CN102317608B - 最优化低环境影响背景信息的对旋风扇设计和可变叶片列间隔 - Google Patents

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Abstract

一种空中交通工具推进系统，其包含具有动力轴(24)的发动机核心(10)以驱动外部叶片列(12)。动力轴通过对旋传动单元(28)伸展并由其支持，对旋传动单元(28)以相对外部叶片列的对旋运动的方式驱动内部叶片列(14)。对旋传动单元与轴交换来自发动机核心的动力。致动器(34)啮合轴以从第一缩进位置转换至第二伸展位置。

Description

最优化低环境影响背景信息的对旋风扇设计和可变叶片列间隔
技术领域
本公开的实施例通常涉及飞机的推进系统领域，并且更特别地涉及具有可变叶片行距/列距(row spacing)的对旋(counter rotating)风扇的实施例。 
背景技术
由于旅行的需要持续攀升，和最小化费用的持续压力增加，航空喷气燃料成本增加、碳相关税收法规(carbon-related taxation regulation)的制定及其预期增长已产生对于桨扇(Prop-fan)或开扇(Open-Fan)技术的全行业热情复苏。同时；由于增加的旅行，美国联邦航空管理局(FAA)和国际(ICAO)组织对于发动机和飞机检定/认证强制实行的增加的法定噪音传播限制已变得更严厉。在很多国家，地方航空管理机关已强制实行费用、宵禁、限额的组合方式，目的在于抑制噪音接触和与降低噪音措施相关的成本的上升，所述降低噪音措施包括隔音住宅。为了实施，很多机场已在噪声敏感区域安装了扩音器/麦克风，其通常强迫管理者牺牲有效负载和/或范围，从而避免违反这些当地的噪音政策。此外，预期将强制实行当地空气质量或其他碳相关的环境成本。 
另外，对于超越传统的窄体式市场的扩展点对点服务和操作灵活性的需求使设计者相对于其他权衡，进一步强调燃料效率。 
可通过降低巡航速度而获得改进的燃料消耗，然而这将增加飞行时间并且不受乘客欢迎，净燃料效益可相当小，可以产生关于空中交通统一/综合的挑战，可以降低特定日期中的营收飞行的数量，并且该方法实际上可引起其他航线运营成本的增加。为了实现现今喷气式飞机的巡航速度(～0.8马赫)，因为由于比推力不足，单个旋转/单级涡轮螺旋桨(rotation/stage turboprop)的巡航速度实际被限制于大约0.7马赫，所以需要对旋开扇(CROF)系统。 
对旋开扇具有单旋转涡轮螺旋桨不具有的复杂噪音源；特别是推进器尾流交互作用以及翼尖涡流交互作用噪音。这两种噪音源都可引起影响机场区域的外部环境噪音、影响乘客舒适度的机舱噪音和飞机结构音响疲劳。 
各种设计方法存在对这些噪音噪声源和净推进效率之间的高复杂的平衡。不希望有的尾流互制噪音(wake interaction noise)和希望有的推进效率趋向于随着风扇之间的间隔更大而减少。然而，不希望有的漩涡交互作用噪音实际上可随着间隔增加，由于第一行叶片后的流管收缩，其取决于自由气流马赫数、局部流效应、迎角、以及下游推进器行直径。 
对于设计者来说，避免漩涡交互作用通常具有最高的优先级，然而，目前设计中实现该目标的唯一方法在于“裁剪”或降低后部或下游旋翼的直径。然而，这意味着性能惩罚/损失，因为由于跨度/纵横比的损失，可以以与固定翼相同的方式危害空气动力学效率。对于设计者来说，关键的挑战在于漩涡交互作用受多个因素的影响。漩涡的强度主要受叶片尖端负荷的影响，而翼尖涡流的路径主要受自由气流动量和迎角影响。通过降低巡航速度，翼尖涡流朝着与其交互作用的后部/下游旋翼的根部衰竭，并且引起漩涡交互作用噪音。由于现有技术中的CROF发动机的设计者一般选择了较大的间隔和裁剪度(大于等于10％)，以便在限制运行条件下避免漩涡交互作用，诸如具有最大漩涡羽流(plume)收缩的最高推进速度和爬升轨迹。其可导致飞机在所有的运行条件下降低性能。 
