶组件从机舱延伸；并且其中，转子组件包括毂，所述多个动叶从毂延伸，并且其中，推进***包括从毂的前端延伸到机舱的后端的长度，并且其中，长度与最大直径的比率为至少2。
20. 本文中的任何一项或多项条款的推进***，其中，动叶和静叶的总和为30个或更少，并且其中，动叶和静叶的总和为20个或更大。
21. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，推进***在巡航高度下在转子组件处产生50马力/英尺2或更小的功率负载。
22. 一种推进***，该推进***包括：核心发动机，其封装在机舱中，其中，机舱限定直径；转子组件，其包括多个动叶和毂；静叶组件，其从核心发动机的机舱延伸，静叶组件定位在转子组件的后方，该推进***限定从转子组件的毂延伸到机舱的后端的长度，并且其中，长度与直径的比率为至少2或至少2.5。
23. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，核心发动机包括轴对称入口。
24. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，包括用于根据本章的一项或多项条款的单无涵道转子发动机的用于减少噪声产生的***。
25. 一种推进***，该推进***包括：可变桨距转子组件，其包括联接到盘的多个动叶，其中，所述多个动叶从盘径向延伸，并且其中，所述多个动叶沿着转子平面定位，转子平面正交于转子组件的纵向中心线轴线延伸；和计划安排环，其能够相对于盘旋转并且具有多个狭槽，以及多个连杆臂，每个连杆臂可操作地联接到所述多个风扇动叶中的一个和所述多个狭槽中的一个，其中，所述多个风扇动叶中的每一个根据由其可操作地联接到的狭槽限定的动叶变桨计划旋转，并且其中，所述多个狭槽中的至少两个限定不同的动叶变桨计划。
26. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，所述多个狭槽中的至少两个限定不同的动叶变桨计划。
27. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，所述多个连杆臂中的每一个都具有固定地连接到所述多个动叶中的一个的第一端和能够滑动连接到所述多个狭槽中的一个的第二端。
28. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，所述多个动叶包括第一组动叶和第二组动叶，并且其中，第一组动叶能够操作地联接到限定第一动叶计划的第一计划安排狭槽，并且其中，第二组动叶能够操作地联接到限定不同于第一动叶计划的第二动叶计划的第二计划安排狭槽。
29. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，第一计划安排狭槽和第二计划安排狭槽处于相邻的交替布置中。
30. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，转子组件是构造成提供基本上轴向的推力的单无涵道转子组件。
31. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，转子组件包括能够旋转地联接到盘的八个和二十个之间的动叶。
32. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，转子组件包括十二个动叶。
33. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，包括核心发动机，其被构造成产生用于驱动涡轮区段的燃烧气体，其中，可变桨距转子组件被构造成提供推力矢量的改变而不需要在核心发动机处的速度的改变。
34. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，包括用于根据本章的一项或多项条款的单无涵道转子发动机的用于减少噪声产生的***。
75. 一种用于单无涵道转子发动机的推力反向的方法，该方法包括：至少通过关闭在转子组件处的动叶处的动叶桨距角来生成转子组件前方的向前速度分量；以及在转子组件处生成正切向速度分量，其中，正切向速度分量与来自转子组件后方的静叶组件的负切向速度分量相反。
76. 根据本章的一项或多项条款所述的方法，包括至少通过关闭在静叶组件处的静叶处的静叶桨距角来加载转子组件。
77. 根据本章的一项或多项条款所述的方法，其中，加载转子组件包括使在静叶组件处的静叶与在动叶组件处的动叶的旋转方向同向地旋转。
78. 根据本章的一项或多项条款所述的方法，其中，加载转子组件包括至少通过关闭静叶桨距角来减小在静叶组件处的负切向速度分量。
79. 一种用于调节单无涵道转子发动机的推力矢量的方法，该方法包括任何前述条款的一个或多个步骤。
80. 一种用于操作单无涵道转子发动机的计算机实现的方法，该计算机实现的方法包括任何前述条款的方法。
81. 一种计算***，包括一个或多个处理器和一个或多个存储器设备，其中，一个或多个存储器设备被构造成存储指令，当由一个或多个处理器执行时，所述指令执行操作，所述操作包括任何前述条款的方法的步骤中的任一个。
82. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，该推进***包括任何前述条款的计算***。
83. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，该推进***被构造成执行根据本章的一项或多项条款所述的方法的步骤。
84. 一种计算***，包括一个或多个处理器和一个或多个存储器设备，其中，一个或多个存储器设备被构造成存储指令，当由一个或多个处理器执行时，所述指令执行操作，所述操作包括：获得对应于飞行器的期望空气速度、推力输出或压力比中的一个或多个的油门输入；经由发动机循环模型生成命令转子动叶桨距角；经由传感器获得测量的转子动叶桨距；以及经由控制器至少基于测量的转子动叶桨距生成对应于对命令转子动叶桨距角的命令调节的转子动叶桨距信号。
85. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，包括：至少基于命令低转轴参数和测量的低转轴参数生成校正的低转轴参数信号；以及生成对应于在燃烧区段处的燃料流量的发动机控制信号。
86. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，其中，生成转子动叶桨距信号是第一控制回路，并且生成发动机控制信号是第二控制回路。
87. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，其中，当燃烧区段处于基本稳态的飞行器操作状况时，生成转子动叶桨距信号独立于生成发动机控制信号。
88. 一种计算***，包括一个或多个处理器和一个或多个存储器设备，其中，一个或多个存储器设备被构造成存储指令，当由一个或多个处理器执行时，所述指令执行操作，所述操作包括：经由油门输入获得期望的推力输出；至少经由功率管理逻辑块确定命令推力输出信号；在控制器处接收命令推力输出信号；以及经由控制器生成对应于命令燃料流量、转子动叶桨距角、静叶桨距角或转子平面角中的一个或多个的输出信号。
89. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，包括经由发动机至少基于输出信号生成实际推力输出估计。
90. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，包括经由在发动机处的传感器接收发动机信号，该发动机信号对应于扭矩测量值、低转轴速度测量值、高转轴速度测量值、转子动叶桨距角测量值、静叶桨距角测量值、转子平面位置测量值、或对应于可变几何的一个或多个致动器位置、或声学传感器中的一个或多个。
91. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，包括至少基于发动机信号生成推力反馈信号。
92. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，其中，推力曲线将发动机输出特性定义为在发动机处的一个或多个环境状况或控制设备的函数。
93. 一种计算***，包括一个或多个处理器和一个或多个存储器设备，其中，一个或多个存储器设备被构造成存储指令，当由一个或多个处理器执行时，所述指令执行操作，基于传感器的控制器被构造成执行指令，所述指令执行操作，所述操作包括：获得对应于飞行器的期望空气速度、推力输出或压力比中的一个或多个的油门输入；经由发动机循环模型生成命令转子动叶桨距角；经由传感器获得测量的转子动叶桨距；以及经由控制器至少基于测量的转子动叶桨距生成对应于对命令转子动叶桨距角的命令调节的转子动叶桨距信号，并且其中，该计算***包括基于模型的控制器，该基于模型的控制器被构造成执行操作，所述操作包括：经由油门输入获得期望的推力输出；至少经由包括推力曲线的发动机循环模型确定命令推力输出信号；在控制器处接收命令推力输出信号；以及经由控制器生成对应于命令燃料流量、转子动叶桨距角、静叶桨距角或转子平面角中的一个或多个的输出信号。
94. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，其中，基于模型的控制器被构造成在7%的裕度内调节发动机输出推力。
95. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，其中，基于模型的控制器被构造成在5%的裕度内调节发动机输出推力。
96. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，其中，基于传感器的控制器被构造成在发动机操作状况的瞬时改变期间生成转子桨距信号。
97. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，其中，发动机操作状况的瞬时改变包括进行点火、怠速、起飞、爬升、巡航、下降、进近或推力反向的状况和在它们中的两个或更多个之间的状况。
98. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，其中，基于模型的控制器被构造成在基本稳态的发动机操作状况期间生成输出信号。
99. 根据本章的一项或多项条款所述的计算***，该计算***被构造成执行操作，所述操作包括生成对应于命令发动机压力比、命令核心发动机压力比、命令转子动叶桨距角、命令燃料流量、命令转子平面角、命令静叶桨距角或它们的组合的控制信号。
100. 根据本文的一项或多项条款所述的计算***，该计算***包括：第一发动机控制器，其对应于第一单无涵道转子发动机，该第一发动机控制器包括基于传感器的控制器和基于模型的控制器；第二发动机控制器，其对应于第二单无涵道转子发动机，该第二发动机控制器包括基于传感器的控制器和基于模型的控制器，其中，第一发动机控制器和第二发动机控制器彼此交叉联接通信，并且其中，操作包括：确定第一发动机控制器和第二发动机控制器的主控制器；和确定是否调节在第一单无涵道转子发动机或第二单无涵道转子发动机中的一个或多个处的发动机操作参数，其中，确定是否调节发动机操作参数对应于在第一和第二单无涵道转子发动机之间的感测拍频。
101.本文的任一条款的计算***，所述操作包括调节在第一单无涵道转子发动机或第二单无涵道转子发动机中的一个或多个处的发动机操作参数中的一个或多个，所述发动机操作参数包括转子动叶桨距角、静叶桨距角或转子平面角。
102. 本文的任一条款的计算***，其中，调节发动机操作参数中的一个或多个包括在单无涵道转子发动机处保持核心发动机的基本上恒定的速度。
103. 本文的任一条款的计算***，其中，确定主控制器包括基于健康参数、发动机操作参数、发动机循环计数、排气温度、燃料消耗率或在翼时间中的一个或多个来确定性能更好的发动机。
104. 本文的任一条款的计算***，所述操作包括基于另一个发动机操作状况对性能更好的单无涵道转子发动机进行失谐。
105. 本文的任一条款的计算***，所述操作包括：经由在第一发动机控制器或第二发动机控制器处的基于传感器的控制器，至少基于命令低转轴参数和测量的低转轴参数来生成校正的低转轴参数信号；经由在第一发动机控制器或第二发动机控制器处的基于传感器的控制器生成对应于在燃烧区段处的燃料流量的发动机控制信号；经由发动机至少基于输出信号生成实际推力输出；以及经由在发动机处的传感器接收发动机信号，该发动机信号对应于扭矩测量值、低转轴速度测量值、高转轴速度测量值、转子动叶桨距角测量值、静叶桨距角测量值、转子平面位置测量值、或对应于可变几何的一个或多个致动器位置、或声学传感器中的一个或多个。
106. 一种飞行器，包括根据本章的一项或多项条款所述的计算***。
107. 一种飞行器，包括根据本章的一项或多项条款所述的推进***。
108. 一种飞行器，其被构造成执行根据本章的一项或多项条款所述的方法的步骤。
