專利名稱：下游開放風(fēng)扇螺旋槳位置的優(yōu)化的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本公開大體涉及推進(jìn)系統(tǒng)，如飛 機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)，且特別涉及飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的方法和設(shè)備。更特別地，本公開涉及優(yōu)化反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎的下游螺旋槳位置的方法和設(shè)備。
背景技術(shù)：
當(dāng)前用于反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇(CROF)飛機(jī)引擎的CROF螺旋槳系統(tǒng)要求下游螺旋槳的槳葉具有一定程度“剪切(cropping)”，以便減小由于超出上游螺旋槳之外的流管的自然收縮所導(dǎo)致的起飛社區(qū)噪聲。當(dāng)前的合法噪聲限制和本地機(jī)場(chǎng)噪聲法規(guī)會(huì)要求槳葉剪切量足夠?qū)⑾掠温菪龢闹睆綔p少百分之二十或更大從而滿足噪聲要求。然而，剪切減小有效翼展且因此減少針對(duì)下游螺旋槳的給定槳距的升力，且要求增加槳距從而恢復(fù)損失的推力從而滿足起飛推力要求。在某些情形中，不能滿足未剪切推力。然而增加的槳距可導(dǎo)致阻力増加和非設(shè)計(jì)(off design)エ況(起飛、爬升、下降、翻轉(zhuǎn)都是非設(shè)計(jì)エ況)的性能退化，這也增加剪切螺旋槳的與尾流相關(guān)的自發(fā)噪聲(self-noise)。具有ー個(gè)或多個(gè)CROF引擎的飛機(jī)在起飛階段碰到的不可接受的噪聲水平是由尾流相互作用和槳葉渦流相互作用(BVI)噪聲所驅(qū)動(dòng)的。BVI噪聲是由如下事實(shí)引起的，即，隨著流管以渦流被通常在下游螺旋槳槳葉的最高載荷區(qū)處的下游螺旋槳所“切斷”(相互作用)的方式收縮(收縮角度是飛行馬赫數(shù)和飛機(jī)角度的函數(shù))，上游螺旋槳產(chǎn)生的翼梢渦流(tip vortice)傾向于沿徑向向內(nèi)方向朝向下游螺旋槳衰減。隨著下游螺旋槳切斷這些潤流，固有的槳葉流道音調(diào)水平(tone level)増加，且新的相互作用音調(diào)產(chǎn)生。此外，不穩(wěn)葉片應(yīng)カ加劇，其可引起需要加強(qiáng)/加固螺旋槳，且額外的引擎振動(dòng)加固/處理導(dǎo)致重量和成本増加。通常，要求厚度比最佳性能所優(yōu)選的更厚的螺旋槳機(jī)翼來加強(qiáng)強(qiáng)度，這會(huì)增加波阻(wave drag),波阻會(huì)削弱螺旋槳性能并產(chǎn)生噪聲。相對(duì)于被“剪切的”下游螺旋槳的噪聲害處可高達(dá)6EPN (有效感知噪聲)dB (分貝)(累積到三個(gè)當(dāng)前認(rèn)證測(cè)量點(diǎn)規(guī)則)。雖然下游螺旋槳槳葉的翼稍不總是字面描述為“剪切的”(即，削斷)，不過具有比上游螺旋槳更短直徑的下游螺旋槳通常被本領(lǐng)域技術(shù)人員稱為被“剪切的”。減小CROF飛機(jī)引擎的CROP螺旋槳系統(tǒng)的下游螺旋槳直徑保持與減小飛機(jī)有效翼展的的空氣動(dòng)力學(xué)原理相同，并且導(dǎo)致空氣動(dòng)力學(xué)效率的直接減小，這種減小對(duì)于CROF引擎而言能夠高達(dá)巡航SFC (比燃料消耗量)的百分之五。典型的飛機(jī)水平塊燃料(BlockFuel)害處，包括整體任務(wù)段(起飛、爬升、巡航、下降)的變化害處，通常比指定SFC害處稍微差(1-2%)。不幸的是，該燃料燃燒害處通常針對(duì)整個(gè)任務(wù)，即使起飛段的噪聲敏感部分也僅持續(xù)幾分鐘。而且，飛機(jī)壽命周期可以為20-30年，且在該壽命期間，合法的噪聲認(rèn)證標(biāo)準(zhǔn)以及本地機(jī)場(chǎng)制度通常變得更嚴(yán)格。為了避免飛機(jī)和引擎產(chǎn)品壽命周期中的早期昂貴的改進(jìn)，這些因素可驅(qū)動(dòng)更進(jìn)ー步的引擎性能妥協(xié)，以便確保當(dāng)前交通工具設(shè)計(jì)能夠在客戶接收飛機(jī)時(shí)滿足可能的未來噪聲要求。
人們提出的一種解決CROF噪聲問題的方法是急劇改變飛機(jī)總體布置和配置從而屏蔽/包含螺旋槳系統(tǒng)產(chǎn)生的噪聲。然而，對(duì)于同等類別的有效負(fù)荷范圍要求，該類解決方案通常涉及不可接受的害處，包括由于每單位有效載荷的飛機(jī)質(zhì)量(OEW)増加所導(dǎo)致的TAROC (總飛機(jī)相關(guān)的操作成本)的增加，由于增加的受濕面積(wetted area)和重心平衡(center of gravity trim)所導(dǎo)致的衰減的阻力，以及與在存在機(jī)身、機(jī)翼和操縱面時(shí)如何安裝引擎相關(guān)的額外的引擎比燃料消耗率害處。此外，針對(duì)同型號(hào)間抵觸回避(fratricideavoidance)、飛機(jī)負(fù)載能力以及維護(hù)和維修時(shí)不可通達(dá)的引擎位置,對(duì)于這些替換選項(xiàng)通常導(dǎo)致不可接受的引擎間近似性。因此，有考慮上述一個(gè)或更多問題，以及可能的其他問題的方法和設(shè)備是有利的。
發(fā)明內(nèi)容
在ー個(gè)有利實(shí)施例中，提出了用于控制飛機(jī)的反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇(CROF)引擎的螺旋槳的方法。在飛機(jī)的第一飛行狀況的至少一部分期間，螺旋槳直徑被設(shè)定成第一直徑。在飛機(jī)的第二飛行狀況的至少一部分期間，螺旋槳直徑被設(shè)定成與第一直徑不同的第二直徑。在其他有利實(shí)施例中，設(shè)備包括具有多個(gè)螺旋槳的反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇(CROF)引擎；和致動(dòng)器。致動(dòng)器用于在第一飛行狀況的至少一部分期間將多個(gè)螺旋槳的螺旋槳直徑設(shè)定為第一直徑。致動(dòng)器用于在第二飛行狀況的至少一部分期間將多個(gè)螺旋槳的螺旋槳直徑設(shè)定為與第一直徑不同的第二直徑。特征、功能和優(yōu)點(diǎn)可在本公開的不同實(shí)施例中獨(dú)立實(shí)現(xiàn)，或可在其他實(shí)施例中組合，其中進(jìn)ー步的細(xì)節(jié)可參考下面的說明和附圖看出。