发明内容
示例性实施例提供空中交通工具推进系统，其包含具有动力轴的发动机核心以驱动外部叶片列(blade row)。动力轴互相连接，从而与对旋传动单元(transmission unit)交换动力，所述对旋传动单元以相对外部叶片列对旋的运动方式驱动内部叶片列。致动器啮合该轴以从第一缩进位置转换到第二伸展位置。 
在第一示例性实施例中，对旋传动单元支持内部叶片列，而动力轴通过该单元伸展并由其支持。本实施例的一方面包括用于内部叶片 列的螺距控制单元(pitch control unit)和用于外部叶片列的螺距控制单元。 
为了示例性实施例的一个实施方式，在牵引装置/牵引螺旋桨构造中，外部叶片列处于内部叶片列的上游，并且由动力轴向外部叶片列提供的动力比对旋传动单元向内部叶片列提供的动力小，其中外部叶片列处于伸展位置。在一种示例性构造中，在变速箱各噪音敏感部分期间，向外部叶片列提供的动力和向内部叶片列提供的动力的比率基本小于1.0。该实施进一步提供这样的内部叶片列，其具有外部叶片列的直径裁剪小于5％的直径。 
为了适应各种运行要求，示例性实施例中的同心轴转换可从第一位置至第二位置可逐渐变化。对旋传动单元使用用于内部和外部叶片列之间可变差动旋转旋转速度的连续变速传动，其可调以转换外部叶片列。对旋传动单元包括用于内部叶片列的螺距控制单元，并且外部叶片列包括螺距控制单元。包括控制器以调节外部叶片列的转换、控制用于内部和外部叶片列的螺距控制单元和控制用于预定运行进度的变速传动。 
在一个替换实施例中，内部和外部叶片列包含函道/管道风扇(ducted fan)。在另外的替换实施例中，在推进器构造中，外部叶片列处于内部叶片列的下游。 
对旋风扇推进中降低噪音通过以下方法实现，即提供发动机核心、从发动机核心驱动外部叶片列并从发动机核心驱动内部叶片列。为了低速运行，将外部叶片列转换为远离内部叶片列，并且为了降低上游叶片列在转换位置产生的动力，控制内部叶片列和外部叶片列的动力分布。 
已讨论的特征、功能和优点可以在本发明的各种实施例中独立实现，或者结合在另外的实施例中，其进一步细节可以参考以下说明和附图看出。 
附图说明
图1示出第一牵引装置/牵引螺旋桨实施例的局部侧截面图，其中上游叶片列处于缩进位置； 
图2A示出如图1所示的选择组件的侧视图，其中外部叶片列处于缩进位置； 
图2B示出如图2A所示的选择组件的侧视图，其中外部叶片列处于伸展位置； 
图3示出图1的实施例的局部侧截面图，其中上游叶片列处于伸展位置； 
图4A示出如图2A和2B所示的选择组件的侧截面图，其中外部叶片列缩进； 
图4B示出如图2A和2B所示的选择组件的侧截面图，其中外部叶片列伸展； 
图4C示出外部叶片列和内部叶片列以及其关联的螺距控制单元和用于该轴的同心对旋传动和毂单元的详细截面图，其中外部叶片列处于缩进位置； 
图4D示出外部叶片列和内部叶片列以及其关联的螺距控制单元和用于该轴的同心对旋传动和毂单元的详细截面图，其中外部叶片列处于伸展位置； 
图4E示出完整发动机布置的局部截面图，其中叶片列、毂和机头罩元件成段示出，外部叶片列缩进； 
图4F示出完整发动机布置的局部截面图，其中叶片列、毂和机头罩元件成段示出，外部叶片列伸展，并且示出形成控制系统的方框图； 
图5示出用于叶片列的控制操作间隔表的表示图； 
图6示出上游和下游叶片列之间优选轴马力比率表的表示图； 
图7示出在现有技术设计中，上游叶片列产生的漩涡和裁剪后的下游叶片列的交互作用的示意性表示图； 