109. 一种推进***，该推进***包括：可变桨距转子组件，其包括联接到盘的多个动叶，其中，所述多个动叶包括第一动叶，该第一动叶被构造成与构造成使第二动叶桨距进行关节式移动的第二动叶分开地使第一动叶桨距进行关节式移动；静叶组件，其与可变桨距转子组件成空气动力学关系定位；核心发动机，其包括高速转轴和低速转轴，其中，低速转轴能够操作地联接到转子组件；以及一个或多个控制器，其被构造成执行操作，所述操作包括：使转子组件的第一动叶进行关节式移动，其中，使第一动叶进行关节式移动改变第一动叶桨距；和使转子组件的第二动叶进行关节式移动，其中，使第二动叶进行关节式移动改变第二动叶桨距。
110. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括：接收指示在推进***内或周围的环境参数的输入信号；以及基于环境参数生成输出信号，其中，输出信号对应于转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或多个的关节式移动。
111. 本文的任一条款的推进***，其中，生成输出信号对应于转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或多个的期望的关节式移动频率。
112. 本文的任一条款的推进***，其中，期望的关节式移动频率对应于转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或多个的共振频率。
113. 本文的任一条款的推进***，其中，期望的关节式移动频率至少基于转子组件的第一动叶或第二动叶的扭矩模式形状。
114. 本文的任一条款的推进***，其中，使转子组件的第一动叶和第二动叶进行关节式移动包括间歇地改变第一动叶桨距和第二动叶桨距。
115. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括至少基于以基本上恒定的速度操作核心发动机以及使可变桨距转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或两个进行关节式移动来改变推力矢量。
116. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括至少基于以基本上恒定的速度操作低速转轴、至少基于相对于转子组件后方的静叶组件的静叶桨距角使可变桨距转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或两个进行关节式移动来改变推力矢量。
117. 本文的任一条款的推进***，其中，可变桨距转子组件是定位在静叶组件前方的单无涵道转子组件。
118. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括：操作核心发动机和转子组件以生成推力输出；确定期望推力输出与核心发动机的速度的关系；以及至少基于确定的期望推力输出与核心发动机的速度的关系生成输出信号。
119. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括至少基于以基本上恒定的速度操作低速转轴、至少基于相对于转子组件后方的静叶组件的静叶桨距角使可变桨距转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或两个进行关节式移动来改变推力矢量。
120. 一种推进***，包括：可变桨距转子组件，其包括联接到盘的多个动叶的单级，其中，所述多个动叶包括第一动叶，该第一动叶被构造成与构造成使第二动叶桨距进行关节式移动的第二动叶分开地使第一动叶桨距进行关节式移动；静叶组件，其定位在可变桨距转子组件后方；核心发动机，其包括高速转轴和低速转轴，其中，低速转轴能够操作地联接到转子组件；以及控制器，其被构造成执行操作，所述操作包括：确定期望推力输出与核心发动机的速度的关系；确定在第一动叶处的期望的第一动叶桨距；确定在第二动叶处的期望的第二动叶桨距；以及基于确定的期望推力输出与核心发动机的速度的关系来调节第一动叶桨距或第二动叶桨距中的一个或两个。
121. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括：接收指示环境参数的输入信号；以及基于环境参数生成输出信号，其中，输出信号对应于第一动叶或第二动叶中的一个或多个的调节。
122. 本文的任一条款的推进***，其中，环境参数包括感知噪声、环境空气温度、环境空气压力或结冰状况中的一个或多个。
123. 本文的任一条款的推进***，其中，生成输出信号对应于第一动叶桨距或第二动叶桨距中的一个或多个的调节的期望频率。
124. 本文的任一条款的推进***，其中，调节的期望频率对应于转子组件的第一动叶或第二动叶中的一个或多个的共振频率。
125. 本文的任一条款的推进***，其中，调节的期望频率至少基于转子组件的第一动叶或第二动叶的扭矩模式形状。
126. 本文的任一条款的推进***，其中，调节第一动叶桨距或第二动叶桨距中的一个或两个包括在相应的第一角度和第二角度之间间歇地调节第一动叶桨距和第二动叶桨距。
127. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括至少基于在第一动叶处将第一动叶调节至期望的第一动叶桨距或者将第二动叶调节至不同于期望的第一动叶桨距的期望的第二动叶桨距来改变推力矢量。
128. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括当改变推力矢量时以基本上恒定的速度操作核心发动机。
129. 一种限定发动机中心线的推进***，该推进***包括：转子组件，其被构造成相对于发动机中心线轴线旋转，并且其中，转子组件的一个或多个动叶被构造成沿着动叶桨距角轴线旋转；以及静叶组件，其与转子组件成空气动力学关系定位，该静叶组件包括一个或多个静叶，其中，每个静叶包括静叶桨距角；控制器，其被构造成执行操作，所述操作包括：旋转转子组件以生成从转子组件前方的第一点位到转子组件后方的第二点位的空气流；经由转子组件生成空气流的正切向速度分量；以及基于改变动叶桨距角轴线或静叶桨距角轴线来调节在转子组件处的负载。
130. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括调节在转子组件的一个或多个动叶处的动叶桨距角，以将动叶前缘定位在动叶后缘后方。
131. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括经由转子组件生成空气流的正切向速度分量。
132. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括经由关闭动叶桨距角来增加转子组件的动叶处的负载。
133. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括经由静叶组件生成空气流的负切向速度分量。
134. 本文的任一条款的推进***，其中，生成空气流的负切向速度分量包括关闭静叶桨距角。
135. 本文的任一条款的推进***，其中，关闭静叶桨距角包括沿着静叶桨距角轴线在0度和15度之间旋转一个或多个静叶。
136. 本文的任一条款的推进***，其中，基于改变动叶桨距角轴线或静叶桨距角轴线来调节在转子组件处的负载包括经由沿着静叶桨距角轴线关闭一个或多个静叶来增加在转子组件的动叶处的负载。
137. 本文的任一条款的推进***，其中，基于改变动叶桨距角轴线或静叶桨距角轴线来调节在转子组件处的负载包括至少通过打开静叶桨距角来减小来自静叶组件的空气流的负切向速度分量。
138. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括相对于转子组件的后方和前方改变绝对切向速度，其中，改变绝对切向速度至少基于相对于静叶桨距角调节动叶桨距角。
139. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括使在静叶组件处的静叶与在转子组件的一个或多个动叶处的动叶桨距角的旋转方向同向地旋转。
140. 本文的任一条款的推进***，其中，一个或多个动叶被构造成在动叶翼展的50%以下生成正向流，并且其中，一个或多个动叶被构造成在动叶翼展的50%或以上生成反向流。
141. 本文的任一条款的推进***，所述操作包括：经由转子组件生成空气流的后轴向速度；以及基于打开和关闭静叶桨距角轴线来调节在转子组件处的负载。
142. 本文的任一条款的推进***，其中，当在转子组件的一个或多个动叶处的动叶桨距角关闭时，静叶组件定位在转子组件的后方。
143. 一种用于调节单无涵道转子发动机的推力矢量的方法，该方法包括：至少通过关闭在转子组件处的一个或多个动叶处的动叶桨距角来生成转子组件前方的向前速度分量；以及在转子组件处生成正切向速度分量，其中，正切向速度分量与来自转子组件后方的静叶组件的负切向速度分量相反。
144. 本文的任一条款的方法，包括至少通过在静叶组件的一个或多个静叶处关闭静叶桨距角来加载转子组件。
145. 本文的任一条款的方法，其中，加载转子组件包括使在静叶组件处的静叶与在动叶组件处的动叶的旋转方向同向地旋转。
146. 本文的任一条款的方法，其中，加载转子组件包括至少通过关闭静叶桨距角来减小在静叶组件处的负切向速度分量。
147. 一种计算***，该计算***被构造成存储指令，当被一个或多个处理器执行时，所述指令执行操作，所述操作包括：命令定位在静叶组件前方的转子组件的一个或多个动叶处的动叶桨距角的改变，其中，在转子组件相对于发动机中心线轴线旋转期间，关闭动叶桨距角在转子组件前方生成向前速度分量；以及在相对于发动机中心线轴线旋转期间，命令相对于转子组件的后方和前方的绝对切向速度的改变，其中，改变绝对切向速度至少基于相对于在静叶组件的一个或多个静叶处的静叶桨距角改变在转子组件的一个或多个动叶处的动叶桨距角。
148. 本文的任一条款的计算***，所述操作包括命令在静叶组件的一个或多个静叶处的静叶桨距角的改变，以减小在静叶组件处的负切向速度分量。
149. 一种用于减少单无涵道转子发动机的噪声生成的***，该***包括根据本章的一项或多项条款所述的推进***。
150. 一种限定发动机中心线的推进***，该推进***包括：无涵道转子组件，其包括相对于发动机中心线轴线径向延伸的多个动叶，该转子组件被构造成生成与发动机中心线轴线基本上同向的推力；以及静叶组件，其定位在转子组件后方，该静叶组件包括相对于发动机中心线轴线径向延伸的多个静叶，其中，推进***在巡航高度下在转子组件处生成至少25马力/英尺2的功率负载。
151. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，推进***在巡航高度下在转子组件处产生100马力/英尺2或更小的功率负载。
152. 根据本章的一项或多项条款所述的推进***，其中，巡航高度包括在4.85磅/平方英寸和2.14磅/平方英寸之间的环境空气状况。

Claims (10)

1.一种用于无涵道转子发动机的计算***，所述无涵道转子发动机具有与无涵道转子组件成空气动力学关系的可变桨距静叶组件，所述计算***包括：
基于传感器的控制器，其被构造成执行第一组操作，所述第一组操作包括：
获得对应于命令低转轴速度的第一信号；
获得指示桨距角的第二信号，所述桨距角对应于来自所述无涵道转子组件和可变桨距静叶组件的推力输出；
至少基于可变动叶桨距角或可变静叶桨距角中的一个或两个，生成对应于对所述桨距角的命令调节的桨距反馈信号；
基于模型的控制器，其被构造成执行第二组操作，所述第二组操作包括：
经由油门输入获得期望的推力输出；
至少经由功率管理块确定命令推力输出信号；
接收所述命令推力输出信号；和
生成输出信号，所述输出信号对应于到燃烧区段的命令燃料流量、可变动叶桨距角、可变静叶桨距角或转子平面角中的一个或多个。
2.根据权利要求1所述的计算***，其特征在于，所述基于模型的控制器被构造成经由所述输出信号在相对于所述基于传感器的控制器的7%裕度内调节发动机推力输出。
3.根据权利要求1所述的计算***，其特征在于，所述基于传感器的控制器被构造成在发动机操作状况的瞬时改变期间生成所述桨距反馈信号。
4.根据权利要求3所述的计算***，其特征在于，发动机操作状况的瞬时改变包括进行点火、怠速、起飞、爬升、巡航、下降、进近或推力反向的状况和在点火、怠速、起飞、爬升、巡航、下降、进近或推力反向中的两个或更多个之间的状况。
5.根据权利要求1所述的计算***，其特征在于，所述基于模型的控制器被构造成在基本稳态的发动机操作状况期间生成所述输出信号。
6.根据权利要求1所述的计算***，其特征在于，所述第一组操作包括：
获得对应于飞行器的期望空气速度、期望推力输出或期望压力比中的一个或多个的油门输入；
生成对应于所述命令低转轴速度的第一信号；和
生成指示对应于在所述转子组件处的推力输出的桨距角的第二信号。
7.根据权利要求6所述的计算***，其特征在于，所述第一组操作包括：
生成对应于所述命令燃料流量的低转轴速度反馈信号。