有利實(shí)施例的新穎特征在權(quán)利要求中給出。然而，有利實(shí)施例以及優(yōu)選使用模式、其中進(jìn)ー步的目的和優(yōu)點(diǎn)可結(jié)合附圖，參考下面本公開的有利實(shí)施例的詳細(xì)說明理解，其中圖I示出根據(jù)有利實(shí)施例的飛機(jī)制造和服役方法；圖2示出可實(shí)施有利實(shí)施例的飛機(jī)；圖3示出根據(jù)有利實(shí)施例的飛機(jī)引擎的方框圖；圖4示出可實(shí)施有利實(shí)施例的飛機(jī)的頂視圖；圖5示出圖4中示出的飛機(jī)引擎的側(cè)視圖；圖6A和圖6B分別示意示出飛機(jī)反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇螺旋槳系統(tǒng)的上游和下游螺旋槳和螺旋槳槳葉的相對(duì)位置從而輔助解釋有利實(shí)施例，其中下游螺旋槳槳葉沒有被剪切；圖6C和圖6D分別示意示出飛機(jī)反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇螺旋槳系統(tǒng)的上游和下游螺旋槳和螺旋槳槳葉的相對(duì)位置從而輔助解釋有利實(shí)施例，其中下游螺旋槳槳葉被剪切；圖7示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖5中示出的反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎的螺旋槳系統(tǒng)的側(cè)透視圖；圖8示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖7中示出的螺旋槳系統(tǒng)的側(cè)透視圖，其中下游螺旋槳槳葉被除去從而示出螺旋槳系統(tǒng)的特征；圖9示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖7中示出的螺旋槳系統(tǒng)的下游螺旋槳?dú)んw的內(nèi)部，從而示出槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)；圖10示出圖9中示出的槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)的槳葉致動(dòng)器的側(cè)視圖；圖11示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖10中示出的槳葉致動(dòng)器的側(cè)視圖，其中槳葉致動(dòng)器的可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件在延伸位置；圖12示出根據(jù)有利實(shí)施例的反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎的下游螺旋槳槳葉的示例性收縮方案的曲線；圖13示出反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎的下游螺旋槳剪切/直徑減小百分比與百分比效率損失和Delta dB噪聲比的示例性關(guān)系的曲線；圖14示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖7中示出的反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎的下游螺旋槳?dú)んw的透視圖，其中殼體罩板件被除去從而示出槳葉平衡器系統(tǒng)的特征； 圖15示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖14中示出的下游螺旋槳?dú)んw的透視圖，其中殼體罩板件被附接到殼體；圖16示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖15中示出的下游螺旋槳?dú)んw的透視圖，其中下游螺旋槳槳葉處于第一收縮長度；圖17示意示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖14-16中示出的槳葉平衡器系統(tǒng)的操作；圖18示出根據(jù)有利實(shí)施例控制飛機(jī)的飛機(jī)引擎中的螺旋槳的過程的流程圖；以及圖19示出根據(jù)有利實(shí)施例控制飛機(jī)的飛機(jī)引擎中的螺旋槳的過程的流程圖。
具體實(shí)施例方式更具體參考附圖，本公開的實(shí)施例可結(jié)合圖I中示出的飛機(jī)制造和服役方法100以及圖2中所示的飛機(jī)200描述。首先參考圖1，根據(jù)本發(fā)明有利實(shí)施例示出飛機(jī)制造和服役方法。在試制/預(yù)生成期間，飛機(jī)制造和服役方法100可包括圖2中的飛機(jī)200的規(guī)格和設(shè)計(jì)102以及材料采購104。生產(chǎn)過程中，發(fā)生圖2中的飛機(jī)200的部件和子組件制造106和系統(tǒng)整合108。然后，圖2中的飛機(jī)200可經(jīng)歷認(rèn)證測(cè)試和交付110，以便服役112。在客戶使用中，圖2中飛機(jī)200例行日常維護(hù)和維修114，這可包括改良、重構(gòu)、翻新和其他維護(hù)或維修。飛機(jī)制造和服役方法100的每個(gè)過程可由系統(tǒng)集成商、第三方和/或操作者進(jìn)行或執(zhí)行。在這些例子中，操作者可以是客戶。為了本說明的目的，系統(tǒng)集成商可包括但不限于任何數(shù)目的飛機(jī)制造商和主要系統(tǒng)分包商；第三方可包括但不限于任何數(shù)目的賣主、分包商和供應(yīng)商；以及操作者可以是航空公司、租賃公司、軍事單位、服務(wù)組織等等?，F(xiàn)在參考圖2，其示出可實(shí)施有利實(shí)施例的飛機(jī)。在該例子中，飛機(jī)200是通過圖I中飛機(jī)制造和服役方法100生產(chǎn)的，并可包括帶有多個(gè)系統(tǒng)204的機(jī)身202和內(nèi)部206。系統(tǒng)204的例子包括一個(gè)或更多推進(jìn)系統(tǒng)208、電氣系統(tǒng)210、液壓系統(tǒng)212和環(huán)境系統(tǒng)214?？