图8示出公开实施例中的上游叶片列产生的减小的漩涡和具有缩小裁剪的下游叶片列的交互作用的示意性表示图； 
图9示出上游和下游叶片列的标准化升力系数和阻力系数曲线图； 
图10A示出管道对旋风扇实施例的侧截面图，其中向前转换的叶片列处于缩进位置； 
图10B示出图10A的管道对旋风扇实施例的侧截面图，其中向前转换的叶片列处于伸展位置； 
图11A示出具有处于缩进位置的外部叶片列的推进器构造的实施例的侧截面图； 
图11B示出具有处于伸展位置的外部叶片列的图11A的推进器构造的实施例的侧截面图； 
图12示出在牵引螺旋桨构造中对旋开扇从发动机核心偏离的实施例的截面图； 
图13示出在推进器构造中对旋开扇从发动机核心偏离的实施例的截面图； 
图14示出用于最优化性能和噪音降低的对旋风扇的运行控制的流程图。 
具体实施方式
在此公开的实施例提供在飞机剖面图的选择部分中的效率和噪音的实时优化操作期间，具有可调整的邻近螺旋桨叶片列的定位/间隔的对旋开扇(CROF)。图1中示出的第一实施例使用具有发动机核心10的牵引螺旋桨构造，其驱动外部上游风扇或叶片列12和内部下游风扇或叶片列14。对于该实施例，上游叶片列具有更大的直径并且是相对于发动机核心的外部列，而下游叶片列是相对于发动机核心的内部列并且具有较小的直径。对于此处描述，风扇、叶片列和旋翼应具有基本相同的意义。发动机核心包括入口16和燃烧室20以及涡轮段22，入口16向多级压缩机段18提供助燃空气。通过涡轮段22驱动的轴24向叶片列12和14提供动力。下游叶片列包含叶片螺距控制单元26，叶片螺距控制单元26集成在由结构轴承和支持环30支持的前向风扇同心对旋传动单元28中(如图4E-4F所示和关于其的更详细描述)。如将关于图4A和4B所述，轴24由同心对旋传动单元28旋转支持，并且通过该传动单元与内部叶片列交换动力。 
如图2A和2B中最佳示出，轴24被压力板32啮合以相对于内部下游叶片列14定位外部上游叶片列12。致动器34在不同实施例中可以是液压、气压或电动机械的，致动器34被嵌入在发动机核心10的外部外围上并且通过线性致动连杆36和角臂38提供压力板38的线性致动。对于示出的实施例，致动器34被从后部安装板40支持，后部 安装板40与发动机核心集成，动力轴24通过其旋转，并且如随后关于图4E和4F所述，其为发动机提供另外的支持点。图1和图2A示出致动器处于缩进第一位置，将外部或上游叶片列12紧邻内部或下游叶片列14定位，以如随后所述的最大化最优化性能。图2B和图3示出致动器处于伸展位置，将驱动轴24移至最大化伸展的第二位置以分离上游或外部和下游或内部叶片列12、14。 
图4A-4D详细示出对旋传动单元28，关联的内部叶片列螺距控制单元26以及外部叶片列12的螺距控制单元42的构造。主轴24旋转前向螺距控制单元42，并且同心对旋传动单元28中的对旋齿轮44通过啮合轴24上的花键45而从主轴24提取动力，从而为用于下游叶片列的后部螺距控制单元26提供动力。该传动装置可具有连续变速传动能力以改变传动比，其用于分别为外部和内部叶片列的前向和后向螺距控制单元动力分配。每个叶片列的旋转速度和关联的螺距控制调整的组合提供由每个叶片列提供的实际推进力的时序安排。 
如图4C和图4D详细示出，捕获杯形物47啮合花键45，并随着轴24旋转，轴24由内部叶片列的螺距控制单元26中的轴承组49同心支持。外部叶片列的螺距控制单元42包含后部法兰43，其在缩进位置由捕获杯形物接收。捕获杯形物的旋转与轴一致为轴提供另外的轴承支持，并且通过保持捕获杯形物和外部叶片列的后部法兰之间的为了啮合的恒定旋转速度，防止用于在外部叶片列的缩进上的轴承的任何“上旋”需求。 