8.根据权利要求7所述的计算***，其特征在于，生成对应于对所述燃料流量的命令调节的低转轴速度反馈信号保持基本上恒定的核心发动机速度。
9.根据权利要求8所述的计算***，其特征在于，生成对应于对所述燃料流量的命令调节的低转轴速度反馈信号提供可变的转子组件速度。
10.根据权利要求1所述的计算***，其特征在于，当所述燃烧区段处于基本稳态的飞行器操作状况时，生成所述桨距反馈信号独立于生成所述低转轴速度反馈。
CN202011102875.4A 2019-10-15 2020-10-15 用于控制无涵道发动机的***和方法 Active CN112664328B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201962915364P 2019-10-15 2019-10-15
US62/915364 2019-10-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112664328A true CN112664328A (zh) 2021-04-16
CN112664328B CN112664328B (zh) 2024-07-23

Family

ID=86060089

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011102875.4A Active CN112664328B (zh) 2019-10-15 2020-10-15 用于控制无涵道发动机的***和方法

Country Status (2)

Country Link
US (4) US20210108595A1 (zh)
CN (1) CN112664328B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113792502A (zh) * 2021-09-15 2021-12-14 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种燃气轮机压气机低转速下中间级防喘放气流量设计方法

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201912322D0 (en) * 2019-08-28 2019-10-09 Rolls Royce Plc Gas turbine engine flow control
KR20220156651A (ko) * 2020-04-08 2022-11-25 로베르트 보쉬 게엠베하 편물 라인의 강도가 향상된 밴드형 냉각팬 밴드
CN113466408A (zh) * 2021-06-23 2021-10-01 新疆生产建设兵团第八师生态环境监测站(石河子市生态环境监测站) 一种移动式大气臭氧监测和处理装置及方法
US11492918B1 (en) 2021-09-03 2022-11-08 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
US11753144B2 (en) 2021-10-15 2023-09-12 General Electric Company Unducted propulsion system
US11572827B1 (en) 2021-10-15 2023-02-07 General Electric Company Unducted propulsion system
US11867131B2 (en) * 2021-10-29 2024-01-09 Rtx Corporation Hybrid electric single engine descent mode activation logic
US20230150681A1 (en) * 2021-11-15 2023-05-18 General Electric Company Gas turbine engine noise reduction
FR3130313A1 (fr) * 2021-12-15 2023-06-16 Safran Aircraft Engines Procédé de gestion du couple d’une turbomachine
US11608743B1 (en) 2022-02-04 2023-03-21 General Electric Company Low-noise blade for an open rotor
US12031504B2 (en) 2022-08-02 2024-07-09 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
US20240052755A1 (en) * 2022-08-10 2024-02-15 General Electric Company Controlling excitation loads associated with open rotor aeronautical engines
US20240052753A1 (en) * 2022-08-10 2024-02-15 General Electric Company Controlling excitation loads associated with open rotor aeronautical engines

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103244281A (zh) * 2012-02-06 2013-08-14 通用电气公司 不基于模型控制逆向旋转开式转子燃气轮机的方法和设备
US20160159461A1 (en) * 2014-09-30 2016-06-09 General Electric Company Method and system for model based control for variable pitch fan engines and turbo-shaft, turbo-propeller engines
US20170107914A1 (en) * 2015-10-19 2017-04-20 General Electric Company Thrust scheduling method for variable pitch fan engines and turbo-shaft, turbo-propeller engines