砂ㄈ魏螖?shù)目的其他系統(tǒng)。雖然示出了航空航天示例，不過不同的有利實(shí)施例可用于其他エ業(yè)，如汽車エ業(yè)。這里實(shí)施的設(shè)備和方法可在圖I中飛機(jī)制造和服役方法100的至少ー個(gè)階段中實(shí)施。如這里所用，短語“至少ー個(gè)”，當(dāng)與列表項(xiàng)一起使用時(shí)，意味著可使用一個(gè)或更多列表項(xiàng)的不同組合，且僅需要列表中各項(xiàng)中的ー個(gè)。例如,“項(xiàng)A、項(xiàng)B和項(xiàng)C中至少ー個(gè)”可包括但不限于項(xiàng)A或項(xiàng)A和項(xiàng)B。該例子也可包括項(xiàng)A、項(xiàng)B和項(xiàng)C，或項(xiàng)B和項(xiàng)C。作為ー個(gè)示例性例子，圖I中部件和子組件中生產(chǎn)的部件或子組件可以以類似于飛機(jī)200處于圖I中的服役112期間所生產(chǎn)的部件或子組件的方式被生產(chǎn)或制造。作為另ー個(gè)例子，大量設(shè)備實(shí)施例、方法實(shí)施例或其組合可在生產(chǎn)階段中利用，如圖I中部件和子組件制造106和系統(tǒng)整合108。下面參考圖3，其示出根據(jù)有利實(shí)施例的飛機(jī)引擎的方框圖。引擎通常由附圖標(biāo)記300指示，且在這里所述的有利實(shí)施例中，其可以是反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇(CROF)引擎。CROF引擎300可實(shí)現(xiàn)在圖2中示出的推進(jìn)系統(tǒng)208中。CROF引擎300具有CROF螺旋槳系統(tǒng)302，其可包括上游螺旋槳304和下游螺旋槳306。 上游螺旋槳304具有多個(gè)上游螺旋槳槳葉312，下游螺旋槳306具有多個(gè)下游螺旋 槳槳葉314。在圖3中所示的有利實(shí)施例中，上游螺旋槳304和下游螺旋槳306均具有六個(gè)螺旋槳槳葉。然而應(yīng)該理解，這僅是示例性的，因?yàn)槁菪龢删哂腥魏嗡钄?shù)目的螺旋槳槳葉，且不試圖將有利實(shí)施例限制成具有任何特定數(shù)目螺旋槳槳葉的螺旋槳。上游螺旋槳槳葉312可具有固定長度，即固定的槳葉翼展，從而提供具有固定直徑的上游螺旋槳304。例如但不限干，上游螺旋槳槳葉312可具有固定長度從而形成具有從約12英尺(144英寸)到約14英尺(168英寸)的固定直徑的上游螺旋槳304。然而下游螺旋槳槳葉314可具有可變長度/槳葉翼展，從而形成具有可變直徑的下游螺旋槳。具體地，下游螺旋槳槳葉314的長度可在第一收縮長度314A和第二伸長長度314B之間變化。當(dāng)下游螺旋槳槳葉在第一收縮長度314A時(shí)，下游螺旋槳可以例如但不限于具有比上游螺旋槳304的固定直徑小約百分之五到約百分之二十的直徑；且當(dāng)下游螺旋槳槳葉在第二伸長長度314B，下游螺旋槳306的直徑基本等于上游螺旋槳304的固定直徑。下游螺旋槳306也具有控制下游螺旋槳槳葉314長度的槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)320。槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)320可具有多個(gè)槳葉致動(dòng)器322，每個(gè)都控制ー個(gè)下游螺旋槳槳葉314的長度。在這里所述的有利實(shí)施例中，槳葉致動(dòng)器322是液壓致動(dòng)器，其控制ー個(gè)下游螺旋槳槳葉314的長度在第一收縮長度314A和第二伸長長度314B之間；然而，應(yīng)該理解，這僅是為了示例，因?yàn)闃~致動(dòng)器系統(tǒng)320可采取其他形式，且槳葉致動(dòng)器322可以不同方式被驅(qū)動(dòng)。根據(jù)有利實(shí)施例,槳葉致動(dòng)器322可通過來自公共儲(chǔ)液器(reservoir)323的增壓液壓流體被驅(qū)動(dòng)，從而幫助確保槳葉致動(dòng)器一致地操作，以便多個(gè)下游螺旋槳槳葉一致移動(dòng)并總具有相同長度從而避免旋轉(zhuǎn)不平衡。致動(dòng)器系統(tǒng)320的操作可由圖3所示飛機(jī)的飛行管理系統(tǒng)(FMS) 325控制。為了進(jìn)ー步確保下游螺旋槳槳葉一致移動(dòng)并總具有相同長度，槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)320可包括槳葉平衡器系統(tǒng)330。槳葉平衡器系統(tǒng)330是后曳機(jī)構(gòu)(trailing mechanism),而非驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，并且用作防止槳葉不平衡的冗置系統(tǒng)。槳葉平衡器系統(tǒng)330可具有被包括在下游螺旋槳的殼體內(nèi)的第一板件332，以及作為下游螺旋槳?dú)んw的罩并剛性固定到第一板件的第二板件334。第一板件332內(nèi)可具有多個(gè)徑向槽336，第二板件334內(nèi)可具有多個(gè)螺旋形彎曲槽338。銷340可附接到每個(gè)槳葉致動(dòng)器322的可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件324，其可由儲(chǔ)液器323的液壓流體驅(qū)動(dòng)進(jìn)和出并且延伸通過第一和第二板件332和334內(nèi)的相應(yīng)對(duì)齊的槽336和338。第一和第二板件332和334中的對(duì)齊的槽336和338確保每個(gè)槳葉致動(dòng)器的銷340總是在其相應(yīng)槽內(nèi)的相同位置，且因此，可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件324總是一致地移動(dòng)，且附接到可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件324的下游螺旋槳槳葉314總是一致地移動(dòng)并總是具有相同長度。槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)320可包括調(diào)節(jié)下游螺旋槳槳葉314的槳距(pitch)的槳距控制系統(tǒng)350，且上游螺旋槳304也可包括調(diào)節(jié)上游螺旋槳槳葉312的槳距的槳距控制系統(tǒng)355。