图4E和图4F示出用于集成飞机的所描述实施例的示例性构造。发动机核心10包括支持点23和25，其由同心支持环30补充，并且在替换实施例中由后安装板40补充，并且附连塔门(pylon)或者可替换的发动机支持结构中的结构连接，该发动机支持结构具有大致如元件31所示的结构附件。发动机核心10被包含在飞机引擎罩11中，并且空气动力学拼合桨榖盖(split spinner)13a、13b容纳螺距控制单元42和26以及同心对旋传动单元28。 
对于示出的实施例，将外部叶片列12中的上游叶片46设计成活性因子比组成内部叶片列14的下游叶片48的活性因子稍微小一些。活性因子是推进器(或者在本情况下为开扇)吸收动力的能力的量度 标准。其被定义为旋翼叶片面积和旋翼片面积的比值。在示例性实施例中，最小的上游叶片列活性比为大约150，而上游叶片列和下游叶片列之间的优选活性因子比小于0.9。上游叶片的尖端50可包含用于降低翼尖涡流强度的造型或其他处理。 
经叶片间隔、叶片螺距或两者的组合可调整上游叶片列和下游叶片列之间的轴马力分布，并且通过使用飞行管理系统(FMS)和全权数字发动机控制(FADEC)而由飞行员一目了然地管理。为了对该比率非常精密地增量调整，如果叶片列具有偶数叶片，可实现交互叶片的螺距致动。如图5中所示，对于飞行马赫数为0.1至0.4之间，上游/下游轴马力的期望比基本小于1(通常为0.8)。这允许下游叶片列在起飞期间以及其他噪音敏感操作阶段传送大部分总轴马力，降低后部叶片遭遇的上游变形强度，其在本实施例中由具有比现有技术中更小的总裁剪的后部旋翼提供。在高于0.4的马赫数至大约性能最大的0.8马赫数，上游/下游轴马力的期望比在1.2至1.3之间(通常为1.25)，其允许上游叶片列在更高的巡航速度下传送更大部分的轴马力。通过升力系数和阻力系数(CL/CD)的优选比率提供尾流互制噪音中的组合降低，并且上游叶片列设计轴马力的降低使间隔更接近，而为了尾流互制噪音不变和更高的推进效率，上游叶片列缩进在第二或高性能位置。另外，轴马力和相关的上游叶片列尖端马赫数的降低使翼尖涡流强度和噪音降低。 
描述的实施例提供缩进或最小间隔位置中的最大性能。如图6所示，其提供上游叶片列和下游叶片列之间的优选运行间隔图，叶片最初处于最小间隔位置，其大约为上游叶片片直径的0.1至0.2倍，在大约0.4马赫时，上游叶片列伸展致动为上游叶片片直径的大约0.4至0.5倍。这提供叶片列的最优化间隔以在低速、起飞期间以及最初的爬升操作阶段最小化噪音。对于示出的实施例，用于期望的间隔和轴马力分布的伸展和缩进位置之间的叶片列渐增转换由全权数字发动机控制(FADEC)中的性能表控制，其是迎角(AOA)和空速或马赫数的函数。流管收缩是AOA和马赫数的一致和可测量函数，其可通过飞机的空气数据系统(ADS)提供的数据计算，并且为了飞机控制而合并从飞行管理系统(FMS)至FADEC的输入。然后，间隔逻辑名义上阻止 下游旋翼与翼尖涡流的交互作用，其中翼尖涡流由流管下的上游旋翼产生。在集成螺距控制单元(PCU)控制器和FADEC系统逻辑中建立一种能力以部分地降低传送列的叶片产生的升力；因而降低致动器转换列所需的动力。关于图1至图4F所述的构造提供致动器的伸展以将上游叶片列安置在伸展位置。 
提供系统中异常条件的补偿以固定叶片列或缩进上游叶片列。具体地；当飞机穿过飞行任务地噪音敏感部分时，使用锁止机构以降前推进器片保持在适当的位置，以便如果发生液压或气压的损失，影响飞机稳定性或影响发动机运行的前旋翼片地突然伸展可以被避免。对于以下情况优选机械锁止系统，其中旋翼片完全缩进，然而在以下情况推荐由止回阀组成的流体系统，其中发生致动器系统故障，同时前片部分伸展。每个示例性系统都防止前片旋翼的突然伸展。 