Family Cites Families (76)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3747343A (en) * 1972-02-10 1973-07-24 United Aircraft Corp Low noise prop-fan
US3946554A (en) * 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Variable pitch turbofan engine and a method for operating same
US4321791A (en) * 1979-12-26 1982-03-30 Eaton Corporation Electronic fuel control system for a gas turbine engine
US4446696A (en) * 1981-06-29 1984-05-08 General Electric Company Compound propulsor
US4534526A (en) 1982-12-27 1985-08-13 United Technologies Corporation Cabin noise suppression in propeller driven aircraft
US5156353A (en) 1987-04-13 1992-10-20 General Electric Company Aircraft pylon
US4934825A (en) 1987-12-22 1990-06-19 United Technologies Corporation Propeller phase control apparatus
US4917336A (en) 1988-02-19 1990-04-17 The Boeing Company Mounting assembly for unducted prop engine and method
US4976102A (en) 1988-05-09 1990-12-11 General Electric Company Unducted, counterrotating gearless front fan engine
US4958289A (en) * 1988-12-14 1990-09-18 General Electric Company Aircraft propeller speed control
US5190441A (en) 1990-08-13 1993-03-02 General Electric Company Noise reduction in aircraft propellers
US5148402A (en) 1990-12-21 1992-09-15 United Technologies Corporation Method for reducing aircraft cabin noise and vibration
US5197855A (en) 1991-07-01 1993-03-30 United Technologies Corporation Engine exhaust/blade interaction noise suppression
US5789678A (en) 1996-10-22 1998-08-04 General Electric Company Method for reducing noise and/or vibration from multiple rotating machines
US6341747B1 (en) 1999-10-28 2002-01-29 United Technologies Corporation Nanocomposite layered airfoil
US7578132B2 (en) 2001-03-03 2009-08-25 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine exhaust nozzle
FR2898583B1 (fr) 2006-03-20 2008-04-18 Airbus France Sas Aeronef a impact environnemental reduit
US7900865B2 (en) 2006-12-19 2011-03-08 The Boeing Company Airplane configuration
GB2445555B (en) 2007-01-09 2009-02-18 Rolls Royce Plc An aircraft configuration
FR2915179B1 (fr) 2007-04-23 2009-05-29 Airbus France Sa Aeronef a impact environnemental reduit.
ES2343047B1 (es) 2007-12-13 2011-06-14 Airbus España, S.L. Fuselaje de aeronave atenuado acusticamente.
US8210798B2 (en) 2008-02-13 2012-07-03 United Technologies Corporation Cooled pusher propeller system
US8083482B2 (en) 2008-09-30 2011-12-27 Ge Aviation Systems, Llc Method and system for limiting blade pitch
GB0821684D0 (en) 2008-11-28 2008-12-31 Rolls Royce Plc Aeroengine starter/generator arrangement
US8240609B2 (en) 2008-12-08 2012-08-14 The Boeing Company System and method for reducing viscous force between a fluid and a surface
ES2377637B1 (es) 2009-04-07 2013-02-28 Airbus Operations, S.L. Avión con configuración alar en caja lambda.