上游和下游螺旋槳304和306的螺旋槳槳葉的槳距可由FMS 325控制。下面參考圖4，其示出可實(shí)施有利實(shí)施例的飛機(jī)頂視圖。飛機(jī)400可實(shí)施為圖2中飛機(jī)200。在該示例性例子中，飛機(jī)400具有附接到機(jī)身406的機(jī)翼402和404。飛機(jī)400也可包括引擎408、機(jī)翼引擎410、水平穩(wěn)定翼412和豎直穩(wěn)定翼414。在這里所述的有利實(shí)施例中，引擎408和410可以是反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇(CROF)引擎。然而應(yīng)該理解，這僅是示例性的，因?yàn)橛欣麑?shí)施例也可包括其他類型引擎，例如但不限干，具有ー個(gè)螺旋槳盤的引擎或“單旋轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇(SR0F)”引擎。而且，應(yīng)該理解，有利實(shí)施例可以被用在不同類型的飛機(jī)上被安裝在飛機(jī)的不同位置上并被利用在具有ー個(gè)或更多個(gè) 引擎的飛機(jī)上。下面參考圖5，其示出圖4中所示的飛機(jī)引擎的側(cè)視圖。具體地，圖5更詳細(xì)地示出圖4中示出的機(jī)翼安裝的引擎410。引擎410是CROF飛機(jī)引擎并具有CROF螺旋槳系統(tǒng)500，該CROF螺旋槳系統(tǒng)500具有兩個(gè)反轉(zhuǎn)螺旋槳510和512。螺旋槳510通常被稱為“上游”螺旋槳510，且螺旋槳512通常稱為“下游”螺旋槳512。上游螺旋槳510具有多個(gè)上游螺旋槳槳葉514，下游螺旋槳512具有多個(gè)下游螺旋槳槳葉516。在這里所述的有利實(shí)施例中，每個(gè)螺旋槳510和512可具有繞其等距隔開的六個(gè)螺旋槳槳葉，但應(yīng)該理解這僅是示例性的，因?yàn)槁菪龢删哂腥魏嗡钄?shù)目的螺旋槳槳葉。CROF螺旋槳系統(tǒng)500的下游螺旋槳512的螺旋槳槳葉516可在飛機(jī)起飛和爬升過程中要求“剪切”，以便減小社區(qū)噪聲(這里使用的術(shù)語“起飛和爬升”可指從飛機(jī)開始沿飛機(jī)跑道運(yùn)動(dòng)直到飛機(jī)達(dá)到通常巡航速率和高度的區(qū)間，該通常巡航速率和高度例如是馬赫
O.8 和 35000 英尺)。圖6A和圖6B分別示意示出飛機(jī)反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇螺旋槳系統(tǒng)的上游和下游螺旋槳和螺旋槳槳葉的相對(duì)位置，其中下游螺旋槳槳葉無剪切；圖6(和圖6D分別示意示出飛機(jī)反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇螺旋槳系統(tǒng)的上游和下游螺旋槳和螺旋槳槳葉的相對(duì)位置，其中下游螺旋槳槳葉有剪切從而輔助解釋有利實(shí)施例。當(dāng)飛機(jī)以相對(duì)低速行駛時(shí)，例如在起飛和爬升操作中，如果上游螺旋槳槳葉514和下游螺旋槳槳葉516具有相同長度，如圖6B所示，以便上游螺旋槳510和下游螺旋槳512具有相同直徑，如圖6A所示，則尾流相互作用和槳葉渦流相互作用(BVI)噪聲會(huì)導(dǎo)致過度的社區(qū)噪聲。BVI噪聲是由下面的事實(shí)引起的，即隨著流管以使得圖6B和圖6D中虛線610所示的渦流路徑如圖6B的612處(通常在螺旋槳槳葉的最高負(fù)載區(qū)處)示意示出的被下游螺旋槳槳葉516 “切斷”(即，與其相互作用)的方式收縮(收縮角是飛行馬赫數(shù)和飛行角度的函數(shù))，則由上游螺旋槳產(chǎn)生的翼梢渦流傾向于沿徑向向內(nèi)方向朝向下游螺旋槳衰減。隨著下游螺旋槳切斷這些渦流，固有的槳葉流道音調(diào)水平增加且形成新的相互作用音調(diào)。如圖6C和圖6D所示，為了減小起飛階段的社區(qū)噪聲，下游螺旋槳槳葉516可被“剪切”，以便下游螺旋槳512的直徑比上游螺旋槳510的直徑小足夠的量以致下游螺旋槳槳葉516不延伸到渦流路徑610中，如圖6D所示。
另ー方面，如圖6B所示，在正常巡航速率，例如在馬赫O. 8時(shí)，流管的收縮幾乎不存在，如實(shí)線620所示。因此，下游螺旋槳槳葉不再延伸到渦流路徑中，且下游螺旋槳512可具有與上游螺旋槳510基本相同的直徑，而不引起不可接受的社區(qū)噪聲，且同時(shí)提供最大性能。雖然下游螺旋槳直徑相對(duì)上游螺旋槳直徑的減小使得能夠在起飛和爬升操作中減小社區(qū)噪聲，但這種直徑的減小也導(dǎo)致螺旋槳空氣動(dòng)力學(xué)效率的減小，且因此減小推進(jìn)效率，并增加飛機(jī)燃料消耗。不幸的是，該燃料燃燒害處通常針對(duì)整個(gè)飛行任務(wù)，即使起飛和爬升操作的最為噪聲敏感部分僅持續(xù)幾分鐘。 根據(jù)有利實(shí)施例，提供了控制螺旋槳的設(shè)備和方法，其優(yōu)化了所有飛行狀況期間反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇螺旋槳系統(tǒng)的下游螺旋槳的位置。根據(jù)有利實(shí)施例，飛機(jī)的CROF引擎具有CROF螺旋槳系統(tǒng)，其中下游螺旋槳的螺旋槳槳葉的長度被設(shè)定為第一收縮長度，以便在起飛和爬升操作期間下游螺旋槳的直徑小于上游螺旋槳的直徑，以便減小社區(qū)噪聲，且在起飛和爬升操作期間隨著飛機(jī)速率増加，其長度逐漸伸長到第二伸長長度，直到在飛機(jī)巡航速度時(shí)下游螺旋槳的直徑基本等于上游螺旋槳的直徑。通過以該方式控制下游螺旋槳的直徑，在起飛和爬升操作期間實(shí)現(xiàn)了有效的噪聲減小，且在巡航速度保持飛機(jī)飛行效率。下面參考圖7，其示出根據(jù)有利實(shí)施例，圖5中示出的反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎的螺旋槳系統(tǒng)的側(cè)透視圖。如圖7所示，CROF螺旋槳系統(tǒng)500可具有上游螺旋槳510的上游螺旋槳槳葉514從其延伸的上游螺旋槳?dú)んw702，以及下游螺旋槳512的下游螺旋槳槳葉516從其延伸的下游螺旋槳?dú)んw704。如本領(lǐng)域技術(shù)人員已知，在CROF螺旋槳系統(tǒng)500的操作期間，上游螺旋槳?dú)んw702和下游螺旋槳?dú)んw704可沿相反方向旋轉(zhuǎn)從而使得沿相反方向旋轉(zhuǎn)上游和下游螺旋槳510和512。