在传统的CROF系统中，如图7所示，当叶片列被分离以最小化尾流互制噪音时，上游叶片列产生的漩涡核心52需要裁剪下游叶片列，从而降低漩涡噪音交互作用。因为翼尖涡流的传播由前向空速和入流迎角支配，所以裁剪通常被设置在一个水平/等级，其中在飞行的噪音敏感部分期间，漩涡交互作用被防止超过限制条件。裁剪以降低下游叶片的全翼展54大约10％-20％，从而降低噪音3EPNdB将是通常需要的并且在本领域汇总是普遍的。更严厉的噪音要求可以增加噪音服从(noise compliance)所需的裁剪，然而，急剧的性能损失伴随着任何裁剪。通过公开的实施例，图8所示的翼尖涡流52′的降低允许下游叶片的总翼展54′相对于上游叶片列直径裁剪小于等于5％。 
对于很多对旋开扇设计，数据指出大多数开旋翼尾流互制噪音在下游旋翼的叶片尖端附近产生。尾流互制噪音的强度是上游旋翼尾迹中的速度不足的强函数。反过来，上游旋翼尾迹中的速度不足主要是阻力系数和到上游旋翼的前缘的距离的函数。随着叶片的升力系数(即推进力)增加，存在这样的点，其中如果第二旋翼遭遇该尾迹/尾流，阻力将显著上升，并且导致显著的尾迹速度不足和噪音增加。这在图9中图示说明。在本实施例中，可通过安排上游旋翼和下游旋翼之间的推进分离以最小化上游旋翼的阻力(并且因此最小化尾迹速度不足)从而最小化起飞噪音，同时仍能够完成起飞所需的推进力。这在图9中图示说明，其中为了完成起飞所需的推进力，上游旋翼具有标准化叶片尖端局部以数字55识别的大约为0.65的升力系数(CL)，其在牵斗(drag bucket)中运行，同时下游旋翼在更高的CL下运行，其通过数字56识别，大约为0.8(相应的具有更高的阻力)。图9图示说明上游旋翼和下游旋翼之间大约为0.8的推进比，其如上关于起飞和图5中所示的低速运行所述。在起飞条件期间，在下游旋翼上具有比上游旋翼更高的CL允许更接近的叶片间隔以在起飞时使尾流互制噪音和可接受的效率降低相当。
返回图4F，控制叶片间隔、螺距和施加的轴马力通过飞机飞行管理系统(FMS)和全权数字发动机控制(FADEC)单元共同作用完成，其中全权数字发动机控制(FADEC)单元控制叶片安排系统60。飞机条件和构造数据；飞行员控制输入62和空气数据64由FMS和FADEC同时处理以提供通过输入63至发动机控制单元的发动机核心控制。分别通过来自FADEC的输入控制65和66提供用于前螺距控制单元42和后螺距控制单元26的螺距设置。联接单元28中的变速箱/连续变速传动44的控制输入68通过螺距控制单元26和42，向上游叶片列和下游叶片列分配由发动机核心产生的轴马力。置换致动器34的控制由FADEC通过控制输入70提供。马力的分布控制、叶片列间隔和FADEC的螺距允许最优化的下游叶片列间隔，用于最大化漩涡恢复，和效率随着上游旋翼轴马力和前向空速而变化。虽然在图6中以示例性方式示出间隔安排图，如上所述，由FADEC提供的可变和实时间隔安排在噪音限制范围内能够实现贯穿全部飞行阶段的最有效推进器结构，并且该间隔对于所有的鉴定空速和飞行轨迹角度能够在飞行中被连续最优化。这包括起飞和着陆紧急情况条件，其中推进器接近最大性能位置。示例性实施例可提供相对于组合间隔和裁剪需要的至少1％的风扇效率效益，以满足“固定”CROF系统的噪音需求。该风扇效率的提高相应于1％的特定燃料消耗率提高。 
图10A和图10B示出用于管道对旋风扇的实施例，其在上游风扇70和下游风扇72之间使用可变的间隔。对于该实施例，上游风扇是相对于发动机核心的外部列并且通过轴71驱动。下游风扇是相对于发动机核心的内部列，并且由对旋风扇传动单元73驱动，对旋风扇传动单元73由发动机核心和同心支持轴71提供动力。图10A示出外部风扇处于缩进位置，而图10B示出该风扇处于伸展位置。对于该实施例，可以使用与在先实施例所公开的致动器以及关于图11A和图11B详细示出的致动器可比较的间隔致动器。下游风扇72的旋转平面被固定，以便低压压缩机(LPC)的操作性不受影响。在其中发生上游风扇转换的风扇管80的前向段78是恒定的横截面，以便风扇尖端和风扇管之间的间隔不随着上游风扇行进而改变。加强风扇罩82也向前伸展进该致动间隔中。如上关于CROF实施例所述，提供飞行包线期间连续调整风扇间隔的能力，从而风扇效率的最优化间隔能够被保持在包线的噪音敏感部分之外，并且适应高非设计工况入口性能问题，例如侧风或高迎角(高攻角)操作。 
对于在此描述的管道对旋风扇实施例，上游和下游风扇的优选间隔范围被减少，其由于风扇管结构设计的实际限制，其关于风扇直径的最小间隔比大约为0.2并且最大大约为0.4。由于可比较的物理性质，也应用用于CROF实施例的图9中指定的优选CL/CD比，然而，这通过间隔功能性而全部保持，因为在示出的实施例中对于风扇叶片未使用螺距改变单元。 
图11A和图11B示出用于对旋开扇的“推进器”构造的另外的实施例。发动机核心90包括燃烧室92，在流线上其后面为高压涡轮段94和自由动力涡轮段96。轴102在对旋传动单元104中同心旋转并与其交换动力。对旋传动单元由为内部叶片列98提供动力的自由动力涡轮段驱动。轴102通过榖108为外部或下游叶片列100提供动力。对于本实施例，下游叶片列或旋翼是相对于发动机核心的外部列，而上游叶片列或旋翼是相对于发动机核心的内部列。通过驱动与轴102集成的活塞110的压力汽缸109的轴的转换向后伸展外部旋翼，以用于上游和下游旋翼之间的间隔调整。转换排气管112(图11B中最佳示出)向来自发动机核心的排气流提供连续性。对于示出的实施例，旋转塞114向排气流提供拖曳空气动力。在发动机罩和旋转叶片列之间提供旋转密封116。对于示出的实施例，前向螺距控制单元118也向上游叶片提供叶片螺距控制，并且后螺距控制单元120向下游叶片列提供叶片螺距控制。 
如上关于螺旋桨CROF所述，对旋传动单元104可以使用连续的变速传动以允许上游叶片列和下游叶片列之间的轴马力输入和通过叶片的螺距控制的旋转速度的最优化。另外，通过位于上游和下游叶片列之间的孔的周围空气管道可以被使用以降低暴露于下游叶片列的旋转组件的热量。对于压力汽缸108的气动或液压致动，致动器的故障将因此允许外部叶片列推进以自然地引起布置在最小间隔位置的叶片列的缩进。 
另外在图12和图13中示出的实施例从发动机核心轴向置换/偏移(displaced)叶片列。这些实施例为空中交通工具提供特别有利的能力，其需要核心气体产生器发动机完全或部分植入飞机外模线中，诸如机翼融合体构造中。示出的实施例另外适用于需要大推进器直径的空中交通工具，诸如垂直起飞和降落(VTOL)飞机。发动机核心130包含动力输出轴132，其从发动机中心线伸展。对于示例性实施例，动力输出轴通过涡轮后框架的分支被耦合到发动机。变速箱134向中心轴136提供动力转化，中心轴136通过关联内部叶片列142的同心对旋传动单元140伸展，如上关于图4A-4D所述。中心轴驱动的外部或上游叶片列144可以由致动器146从内部或下游叶片列置换，其如上所述置换该轴。在替换实施例中，变速箱134可以被集成在对旋传动单元中。 
在图13中示出推进器构造，其中如上关于图11A和图11B的实施例所述，外部或下游叶片列150在同心轴152上有益地转换。内部或上游叶片列154和下游叶片列之间的轴马力比的控制和下游叶片列的限制裁剪如上所述关于最初的实施例被完成。图12和图13中示出的实施例可以是有利的，因为没有推进器叶片列组受来自气体核心产生器的排气污染物的影响，并且不影响或冲击发动机核心的进气口空气流。 
用于公开的实施例的转换系统的操作如图14所示被完成。发动机核心被提供以如步骤1402所定义的产生动力。如步骤1404中所定义，来自发动机核心的动力通过用于驱动具有轴的外部叶片列的低压涡轮提取并用于驱动内部叶片列，如步骤1406所示，对旋传动同心支持该轴。为空气动力学性能和噪音最优化内部和外部叶片列的间隔，步骤1408中，来自空气数据系统和飞行管理系统的数据被监控，并且为了 最优化操作而相对于内部叶片列转换外部叶片列，尤其包括起飞姿态(takeoff profile)中的低速度，其如步骤1410中所示，由基于ADS和FMS数据的控制器确定。基于步骤1412中所示的转换位置，内部叶片列和外部叶片列的动力分布被控制以最优化上游叶片列和下游叶片列之间的动力产生比。在某些实施例中，动力分布可以通过交替叶片列的动力渐增的螺距控制被完成。另外，转换叶片列的即刻升力降低也可以被完成以最小化所需的叶片列转换力。 
现在已根据专利法规需要详细描述了本发明的各种实施例，本领域技术人员应意识到在此公开的具体实施例的修改和替代。此类修改落入所附权利要求限定的本发明的范围和目的之内。 

Claims (12)

1.一种空中交通工具推进系统，其包含：
发动机核心；
动力轴；
外部叶片列，其由所述动力轴驱动；
内部叶片列，其通过与所述轴交换来自所述发动机核心的动力的同心齿轮而以相对所述外部叶片列的对旋运动方式被驱动；
致动器，其啮合所述轴以将所述外部叶片列从第一缩进位置转换至第二伸展位置。
2.根据权利要求1所述的空中交通工具推进系统，其中所述同心齿轮包含：
对旋传动单元，其支持所述内部叶片列，所述动力轴通过所述对旋传动单元伸展并由其支持。
3.根据权利要求2所述的空中交通工具推进系统，其中所述对旋传动单元包含连续变速传动用于所述内部和外部叶片列之间的可变差动旋转速度，对所述外部叶片列的转换是可调的；
其中所述对旋传动单元连接用于所述内部叶片列的螺距控制单元；以及
其中所述外部叶片列进一步包括螺距控制单元。
4.根据权利要求3所述的空中交通工具推进系统，其中所述螺距控制单元被排序，以便只有交替叶片列被螺距为具有偶数叶片的叶片列。
5.根据权利要求3所述的空中交通工具推进系统，其中所述外部叶片列在牵引装置构造中处于所述内部叶片列的上游，并且所述动力轴向所述外部叶片列提供的动力比所述对旋传动单元向所述内部叶片列提供的动力小，其中所述外部叶片列处于伸展位置。
6.根据权利要求5所述的空中交通工具推进系统，其中提供给所述外部叶片列和内部叶片列的动力比是大约0.8。
7.根据权利要求6所述的空中交通工具推进系统，其中所述内部叶片列具有比所述外部叶片列的直径裁剪小于5％的直径。
8.根据权利要求1所述的空中交通工具推进系统，其中所述轴的转换可从第一位置到第二位置逐渐增加变化。
9.根据权利要求8所述的空中交通工具推进系统，其中所述对旋传动单元包含连续变速传动用于所述内部和外部叶片列之间的可变差动旋转速度，对所述外部叶片列的转换是可调的，并且进一步包含用于所述内部叶片列的螺距控制单元，并且所述外部叶片列包括螺距控制单元并进一步包含：
控制器，其用于调整所述外部叶片列的转换，控制用于所述内部和外部叶片列的所述螺距控制单元，并且控制用于预订操作安排的变速传动。
10.根据权利要求1所述的空中交通工具推进系统，其中在牵引装置的构造中，所述外部叶片列处于所述内部叶片列的上游；或者所述外部叶片列在推动器构造中处于所述内部叶片列的下游。
11.根据权利要求9所述的空中交通工具推进系统，其中所述内部和外部叶片列包含管道风扇。
12.根据权利要求1所述的空中交通工具推进系统，其中所述内部和外部叶片列从所述发动机核心轴向偏移，并且进一步包含动力输出轴，其从所述发动机核心伸展并且与其交互连接，从而向所述内部和外部叶片列提供动力。
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