DE102009032841A1 (de) 2009-07-13 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Geräuschreduziertes Flugzeugtriebwerk sowie Verfahren zur Verminderung von Geräuschemissionen eines Flugzeugtriebwerks
US8689538B2 (en) * 2009-09-09 2014-04-08 The Boeing Company Ultra-efficient propulsor with an augmentor fan circumscribing a turbofan
US8690106B1 (en) 2010-03-14 2014-04-08 The Boeing Company Ejector driven flow control for reducing velocity deficit profile downstream of an aerodynamic body
US8752394B2 (en) * 2010-03-15 2014-06-17 Rolls-Royce Corporation Determining fan parameters through pressure monitoring
FR2963067B1 (fr) 2010-07-23 2012-08-24 Snecma Turbomoteur a double helice non carenee
GB2482545B (en) 2010-08-06 2017-05-03 Ge Aviat Systems Ltd Aircraft propellers with composite blades mounted to a single propeller hub
GB201101609D0 (en) 2011-01-31 2011-03-16 Rolls Royce Plc Attenuation of open rotor noise
GB201102987D0 (en) 2011-02-22 2011-04-06 Rolls Royce Plc A propfan engine
GB2493980B (en) 2011-08-26 2018-02-14 Ge Aviat Systems Ltd Pitch control of contra-rotating airfoil blades
US9102397B2 (en) 2011-12-20 2015-08-11 General Electric Company Airfoils including tip profile for noise reduction and method for fabricating same
WO2013091644A1 (en) * 2011-12-20 2013-06-27 Vestas Wind Systems A/S A method of controlling a wind turbine, and a wind turbine
US9057329B2 (en) 2012-02-22 2015-06-16 Honeywell International Inc. Turboprop engine systems with noise reducing inlet assemblies
US10837367B2 (en) 2012-02-28 2020-11-17 Raytheon Technologies Corporation Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine
US9856745B2 (en) 2012-02-28 2018-01-02 United Technologies Corporation Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine
FR2990718B1 (fr) 2012-05-16 2016-12-09 Airbus Operations Sas Helice pour moteur d'aeronef comprenant des moyens de reduction du bruit a moyennes et hautes frequences et amelioration de la perception acoustique.
WO2014066508A2 (en) 2012-10-23 2014-05-01 General Electric Company Unducted thrust producing system architecture
FR2998866B1 (fr) 2012-11-30 2017-01-13 Snecma Dispositif de commande pour un moteur
EP3604764B1 (en) 2013-03-07 2023-04-19 Rolls-Royce Corporation Multi-shaft gas turbine engine
EP2971598B1 (en) * 2013-03-13 2019-08-21 United Technologies Corporation Variable vane control system
US9586690B2 (en) * 2013-03-14 2017-03-07 Rolls-Royce Corporation Hybrid turbo electric aero-propulsion system control
WO2015053930A1 (en) * 2013-10-11 2015-04-16 Unison Industries, Llc Method and apparatus for controlling a turboprop engine
FR3016662B1 (fr) 2014-01-23 2016-02-12 Snecma Turbomoteur a helices non carenees muni d'une enveloppe de renfort integrant des troncons de canalisations
FR3017165B1 (fr) 2014-02-05 2016-01-22 Snecma Pale pour une helice de turbomachine, notamment a soufflante non carenee, helice et turbomachine correspondantes
US20150344127A1 (en) 2014-05-31 2015-12-03 General Electric Company Aeroelastically tailored propellers for noise reduction and improved efficiency in a turbomachine
US9758254B2 (en) 2014-11-11 2017-09-12 The Boeing Company Jet noise suppressor
US9777642B2 (en) * 2014-11-21 2017-10-03 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling the same
FR3029576B1 (fr) * 2014-12-04 2016-12-30 Snecma Procede pour reduire le niveau de bruit d'une soufflante de turbomachine
US9677475B2 (en) * 2015-01-15 2017-06-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed and temperature spool cooling system
FR3032942B1 (fr) 2015-02-19 2018-11-23 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage
FR3032941B1 (fr) 2015-02-24 2017-03-10 Snecma Soufflante non carenee de turbomachine d'aeronef
FR3035439B1 (fr) 2015-04-27 2017-05-19 Snecma Moteur d'aeronef a soufflante non carenee comportant une helice ayant des aubes dont les pieds sont hors de la nacelle en etant couverts par des capots demontables
PL412269A1 (pl) 2015-05-11 2016-11-21 General Electric Company Zanurzony wlot kanału przepływu między łopatką wirnika i łopatką kierowniczą dla turbiny gazowej z otwartym wentylatorem
US20160333729A1 (en) 2015-05-11 2016-11-17 General Electric Company Turbine engine having variable pitch outlet guide vanes
DE102015107626B4 (de) 2015-05-15 2019-11-07 Airbus Defence and Space GmbH Strömungssteuerungsvorrichtung, Strömungsdynamischer Profilkörper und Strömungssteuerungsverfahren mit Schallwellenerzeugung