如前面所示，上游螺旋槳510的螺旋槳槳葉514可具有固定長度，以便上游螺旋槳510具有固定直徑，例如但不限于12-14英尺。然而，下游螺旋槳512的螺旋槳槳葉516可以具有可變長度，以便下游螺旋槳512的直徑可以具有可變直徑。根據(jù)有利實(shí)施例，下游螺旋槳512的螺旋槳槳葉516被“剪切”成，在飛機(jī)起飛和爬升操作期間具有第一收縮長度，以便下游螺旋槳512的直徑在起飛和爬升操作中的至少一部分期間小于上游螺旋槳510的直徑；且隨著飛機(jī)速率増加而長度逐漸增加，直到下游螺旋槳的螺旋槳槳葉在第二伸長長度，其基本等于上游螺旋槳的螺旋槳槳葉的固定長度，以便下游螺旋槳的直徑在巡航速度時(shí)基本等于上游螺旋槳的固定直徑。下面參考圖8，其示出根據(jù)有利實(shí)施例，圖7中示出的CROF螺旋槳系統(tǒng)的側(cè)透視圖，其中下游螺旋槳的螺旋槳槳葉被除去從而示出螺旋槳系統(tǒng)的特征。具體地，如圖8所示，每個(gè)下游螺旋槳槳葉516延伸通過下游螺旋槳?dú)んw704的側(cè)壁中的大體圓形板件812中的槽810。如下面解釋，每個(gè)圓形板件812均被包括在下游螺旋槳槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)的槳距控制系統(tǒng)中，并且可旋轉(zhuǎn)從而旋轉(zhuǎn)下游螺旋槳512的螺旋槳槳葉516以便提供槳距控制。上游螺旋槳槳葉514也可包括槳距控制機(jī)構(gòu)820，其可以是傳統(tǒng)類型，從而提供上游螺旋槳510的螺旋槳槳葉514的槳距控制。下面參考圖9-11，圖9示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖7中示出的螺旋槳系統(tǒng)的下游螺旋槳?dú)んw的內(nèi)部，從而示出槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)，而圖10和圖11示出圖9中示出的槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)的槳葉致動(dòng)器的側(cè)視圖。
如圖9所示，下游螺旋槳512的下游螺旋槳?dú)んw704可具有下游螺旋槳槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)910以用于控制下游螺旋槳槳葉516的長度從而控制下游螺旋槳512的直徑。更具體地，下游螺旋槳槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)910可具有多個(gè)槳葉致動(dòng)器912 (圖9中示意示出)，每個(gè)槳葉致動(dòng)器912均用于控制/調(diào)節(jié)下游螺旋槳槳葉516中ー個(gè)不同槳葉的長度。如圖10和圖11所示，每個(gè)槳葉致動(dòng)器912均可具有可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914，例如附接到下游螺旋槳槳葉516的活塞。每個(gè)可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914可在汽缸916內(nèi)在第一收縮位置和第二伸長位置之間移動(dòng)。圖10不出可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914在汽缸916中的第一收縮位置，而圖11不出可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914在汽缸916中的第二伸長位置。當(dāng)每個(gè)可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914均處于圖10中所示的第一收縮位置時(shí)，每個(gè)下游螺旋槳槳葉516均處于第一收縮長度，其小于上游螺旋槳槳葉的固定長度，以便下游螺旋槳512的直徑小于上游螺旋槳510的直徑。另ー方面，當(dāng)可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914在如圖11中所示的第二伸長位置時(shí)，下游螺旋槳槳葉516在第二伸長長度，其基本等于上游螺旋槳槳葉514的長度，以便下游螺旋槳512的直徑基本等于上游螺旋槳510的直徑。根據(jù)有利實(shí)施例，每個(gè)槳葉致動(dòng)器9 12的可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914在第一收縮位置和第二伸長位置之間由液壓壓カ驅(qū)動(dòng)。具體地，液壓流體可分別經(jīng)由槳葉致動(dòng)器912中的管1040和1042被輸送到腔室1030和1032以及從其中移出，如圖10和圖11所示。管1040和1042連接到圖10和圖11中在1050處示意示出的公共液壓流體儲(chǔ)液器。液壓流體儲(chǔ)液器1050進(jìn)而可由圖2中212示出的飛機(jī)液壓系統(tǒng)供應(yīng)，或由另ー個(gè)液壓流體源供應(yīng)。腔室1030和1032由O型圈1035和1036保持在流體密封狀態(tài)。根據(jù)有利實(shí)施例，壓カ下來自儲(chǔ)液器1050的液壓流體可經(jīng)管1040輸送到每個(gè)槳葉致動(dòng)器912的腔室1030，從而填充腔室1030，以便移動(dòng)可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914到圖11中示出的第二伸長位置，進(jìn)而將附接到可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914的下游螺旋槳槳葉516移動(dòng)到第二伸長長度。以類似方式，來自儲(chǔ)液器1050的液壓流體可經(jīng)管1042輸送到每個(gè)槳葉致動(dòng)器912的腔室1032中，從而填充腔室1032，以便移動(dòng)可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914到第一收縮位置，進(jìn)而將下游螺旋槳槳葉516移動(dòng)到第一收縮長度。根據(jù)有利實(shí)施例，當(dāng)液壓流體被輸送到一個(gè)腔室1030或1032中時(shí)，液壓流體從另ー腔室同時(shí)移出從而根據(jù)需要平緩地伸長和收縮可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914。如下面的解釋，在飛機(jī)起飛前，例如飛機(jī)已經(jīng)在前一次飛行之后著陸后，可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914可被定位在第一收縮位置。如下面的解釋，在飛機(jī)開始起飛后，液壓流體被逐漸輸送到腔室1030中并逐漸從腔室1032流出并返回到儲(chǔ)液器1050，從而導(dǎo)致可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914在汽缸916中逐漸向上移動(dòng)，直到可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件達(dá)到圖11中示出的第二伸長位置。具體地，在起飛和爬升期間隨著飛機(jī)速率増加并且參考圖6A-6D描述的槳葉-渦流路徑/流管，腔室1030中液壓壓カ逐漸增加，且腔室1032中液壓壓カ逐漸釋放，從而導(dǎo) 致可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914在汽缸916中向外移動(dòng)，進(jìn)而導(dǎo)致螺旋槳槳葉516長度逐漸增加。腔室1030中液壓壓カ繼續(xù)增加，直到可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914處于第二伸長位置，且攜帶的螺旋槳槳葉因而處于第二伸長長度。圖10和圖11也示出管1060，其連接到槳葉致動(dòng)器912。如下面解釋的那樣，管1060承載聯(lián)動(dòng)系統(tǒng)(linkage system)(未示出),其用于旋轉(zhuǎn)齒輪1062進(jìn)而旋轉(zhuǎn)可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914和與其附接的螺旋槳槳葉516，從而提供槳距控制。而且，液壓管路1040和1042優(yōu)選包括在1070示意示出的液壓供應(yīng)閥，從而控制供應(yīng)到腔室1030和1032的供應(yīng)壓カ的方向，且在緊急情形中，使得能夠例如從地勤(ground service)或從輔助動(dòng)カ單元快速釋放所有液壓壓力。 現(xiàn)在參考圖12，其示出根據(jù)有利實(shí)施例的CROF引擎的下游螺旋槳槳葉的示例性收縮方案的曲線圖。該曲線圖通常由附圖標(biāo)記1200表示，且其上的曲線1210代表作為向前飛行馬赫數(shù)的函數(shù)的示例性收縮方案。
如圖12所示，在向前速率為零時(shí)，下游螺旋槳槳葉被剪切，以便下游螺旋槳的直徑通常比上游螺旋槳直徑小15%和25%之間。隨著在起飛和爬升期間飛機(jī)的向前飛行馬赫數(shù)的増加，下游螺旋槳槳葉逐漸伸長(延長)，直到其在飛機(jī)速率約為馬赫O. 6時(shí)達(dá)到第二伸長長度。此時(shí)，下游螺旋槳槳葉和上游螺旋槳槳葉基本處于相同長度，且上游螺旋槳和下游螺旋槳的直徑也大約相同?；陲w機(jī)FMS規(guī)定的邏輯，在曲線1210的任ー側(cè)上的圖12中陰影面積1220表示操作公差帶(operational tolerance band),從而允許由于但不限于沖角(angle ofattack)導(dǎo)致的可接收計(jì)劃偏差(schedule deviation)。應(yīng)該理解，圖12中所示的曲線僅是收縮方案的示例，因?yàn)槠渌湛s方案也是可以的。然而，需要選擇最大化飛機(jī)效率的收縮方案。這方面，圖13示出剪切對(duì)飛機(jī)效率和噪聲的影響的曲線圖。具體地，圖13示出反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎的下游螺旋槳的剪切/直徑減小百分比與百分比效率損失和Delta dB噪聲比的示例性關(guān)系的曲線圖。該曲線圖通常由附圖標(biāo)記1300表示，且在起飛和爬升操作開始時(shí)，其中下游螺旋槳槳葉被剪切成使得下游螺旋槳的直徑比上游螺旋槳的直徑小百分之十到百分之二十之間，則曲線1320所示的delta噪聲減小高于百分之十，且曲線1330所示的效率損失約為百分之五。然而，隨著下游螺旋槳槳葉的剪切量逐漸減小，則效率損失和Delta噪聲減小逐漸減小，直到在巡航速度，效率損失和噪聲減小二者均為零。如圖13所示，曲線1320和1330任ー側(cè)上的陰影面積表示圍繞名義趨勢(shì)的公差帶。如從圖13中清楚看出，通過逐漸増加下游螺旋槳槳葉的長度(即，下游螺旋槳的翼展或直徑)，飛機(jī)操作效率在該階段期間也逐漸增加從而導(dǎo)致任務(wù)所需燃料的減少。隨著下游螺旋槳槳葉在飛機(jī)起飛和爬升期間長度逐漸伸長，理想的是所有槳葉ー致地移動(dòng)以便下游螺旋槳的所有槳葉的長度在所有時(shí)間均是相同的從而避免不平衡問題。如前面描述，每個(gè)下游螺旋槳槳葉的運(yùn)動(dòng)都可由液壓致動(dòng)器控制，其中每個(gè)液壓致動(dòng)器被連接到公共儲(chǔ)液器從而幫助確保下游螺旋槳槳葉一致地移動(dòng)。然而，根據(jù)有利實(shí)施例，可提供槳葉平衡器系統(tǒng)從而進(jìn)ー步確保下游螺旋槳槳葉一致地移動(dòng)并總是具有相同長度，即使系統(tǒng)的任何部件或各槳葉致動(dòng)器中存在液壓蠕變(creep)或液壓故障仍如是。而且，該有利實(shí)施例的有益特征與引擎故障(engine-out)情形有夫。如果任ー飛機(jī)引擎失去動(dòng)力，則其他引擎的下游螺旋槳直徑應(yīng)該直接増加，從而提供推力的遞增。操作上，這要么當(dāng)飛行員觸發(fā)“toga”(起飛和復(fù)飛)按鈕時(shí)被啟動(dòng)；要么在飛機(jī)飛行計(jì)算機(jī)裝配有引擎故障檢測(cè)能力的情況下自動(dòng)進(jìn)行。在該情形中，期望液壓流體將非常快地排出，這使得槳葉平衡器系統(tǒng)非常重要?，F(xiàn)在參考圖14-16，其示出根據(jù)有利實(shí)施例確保下游螺旋槳槳葉的一致/均一運(yùn)動(dòng)的槳葉平衡器系統(tǒng)。具體地，圖14示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖7中示出的反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎的下游螺旋槳?dú)んw的透視圖，其中殼體罩板件被除去從而示出槳葉平衡器系統(tǒng)的特征。如圖所示，下游螺旋槳?dú)んw704包括在其外壁1420 (外壁1420有時(shí)也稱為槳葉平衡器系統(tǒng)的第一板件)內(nèi)的多個(gè)徑向槽1410。附接到每個(gè)槳葉致動(dòng)器912的可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914井隨可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914移動(dòng)的導(dǎo)銷(guide pin) 1430延伸通過相關(guān)聯(lián)的徑向槽1410。圖14示出下游螺旋槳槳葉516在第二伸長長度時(shí)導(dǎo)銷1430的位置。圖I 5示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖14中示出的下游螺旋槳?dú)んw的透視圖，其中帶有附接于殼體的殼體罩板件。具體地，罩板件1510 (有時(shí)這里稱為槳葉平衡器系統(tǒng)的第二板件)包括多個(gè)螺旋彎曲槽1520，其被定位在殼體外壁1420的徑向槽1410上方，以便銷1430也延伸通過罩板件1510的螺旋彎曲槽1520。具體地，隨著槳葉致動(dòng)器912移動(dòng)從而將下游螺旋槳槳葉516的長度從第一收縮長度伸長到第二伸長長度，銷1430沿罩板件1510中的螺旋彎曲槽1520移動(dòng)并沿殼體壁1420中的徑向槽1410移動(dòng)。圖15示出當(dāng)螺旋槳槳葉516在第二伸長長度時(shí)銷1430的位置，圖16示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖15中示出的下游螺旋槳?dú)んw的透視圖，其中下游螺旋槳槳葉在第一收縮長度。圖17示意示出根據(jù)有利實(shí)施例的圖14-16中示出的槳葉平衡器系統(tǒng)的操作。對(duì)于罩板件1510的任何旋轉(zhuǎn),僅有ー個(gè)位置可裝納姆個(gè)螺旋彎曲槽中的銷1430。因此,下游螺旋槳槳葉516總是在相同長度，且消除了各槳葉致動(dòng)器的任何液壓蠕變或故障，只要兩個(gè)板件1420和1510完好無損并相對(duì)彼此鎖定即可。CROF引擎可具有槳距控制系統(tǒng)，從而控制上游和下游螺旋槳槳葉的槳距角/螺距角。根據(jù)有利實(shí)施例，下游螺旋槳槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)910可包括調(diào)節(jié)下游螺旋槳槳葉的槳距的槳距控制系統(tǒng)。具體地，如參考圖8所述，每個(gè)下游螺旋槳槳葉516均延伸通過下游螺旋槳?dú)んw704的側(cè)壁814中的大體圓形板件812中的槽810。每個(gè)圓形板件與槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)910的槳葉致動(dòng)器912關(guān)聯(lián)，并可由其相應(yīng)槳葉致動(dòng)器910旋轉(zhuǎn)，進(jìn)而旋轉(zhuǎn)附接到槳葉致動(dòng)器的下游螺旋槳槳葉516，從而提供槳距控制。特別地，每個(gè)槳葉致動(dòng)器912的可運(yùn)動(dòng)構(gòu)件914可由圖10和圖11中示出的旋轉(zhuǎn)齒輪1062經(jīng)延伸通過附接至每個(gè)槳葉致動(dòng)器912的管1060的聯(lián)動(dòng)系統(tǒng)被旋轉(zhuǎn)，從而精確控制槳葉的槳距。下面參考圖18，其示出根據(jù)有利實(shí)施例控制飛機(jī)的飛機(jī)引擎中的螺旋槳的過程的流程圖。該過程大體由附圖標(biāo)記1800表示，并可在CROF引擎中實(shí)施，如圖3中所示的CROF引擎300或圖4中示出的CROF引擎408或410中被實(shí)施，但應(yīng)該理解，這不試圖將有利實(shí)施例限制于CROF引擎，因?yàn)橛欣麑?shí)施例可與其他引擎一起使用，包括單螺旋槳引擎。當(dāng)在CROF引擎中實(shí)施時(shí)，過程的操作可針對(duì)CROF引擎的下游螺旋槳。該過程可開始于，在飛機(jī)的第一飛行狀況中的至少一部分期間將CROF引擎的螺旋槳直徑設(shè)定為第一直徑(操作1810)。根據(jù)有利實(shí)施例，第一飛行狀況可以是例如但不限于起飛飛行狀況、爬升飛行狀況、巡航飛行狀況、下降飛行狀況、海拔飛行狀況或向前速率飛行狀況。然后，在飛機(jī)的第二飛行狀況中的至少一部分期間，將螺旋槳的直徑設(shè)定成不同于第一直徑的第二直徑(操作1820)。根據(jù)有利實(shí)施例，第二飛行狀況可以是但不限于起飛飛行狀況、爬升飛行狀況、巡航飛行狀況、下降飛行狀況、海拔飛行狀況或向前速率飛行狀況。 圖19示出根據(jù)有利實(shí)施例控制飛機(jī)的飛機(jī)引擎中的螺旋槳的過程的流程圖。該過程大體由附圖標(biāo)記1900表示，并可在CROF引擎中實(shí)施，如圖3中所示的CROF引擎300或圖4中示出的CROF引擎408或410之一中被實(shí)施，但應(yīng)該理解，這不試圖將有利實(shí)施例限制于CROF引擎，因?yàn)橛欣麑?shí)施例可與其他引擎一起使用，包括單螺旋槳引擎。當(dāng)在CROF引擎中實(shí)施時(shí)，過程的操作可針對(duì)CROF引擎的下游螺旋槳。該過程可開始于，操作槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)從而在飛機(jī)起飛和爬升操作之前將螺旋槳的螺旋槳槳葉設(shè)定在第一收縮長度(操作1910)。在有利實(shí)施例中，例如，該操作可在前一次飛行完成的飛機(jī)著陸時(shí)進(jìn)行。在螺旋槳槳葉已經(jīng)被設(shè)定在第一收縮長度后，槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)的操作停止(操作1920)，以便在飛機(jī)的起飛和爬升操作開始時(shí)，螺旋槳槳葉將處于第一收縮長度。飛機(jī)起飛和爬升操作開始后，槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)的操作被啟動(dòng)從而與起飛和爬升操作相關(guān)聯(lián)地開始增加螺旋槳槳葉的長度(操作1930)。該操作可在飛機(jī)達(dá)到典型起飛速度(例如但不限于速度為馬赫O. 3)時(shí)開始。此時(shí)，同樣可以啟動(dòng)平衡器系統(tǒng)的操作以確保槳葉均一地延長并總是處于相同長度(操作1940)。槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)的操作在起飛和爬升操作中的至少一部分期間是繼續(xù)的，從而連續(xù)地增加螺旋槳槳葉的長度(操作1950)。根據(jù)有利實(shí)施例，螺旋槳槳葉可作為起飛和爬升操作期間飛機(jī)速率増加的函數(shù)被延長。當(dāng)螺旋槳槳葉的長度處于第二伸長長度時(shí)，槳葉致動(dòng)器系統(tǒng)的操作停止(操作1960)。在CROF引擎中，例如，第二伸長長度可以是使得下游螺旋槳槳葉基本與上游螺旋槳槳葉的長度相同時(shí)的長度?？梢岳缭陲w機(jī)速率達(dá)到或接近巡航速度(馬赫O. 8)時(shí)達(dá)到第二伸長長度?？梢员话ㄔ跇~致動(dòng)器系統(tǒng)中的槳距控制系統(tǒng)可以被操作成根據(jù)需要來控制螺旋槳槳葉的槳距(操作1970)，并且之后該操作結(jié)束。上面給出的不同有利實(shí)施例的說明是為了例示和說明的目的，而非為了窮盡或限制于公開形式的實(shí)施例。許多修改和變化對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員來說是顯然的。例如，雖然描述主要是結(jié)合CROF飛機(jī)引擎進(jìn)行的，但有利實(shí)施例可在僅具有單個(gè)螺旋槳的引擎中實(shí)施。這方面，單旋轉(zhuǎn)螺旋槳可具有非常大的直徑，其可引起離地距離問題。有利實(shí)施例可用來減少這類螺旋槳在飛機(jī)在地面上以及起飛和著陸期間的直徑，并用來増加螺旋槳在飛行期間的直徑，從而優(yōu)化飛機(jī)效率。進(jìn)ー步，與其他有利實(shí)施例相比，不同有利實(shí)施例可提供不同優(yōu)點(diǎn)。所選和所述的實(shí)施例是為了最佳解釋實(shí)施例的原理，實(shí)際應(yīng)用，并使得本領(lǐng)域技術(shù)人員能夠理解具有適于考慮的具體使用的不同修改的不同實(shí)施例的公開。權(quán)利要求
1.一種控制飛機(jī)的反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎的螺旋槳的方法，該反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎即CROF引擎，該方法包括 在所述飛機(jī)的第一飛行狀況的至少一部分期間將所述螺旋槳的直徑設(shè)定為第一直徑；以及 在所述飛機(jī)的第二飛行狀況的至少一部分期間將所述螺旋槳的直徑設(shè)定為不同于所述第一直徑的第二直徑。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中所述第一飛行狀況包括起飛和爬升飛行狀況，且其中設(shè)定所述螺旋槳的直徑包括設(shè)定下游螺旋槳(306)的直徑。
3.根據(jù)權(quán)利要求I和2所述的方法，其中所述第二飛行狀況包括巡航飛行狀況，且其中下游螺旋槳(306)的直徑被設(shè)定在與所述第一直徑不同的所述第二直徑。
4.根據(jù)權(quán)利要求1-3中任一項(xiàng)所述的方法，其中設(shè)定所述下游螺旋槳(306)的直徑為所述第一收縮直徑包括 在所述起飛和爬升飛行狀況之前將所述下游螺旋槳(306)的直徑設(shè)定為所述第一直徑。
5.—種設(shè)備,其包括 具有多個(gè)螺旋槳的反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎(300)，即CROF引擎；以及致動(dòng)器(322)，其在飛機(jī)的第一飛行狀況的至少一部分期間將所述多個(gè)螺旋槳中的一個(gè)螺旋槳的直徑設(shè)定為第一直徑，并用于在所述飛機(jī)的第二飛行狀況的至少一部分期間將該ー個(gè)螺旋槳的直徑設(shè)定為不同于所述第一直徑的第二直徑。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的設(shè)備，其中所述ー個(gè)螺旋槳包括所述多個(gè)螺旋槳中的下游螺旋槳(306)。
7.根據(jù)權(quán)利要求5和6所述的設(shè)備，其中所述第一飛行狀況包括起飛和爬升飛行狀況，且其中所述第一直徑包括比所述CROF引擎(300)的上游螺旋槳(314)的直徑小的第一收縮直徑。
8.根據(jù)權(quán)利要求5-7中任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其中在所述飛機(jī)的所述第二飛行狀況的所述至少一部分期間，所述致動(dòng)器(332)將所述下游螺旋槳(306)的直徑設(shè)定為不同于所述第一直徑的所述第二直徑包括 在所述起飛和爬升飛行狀況的至少一部分期間，所述致動(dòng)器(332)増加所述下游螺旋槳(306)的直徑。
9.根據(jù)權(quán)利要求5-8中任一項(xiàng)所述的設(shè)備，進(jìn)一歩包括 槳葉平衡器(330)，其用于確保所述多個(gè)螺旋槳槳葉中的每個(gè)螺旋槳槳葉的長度一致地増加，且所述多個(gè)螺旋槳槳葉中的每個(gè)螺旋槳槳葉總是處于基本相同長度， 其中所述槳葉平衡器包括 第一板件(332)，其具有多個(gè)第一槽(336)； 第二板件(334)，其具有與所述多個(gè)第一槽對(duì)齊以形成多個(gè)對(duì)齊的槽的多個(gè)第二槽(338);以及 銷(340)，其連接到每個(gè)槳葉致動(dòng)器(332)并延伸通過所述多個(gè)對(duì)齊的槽中的相應(yīng)ー個(gè)對(duì)齊的槽。
10.根據(jù)權(quán)利要求5-9中任一項(xiàng)所述的設(shè)備，進(jìn)一歩包括槳距控制系統(tǒng)(350)，其用于控制所述多個(gè)螺旋槳槳 葉中的每個(gè)螺旋槳槳葉的槳距。
全文摘要
本發(fā)明涉及控制飛機(jī)反轉(zhuǎn)開放風(fēng)扇引擎，即CROF引擎，的方法和設(shè)備。螺旋槳的直徑在飛機(jī)第一飛行狀況的至少一部分期間被設(shè)定為第一直徑。螺旋槳的直徑在飛機(jī)第二飛行狀況的至少一部分期間被設(shè)定為不同于第一直徑的第二直徑。
文檔編號(hào)B64C11/48GK102652093SQ201080055478
公開日2012年8月29日 申請(qǐng)日期2010年11月18日 優(yōu)先權(quán)日2009年12月21日
發(fā)明者K·L·鮑倫, M·D·莫爾, R·B·朗特雷 申請(qǐng)人:波音公司