GB201511033D0 (en) 2015-05-19 2015-08-05 Rolls Royce Plc Aircraft electrical network
US9835037B2 (en) * 2015-06-22 2017-12-05 General Electric Company Ducted thrust producing system with asynchronous fan blade pitching
US10288083B2 (en) * 2015-11-16 2019-05-14 General Electric Company Pitch range for a variable pitch fan
FR3043984B1 (fr) 2015-11-25 2017-12-22 Snecma Avion propulse par une turbomachine muni d'un ecran acoustique
US10414486B2 (en) 2015-11-30 2019-09-17 General Electric Company Airfoil for a rotary machine including a propellor assembly
US9725155B2 (en) 2015-12-30 2017-08-08 General Electric Company Method and system for open rotor engine fuselage protection
US10829206B2 (en) 2016-02-10 2020-11-10 General Electric Company Wing leading edge features to attenuate propeller wake-wing acoustic interactions
EP3219608B1 (en) * 2016-03-18 2020-07-08 Ratier-Figeac SAS Improved hydraulic actuation control in propellers
EP3296194B1 (en) 2016-09-14 2020-02-26 Airbus Operations S.L. Integrated detachable ballistic shield
US10435148B2 (en) * 2017-05-08 2019-10-08 Aurora Flight Sciences Corporation Systems and methods for acoustic radiation control
US10934866B2 (en) * 2017-06-20 2021-03-02 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Variable pitch change control method
US10378452B1 (en) 2018-02-26 2019-08-13 The Boeing Company Hybrid turbine jet engines and methods of operating the same
US10961921B2 (en) * 2018-09-19 2021-03-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Model-based control system and method for a turboprop engine
US11408357B2 (en) * 2018-11-23 2022-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine and propeller control system
US11313286B2 (en) * 2018-11-23 2022-04-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated propeller and engine controller
WO2020240567A1 (en) * 2019-05-28 2020-12-03 Eviation Aircraft Ltd. Thrust control system and method

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103244281A (zh) * 2012-02-06 2013-08-14 通用电气公司 不基于模型控制逆向旋转开式转子燃气轮机的方法和设备
US20160159461A1 (en) * 2014-09-30 2016-06-09 General Electric Company Method and system for model based control for variable pitch fan engines and turbo-shaft, turbo-propeller engines
US20170107914A1 (en) * 2015-10-19 2017-04-20 General Electric Company Thrust scheduling method for variable pitch fan engines and turbo-shaft, turbo-propeller engines
CN107023405A (zh) * 2015-10-19 2017-08-08 通用电气公司 用于可变桨距风扇发动机和涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机的推力调度方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113792502A (zh) * 2021-09-15 2021-12-14 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种燃气轮机压气机低转速下中间级防喘放气流量设计方法
CN113792502B (zh) * 2021-09-15 2024-04-02 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种燃气轮机压气机低转速下中间级防喘放气流量设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
US20210108576A1 (en) 2021-04-15
US20210108595A1 (en) 2021-04-15
US20210108575A1 (en) 2021-04-15
US20230415914A1 (en) 2023-12-28
US11834196B2 (en) 2023-12-05
CN112664328B (zh) 2024-07-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112664328B (zh) 用于控制无涵道发动机的***和方法
CN107023405B (zh) 用于燃气涡轮发动机的推力调度方法
EP2074321B1 (en) Fan variable area nozzle with adaptive structure and method of varying a fan exit area of a gas turbine engine
EP2540989B1 (en) Variable cycle turbine engine
EP3620389B1 (en) Aircraft having an aft engine
US10184340B2 (en) Geared turbofan engine having a reduced number of fan blades and improved acoustics
CA3009004C (en) Propulsion system for an aircraft
US20200088108A1 (en) Gas turbine engine with variable pitch fan and variable pitch compressor geometry
EP3960997A1 (en) In-flight hybrid-electric engine shutdown and restart
US20220063825A1 (en) Hybrid electric aircraft engine
US20210108523A1 (en) Unducted single rotor engine
EP2798183B1 (en) Gas turbine engine with low fan pressure ratio
EP4180644A1 (en) Open rotor gas turbine engine noise reduction
EP3960996A1 (en) Hybrid electric engine speed regulation
US20220065163A1 (en) Ground operations of a hybrid electric propulsion system
US20230358169A1 (en) Active compressor stall recovery
CN117588268A (zh) 控制与开式转子航空发动机相关联的激励负载
CN117588272A (zh) 控制与开式转子航空发动机相关联的激励负载
EP3961017A1 (en) Compressor stall mitigation
US20220259985A1 (en) Open rotor turbomachinery engines
EP2809936B1 (en) Gas turbine engine with improved fuel efficiency
CN117588267A (zh) 控制与开式转子航空发动机相关联的激励负载
CN117588309A (zh) 燃气涡轮发动机降噪

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant