CN102652093B - 下游开放风扇螺旋桨位置的优化 - Google Patents

Abstract

本发明涉及控制飞机反转开放风扇引擎，即CROF引擎，的方法和设备。螺旋桨的直径在飞机第一飞行状况的至少一部分期间被设定为第一直径。螺旋桨的直径在飞机第二飞行状况的至少一部分期间被设定为不同于第一直径的第二直径。

Description

下游开放风扇螺旋桨位置的优化

技术领域

本公开大体涉及推进系统，如飞机推进系统，且特别涉及飞机推进系统的方法和设备。更特别地，本公开涉及优化反转开放风扇引擎的下游螺旋桨位置的方法和设备。

背景技术

当前用于反转开放风扇（CROF）飞机引擎的CROF螺旋桨系统要求下游螺旋桨的桨叶具有一定程度“剪切（cropping）”，以便减小由于超出上游螺旋桨之外的流管的自然收缩所导致的起飞社区噪声。当前的合法噪声限制和本地机场噪声法规会要求桨叶剪切量足够将下游螺旋桨的直径减少百分之二十或更大从而满足噪声要求。

然而，剪切减小有效翼展且因此减少针对下游螺旋桨的给定桨距的升力，且要求增加桨距从而恢复损失的推力从而满足起飞推力要求。在某些情形中，不能满足未剪切推力。然而增加的桨距可导致阻力增加和非设计（off design）工况（起飞、爬升、下降、翻转都是非设计工况）的性能退化，这也增加剪切螺旋桨的与尾流相关的自发噪声（self-noise）。

具有一个或多个CROF引擎的飞机在起飞阶段碰到的不可接受的噪声水平是由尾流相互作用和桨叶涡流相互作用（BVI）噪声所驱动的。BVI噪声是由如下事实引起的，即，随着流管以涡流被通常在下游螺旋桨桨叶的最高载荷区处的下游螺旋桨所“切断”（相互作用）的方式收缩（收缩角度是飞行马赫数和飞机角度的函数），上游螺旋桨产生的翼梢涡流（tip vortice）倾向于沿径向向内方向朝向下游螺旋桨衰减。随着下游螺旋桨切断这些涡流，固有的桨叶流道音调水平（tone level）增加，且新的相互作用音调产生。此外，不稳叶片应力加剧，其可引起需要加强/加固螺旋桨，且额外的引擎振动加固/处理导致重量和成本增加。通常，要求厚度比最佳性能所优选的更厚的螺旋桨机翼来加强强度，这会增加波阻（wave drag），波阻会削弱螺旋桨性能并产生噪声。

相对于被“剪切的”下游螺旋桨的噪声害处可高达6EPN（有效感知噪声）dB（分贝）（累积到三个当前认证测量点规则）。虽然下游螺旋桨桨叶的翼稍不总是字面描述为“剪切的”（即，削断），不过具有比上游螺旋桨更短直径的下游螺旋桨通常被本领域技术人员称为被“剪切的”。

减小CROF飞机引擎的CROP螺旋桨系统的下游螺旋桨直径保持与减小飞机有效翼展的的空气动力学原理相同，并且导致空气动力学效率的直接减小，这种减小对于CROF引擎而言能够高达巡航SFC（比燃料消耗量）的百分之五。典型的飞机水平块燃料（Block Fuel）害处，包括整体任务段（起飞、爬升、巡航、下降）的变化害处，通常比指定SFC害处稍微差（1-2%）。不幸的是，该燃料燃烧害处通常针对整个任务，即使起飞段的噪声敏感部分也仅持续几分钟。

而且，飞机寿命周期可以为20-30年，且在该寿命期间，合法的噪声认证标准以及本地机场制度通常变得更严格。为了避免飞机和引擎产品寿命周期中的早期昂贵的改进，这些因素可驱动更进一步的引擎性能妥协，以便确保当前交通工具设计能够在客户接收飞机时满足可能的未来噪声要求。

人们提出的一种解决CROF噪声问题的方法是急剧改变飞机总体布置和配置从而屏蔽/包含螺旋桨系统产生的噪声。然而，对于同等类别的有效负荷范围要求，该类解决方案通常涉及不可接受的害处，包括由于每单位有效载荷的飞机质量（OEW）增加所导致的TAROC（总飞机相关的操作成本）的增加，由于增加的受湿面积（wetted area）和重心平衡（center of gravity trim）所导致的衰减的阻力，以及与在存在机身、机翼和操纵面时如何安装引擎相关的额外的引擎比燃料消耗率害处。此外，针对同型号间抵触回避（fratricide avoidance）、飞机负载能力以及维护和维修时不可通达的引擎位置，对于这些替换选项通常导致不可接受的引擎间近似性。

因此，有考虑上述一个或更多问题，以及可能的其他问题的方法和设备是有利的。

发明内容

在一个有利实施例中，提出了用于控制飞机的反转开放风扇（CROF）引擎的螺旋桨的方法。在飞机的第一飞行状况的至少一部分期间，螺旋桨直径被设定成第一直径。在飞机的第二飞行状况的至少一部分期间，螺旋桨直径被设定成与第一直径不同的第二直径。

在其他有利实施例中，设备包括具有多个螺旋桨的反转开放风扇（CROF）引擎；和致动器。致动器用于在第一飞行状况的至少一部分期间将多个螺旋桨的螺旋桨直径设定为第一直径。致动器用于在第二飞行状况的至少一部分期间将多个螺旋桨的螺旋桨直径设定为与第一直径不同的第二直径。

特征、功能和优点可在本公开的不同实施例中独立实现，或可在其他实施例中组合，其中进一步的细节可参考下面的说明和附图看出。

附图说明

有利实施例的新颖特征在权利要求中给出。然而，有利实施例以及优选使用模式、其中进一步的目的和优点可结合附图，参考下面本公开的有利实施例的详细说明理解，其中：

图1示出根据有利实施例的飞机制造和服役方法；

图2示出可实施有利实施例的飞机；

图3示出根据有利实施例的飞机引擎的方框图；

图4示出可实施有利实施例的飞机的顶视图；

图5示出图4中示出的飞机引擎的侧视图；

图6A和图6B分别示意示出飞机反转开放风扇螺旋桨系统的上游和下游螺旋桨和螺旋桨桨叶的相对位置从而辅助解释有利实施例，其中下游螺旋桨桨叶没有被剪切；

图6C和图6D分别示意示出飞机反转开放风扇螺旋桨系统的上游和下游螺旋桨和螺旋桨桨叶的相对位置从而辅助解释有利实施例，其中下游螺旋桨桨叶被剪切；

图7示出根据有利实施例的图5中示出的反转开放风扇引擎的螺旋桨系统的侧透视图；

图8示出根据有利实施例的图7中示出的螺旋桨系统的侧透视图，其中下游螺旋桨桨叶被除去从而示出螺旋桨系统的特征；

图9示出根据有利实施例的图7中示出的螺旋桨系统的下游螺旋桨壳体的内部，从而示出桨叶致动器系统；

图10示出图9中示出的桨叶致动器系统的桨叶致动器的侧视图；

图11示出根据有利实施例的图10中示出的桨叶致动器的侧视图，其中桨叶致动器的可运动构件在延伸位置；

图12示出根据有利实施例的反转开放风扇引擎的下游螺旋桨桨叶的示例性收缩方案的曲线；

图13示出反转开放风扇引擎的下游螺旋桨剪切/直径减小百分比与百分比效率损失和Delta dB噪声比的示例性关系的曲线；

图14示出根据有利实施例的图7中示出的反转开放风扇引擎的下游螺旋桨壳体的透视图，其中壳体罩板件被除去从而示出桨叶平衡器系统的特征；

图15示出根据有利实施例的图14中示出的下游螺旋桨壳体的透视图，其中壳体罩板件被附接到壳体；

图16示出根据有利实施例的图15中示出的下游螺旋桨壳体的透视图，其中下游螺旋桨桨叶处于第一收缩长度；

图17示意示出根据有利实施例的图14-16中示出的桨叶平衡器系统的操作；

图18示出根据有利实施例控制飞机的飞机引擎中的螺旋桨的过程的流程图；以及

图19示出根据有利实施例控制飞机的飞机引擎中的螺旋桨的过程的流程图。

具体实施方式

更具体参考附图，本公开的实施例可结合图1中示出的飞机制造和服役方法100以及图2中所示的飞机200描述。首先参考图1，根据本发明有利实施例示出飞机制造和服役方法。在试制/预生成期间，飞机制造和服役方法100可包括图2中的飞机200的规格和设计102以及材料采购104。

生产过程中，发生图2中的飞机200的部件和子组件制造106和系统整合108。然后，图2中的飞机200可经历认证测试和交付110，以便服役112。在客户使用中，图2中飞机200例行日常维护和维修114，这可包括改良、重构、翻新和其他维护或维修。

飞机制造和服役方法100的每个过程可由系统集成商、第三方和/或操作者进行或执行。在这些例子中，操作者可以是客户。为了本说明的目的，系统集成商可包括但不限于任何数目的飞机制造商和主要系统分包商；第三方可包括但不限于任何数目的卖主、分包商和供应商；以及操作者可以是航空公司、租赁公司、军事单位、服务组织等等。

现在参考图2，其示出可实施有利实施例的飞机。在该例子中，飞机200是通过图1中飞机制造和服役方法100生产的，并可包括带有多个系统204的机身202和内部206。系统204的例子包括一个或更多推进系统208、电气系统210、液压系统212和环境系统214。可包括任何数目的其他系统。虽然示出了航空航天示例，不过不同的有利实施例可用于其他工业，如汽车工业。

这里实施的设备和方法可在图1中飞机制造和服役方法100的至少一个阶段中实施。如这里所用，短语“至少一个”，当与列表项一起使用时，意味着可使用一个或更多列表项的不同组合，且仅需要列表中各项中的一个。例如，“项A、项B和项C中至少一个”可包括但不限于项A或项A和项B。该例子也可包括项A、项B和项C，或项B和项C。

作为一个示例性例子，图1中部件和子组件中生产的部件或子组件可以以类似于飞机200处于图1中的服役112期间所生产的部件或子组件的方式被生产或制造。作为另一个例子，大量设备实施例、方法实施例或其组合可在生产阶段中利用，如图1中部件和子组件制造106和系统整合108。

下面参考图3，其示出根据有利实施例的飞机引擎的方框图。引擎通常由附图标记300指示，且在这里所述的有利实施例中，其可以是反转开放风扇（CROF）引擎。CROF引擎300可实现在图2中示出的推进系统208中。CROF引擎300具有CROF螺旋桨系统302，其可包括上游螺旋桨304和下游螺旋桨306。

上游螺旋桨304具有多个上游螺旋桨桨叶312，下游螺旋桨306具有多个下游螺旋桨桨叶314。在图3中所示的有利实施例中，上游螺旋桨304和下游螺旋桨306均具有六个螺旋桨桨叶。然而应该理解，这仅是示例性的，因为螺旋桨可具有任何所需数目的螺旋桨桨叶，且不试图将有利实施例限制成具有任何特定数目螺旋桨桨叶的螺旋桨。

上游螺旋桨桨叶312可具有固定长度，即固定的桨叶翼展，从而提供具有固定直径的上游螺旋桨304。例如但不限于，上游螺旋桨桨叶312可具有固定长度从而形成具有从约12英尺（144英寸）到约14英尺（168英寸）的固定直径的上游螺旋桨304。然而下游螺旋桨桨叶314可具有可变长度/桨叶翼展，从而形成具有可变直径的下游螺旋桨。具体地，下游螺旋桨桨叶314的长度可在第一收缩长度314A和第二伸长长度314B之间变化。当下游螺旋桨桨叶在第一收缩长度314A时，下游螺旋桨可以例如但不限于具有比上游螺旋桨304的固定直径小约百分之五到约百分之二十的直径；且当下游螺旋桨桨叶在第二伸长长度314B，下游螺旋桨306的直径基本等于上游螺旋桨304的固定直径。

下游螺旋桨306也具有控制下游螺旋桨桨叶314长度的桨叶致动器系统320。桨叶致动器系统320可具有多个桨叶致动器322，每个都控制一个下游螺旋桨桨叶314的长度。在这里所述的有利实施例中，桨叶致动器322是液压致动器，其控制一个下游螺旋桨桨叶314的长度在第一收缩长度314A和第二伸长长度314B之间；然而，应该理解，这仅是为了示例，因为桨叶致动器系统320可采取其他形式，且桨叶致动器322可以不同方式被驱动。

根据有利实施例，桨叶致动器322可通过来自公共储液器（reservoir）323的增压液压流体被驱动，从而帮助确保桨叶致动器一致地操作，以便多个下游螺旋桨桨叶一致移动并总具有相同长度从而避免旋转不平衡。

致动器系统320的操作可由图3所示飞机的飞行管理系统（FMS）325控制。

为了进一步确保下游螺旋桨桨叶一致移动并总具有相同长度，桨叶致动器系统320可包括桨叶平衡器系统330。桨叶平衡器系统330是后曳机构（trailing mechanism），而非驱动机构，并且用作防止桨叶不平衡的冗置系统。桨叶平衡器系统330可具有被包括在下游螺旋桨的壳体内的第一板件332，以及作为下游螺旋桨壳体的罩并刚性固定到第一板件的第二板件334。第一板件332内可具有多个径向槽336，第二板件334内可具有多个螺旋形弯曲槽338。销340可附接到每个桨叶致动器322的可运动构件324，其可由储液器323的液压流体驱动进和出并且延伸通过第一和第二板件332和334内的相应对齐的槽336和338。第一和第二板件332和334中的对齐的槽336和338确保每个桨叶致动器的销340总是在其相应槽内的相同位置，且因此，可运动构件324总是一致地移动，且附接到可运动构件324的下游螺旋桨桨叶314总是一致地移动并总是具有相同长度。

桨叶致动器系统320可包括调节下游螺旋桨桨叶314的桨距（pitch）的桨距控制系统350，且上游螺旋桨304也可包括调节上游螺旋桨桨叶312的桨距的桨距控制系统355。上游和下游螺旋桨304和306的螺旋桨桨叶的桨距可由FMS 325控制。

下面参考图4，其示出可实施有利实施例的飞机顶视图。飞机400可实施为图2中飞机200。在该示例性例子中，飞机400具有附接到机身406的机翼402和404。飞机400也可包括引擎408、机翼引擎410、水平稳定翼412和竖直稳定翼414。

在这里所述的有利实施例中，引擎408和410可以是反转开放风扇（CROF）引擎。然而应该理解，这仅是示例性的，因为有利实施例也可包括其他类型引擎，例如但不限于，具有一个螺旋桨盘的引擎或“单旋转开放风扇（SROF）”引擎。而且，应该理解，有利实施例可以被用在不同类型的飞机上被安装在飞机的不同位置上并被利用在具有一个或更多个引擎的飞机上。

下面参考图5，其示出图4中所示的飞机引擎的侧视图。具体地，图5更详细地示出图4中示出的机翼安装的引擎410。引擎410是CROF飞机引擎并具有CROF螺旋桨系统500，该CROF螺旋桨系统500具有两个反转螺旋桨510和512。螺旋桨510通常被称为“上游”螺旋桨510，且螺旋桨512通常称为“下游”螺旋桨512。上游螺旋桨510具有多个上游螺旋桨桨叶514，下游螺旋桨512具有多个下游螺旋桨桨叶516。在这里所述的有利实施例中，每个螺旋桨510和512可具有绕其等距隔开的六个螺旋桨桨叶，但应该理解这仅是示例性的，因为螺旋桨可具有任何所需数目的螺旋桨桨叶。

CROF螺旋桨系统500的下游螺旋桨512的螺旋桨桨叶516可在飞机起飞和爬升过程中要求“剪切”，以便减小社区噪声（这里使用的术语“起飞和爬升”可指从飞机开始沿飞机跑道运动直到飞机达到通常巡航速率和高度的区间，该通常巡航速率和高度例如是马赫0.8和35000英尺）。

图6A和图6B分别示意示出飞机反转开放风扇螺旋桨系统的上游和下游螺旋桨和螺旋桨桨叶的相对位置，其中下游螺旋桨桨叶无剪切；图6C和图6D分别示意示出飞机反转开放风扇螺旋桨系统的上游和下游螺旋桨和螺旋桨桨叶的相对位置，其中下游螺旋桨桨叶有剪切从而辅助解释有利实施例。

当飞机以相对低速行驶时，例如在起飞和爬升操作中，如果上游螺旋桨桨叶514和下游螺旋桨桨叶516具有相同长度，如图6B所示，以便上游螺旋桨510和下游螺旋桨512具有相同直径，如图6A所示，则尾流相互作用和桨叶涡流相互作用（BVI）噪声会导致过度的社区噪声。BVI噪声是由下面的事实引起的，即随着流管以使得图6B和图6D中虚线610所示的涡流路径如图6B的612处（通常在螺旋桨桨叶的最高负载区处）示意示出的被下游螺旋桨桨叶516“切断”（即，与其相互作用）的方式收缩（收缩角是飞行马赫数和飞行角度的函数），则由上游螺旋桨产生的翼梢涡流倾向于沿径向向内方向朝向下游螺旋桨衰减。随着下游螺旋桨切断这些涡流，固有的桨叶流道音调水平增加且形成新的相互作用音调。

如图6C和图6D所示，为了减小起飞阶段的社区噪声，下游螺旋桨桨叶516可被“剪切”，以便下游螺旋桨512的直径比上游螺旋桨510的直径小足够的量以致下游螺旋桨桨叶516不延伸到涡流路径610中，如图6D所示。

另一方面，如图6B所示，在正常巡航速率，例如在马赫0.8时，流管的收缩几乎不存在，如实线620所示。因此，下游螺旋桨桨叶不再延伸到涡流路径中，且下游螺旋桨512可具有与上游螺旋桨510基本相同的直径，而不引起不可接受的社区噪声，且同时提供最大性能。

虽然下游螺旋桨直径相对上游螺旋桨直径的减小使得能够在起飞和爬升操作中减小社区噪声，但这种直径的减小也导致螺旋桨空气动力学效率的减小，且因此减小推进效率，并增加飞机燃料消耗。不幸的是，该燃料燃烧害处通常针对整个飞行任务，即使起飞和爬升操作的最为噪声敏感部分仅持续几分钟。

根据有利实施例，提供了控制螺旋桨的设备和方法，其优化了所有飞行状况期间反转开放风扇螺旋桨系统的下游螺旋桨的位置。根据有利实施例，飞机的CROF引擎具有CROF螺旋桨系统，其中下游螺旋桨的螺旋桨桨叶的长度被设定为第一收缩长度，以便在起飞和爬升操作期间下游螺旋桨的直径小于上游螺旋桨的直径，以便减小社区噪声，且在起飞和爬升操作期间随着飞机速率增加，其长度逐渐伸长到第二伸长长度，直到在飞机巡航速度时下游螺旋桨的直径基本等于上游螺旋桨的直径。通过以该方式控制下游螺旋桨的直径，在起飞和爬升操作期间实现了有效的噪声减小，且在巡航速度保持飞机飞行效率。

下面参考图7，其示出根据有利实施例，图5中示出的反转开放风扇引擎的螺旋桨系统的侧透视图。如图7所示，CROF螺旋桨系统500可具有上游螺旋桨510的上游螺旋桨桨叶514从其延伸的上游螺旋桨壳体702，以及下游螺旋桨512的下游螺旋桨桨叶516从其延伸的下游螺旋桨壳体704。如本领域技术人员已知，在CROF螺旋桨系统500的操作期间，上游螺旋桨壳体702和下游螺旋桨壳体704可沿相反方向旋转从而使得沿相反方向旋转上游和下游螺旋桨510和512。

如前面所示，上游螺旋桨510的螺旋桨桨叶514可具有固定长度，以便上游螺旋桨510具有固定直径，例如但不限于12-14英尺。然而，下游螺旋桨512的螺旋桨桨叶516可以具有可变长度，以便下游螺旋桨512的直径可以具有可变直径。

根据有利实施例，下游螺旋桨512的螺旋桨桨叶516被“剪切”成，在飞机起飞和爬升操作期间具有第一收缩长度，以便下游螺旋桨512的直径在起飞和爬升操作中的至少一部分期间小于上游螺旋桨510的直径；且随着飞机速率增加而长度逐渐增加，直到下游螺旋桨的螺旋桨桨叶在第二伸长长度，其基本等于上游螺旋桨的螺旋桨桨叶的固定长度，以便下游螺旋桨的直径在巡航速度时基本等于上游螺旋桨的固定直径。

下面参考图8，其示出根据有利实施例，图7中示出的CROF螺旋桨系统的侧透视图，其中下游螺旋桨的螺旋桨桨叶被除去从而示出螺旋桨系统的特征。具体地，如图8所示，每个下游螺旋桨桨叶516延伸通过下游螺旋桨壳体704的侧壁中的大体圆形板件812中的槽810。如下面解释，每个圆形板件812均被包括在下游螺旋桨桨叶致动器系统的桨距控制系统中，并且可旋转从而旋转下游螺旋桨512的螺旋桨桨叶516以便提供桨距控制。上游螺旋桨桨叶514也可包括桨距控制机构820，其可以是传统类型，从而提供上游螺旋桨510的螺旋桨桨叶514的桨距控制。

下面参考图9-11，图9示出根据有利实施例的图7中示出的螺旋桨系统的下游螺旋桨壳体的内部，从而示出桨叶致动器系统，而图10和图11示出图9中示出的桨叶致动器系统的桨叶致动器的侧视图。

如图9所示，下游螺旋桨512的下游螺旋桨壳体704可具有下游螺旋桨桨叶致动器系统910以用于控制下游螺旋桨桨叶516的长度从而控制下游螺旋桨512的直径。更具体地，下游螺旋桨桨叶致动器系统910可具有多个桨叶致动器912（图9中示意示出），每个桨叶致动器912均用于控制/调节下游螺旋桨桨叶516中一个不同桨叶的长度。

如图10和图11所示，每个桨叶致动器912均可具有可运动构件914，例如附接到下游螺旋桨桨叶516的活塞。每个可运动构件914可在汽缸916内在第一收缩位置和第二伸长位置之间移动。图10示出可运动构件914在汽缸916中的第一收缩位置，而图11示出可运动构件914在汽缸916中的第二伸长位置。

当每个可运动构件914均处于图10中所示的第一收缩位置时，每个下游螺旋桨桨叶516均处于第一收缩长度，其小于上游螺旋桨桨叶的固定长度，以便下游螺旋桨512的直径小于上游螺旋桨510的直径。另一方面，当可运动构件914在如图11中所示的第二伸长位置时，下游螺旋桨桨叶516在第二伸长长度，其基本等于上游螺旋桨桨叶514的长度，以便下游螺旋桨512的直径基本等于上游螺旋桨510的直径。

根据有利实施例，每个桨叶致动器9 12的可运动构件914在第一收缩位置和第二伸长位置之间由液压压力驱动。具体地，液压流体可分别经由桨叶致动器912中的管1040和1042被输送到腔室1030和1032以及从其中移出，如图10和图11所示。管1040和1042连接到图10和图11中在1050处示意示出的公共液压流体储液器。液压流体储液器1050进而可由图2中212示出的飞机液压系统供应，或由另一个液压流体源供应。腔室1030和1032由O型圈1035和1036保持在流体密封状态。

根据有利实施例，压力下来自储液器1050的液压流体可经管1040输送到每个桨叶致动器912的腔室1030，从而填充腔室1030，以便移动可运动构件914到图11中示出的第二伸长位置，进而将附接到可运动构件914的下游螺旋桨桨叶516移动到第二伸长长度。以类似方式，来自储液器1050的液压流体可经管1042输送到每个桨叶致动器912的腔室1032中，从而填充腔室1032，以便移动可运动构件914到第一收缩位置，进而将下游螺旋桨桨叶516移动到第一收缩长度。根据有利实施例，当液压流体被输送到一个腔室1030或1032中时，液压流体从另一腔室同时移出从而根据需要平缓地伸长和收缩可运动构件914。

如下面的解释，在飞机起飞前，例如飞机已经在前一次飞行之后着陆后，可运动构件914可被定位在第一收缩位置。如下面的解释，在飞机开始起飞后，液压流体被逐渐输送到腔室1030中并逐渐从腔室1032流出并返回到储液器1050，从而导致可运动构件914在汽缸916中逐渐向上移动，直到可运动构件达到图11中示出的第二伸长位置。

具体地，在起飞和爬升期间随着飞机速率增加并且参考图6A-6D描述的桨叶-涡流路径/流管，腔室1030中液压压力逐渐增加，且腔室1032中液压压力逐渐释放，从而导致可运动构件914在汽缸916中向外移动，进而导致螺旋桨桨叶516长度逐渐增加。腔室1030中液压压力继续增加，直到可运动构件914处于第二伸长位置，且携带的螺旋桨桨叶因而处于第二伸长长度。

图10和图11也示出管1060，其连接到桨叶致动器912。如下面解释的那样，管1060承载联动系统（linkage system）（未示出），其用于旋转齿轮1062进而旋转可运动构件914和与其附接的螺旋桨桨叶516，从而提供桨距控制。而且，液压管路1040和1042优选包括在1070示意示出的液压供应阀，从而控制供应到腔室1030和1032的供应压力的方向，且在紧急情形中，使得能够例如从地勤（ground service）或从辅助动力单元快速释放所有液压压力。

现在参考图12，其示出根据有利实施例的CROF引擎的下游螺旋桨桨叶的示例性收缩方案的曲线图。该曲线图通常由附图标记1200表示，且其上的曲线1210代表作为向前飞行马赫数的函数的示例性收缩方案。

如图12所示，在向前速率为零时，下游螺旋桨桨叶被剪切，以便下游螺旋桨的直径通常比上游螺旋桨直径小15%和25%之间。随着在起飞和爬升期间飞机的向前飞行马赫数的增加，下游螺旋桨桨叶逐渐伸长（延长），直到其在飞机速率约为马赫0.6时达到第二伸长长度。此时，下游螺旋桨桨叶和上游螺旋桨桨叶基本处于相同长度，且上游螺旋桨和下游螺旋桨的直径也大约相同。

基于飞机FMS规定的逻辑，在曲线1210的任一侧上的图12中阴影面积1220表示操作公差带（operational tolerance band），从而允许由于但不限于冲角（angle of attack）导致的可接收计划偏差（scheduledeviation）。

应该理解，图12中所示的曲线仅是收缩方案的示例，因为其他收缩方案也是可以的。然而，需要选择最大化飞机效率的收缩方案。这方面，图13示出剪切对飞机效率和噪声的影响的曲线图。

具体地，图13示出反转开放风扇引擎的下游螺旋桨的剪切/直径减小百分比与百分比效率损失和Delta dB噪声比的示例性关系的曲线图。该曲线图通常由附图标记1300表示，且在起飞和爬升操作开始时，其中下游螺旋桨桨叶被剪切成使得下游螺旋桨的直径比上游螺旋桨的直径小百分之十到百分之二十之间，则曲线1320所示的delta噪声减小高于百分之十，且曲线1330所示的效率损失约为百分之五。然而，随着下游螺旋桨桨叶的剪切量逐渐减小，则效率损失和Delta噪声减小逐渐减小，直到在巡航速度，效率损失和噪声减小二者均为零。如图13所示，曲线1320和1330任一侧上的阴影面积表示围绕名义趋势的公差带。

如从图13中清楚看出，通过逐渐增加下游螺旋桨桨叶的长度（即，下游螺旋桨的翼展或直径），飞机操作效率在该阶段期间也逐渐增加从而导致任务所需燃料的减少。

随着下游螺旋桨桨叶在飞机起飞和爬升期间长度逐渐伸长，理想的是所有桨叶一致地移动以便下游螺旋桨的所有桨叶的长度在所有时间均是相同的从而避免不平衡问题。如前面描述，每个下游螺旋桨桨叶的运动都可由液压致动器控制，其中每个液压致动器被连接到公共储液器从而帮助确保下游螺旋桨桨叶一致地移动。然而，根据有利实施例，可提供桨叶平衡器系统从而进一步确保下游螺旋桨桨叶一致地移动并总是具有相同长度，即使系统的任何部件或各桨叶致动器中存在液压蠕变（creep）或液压故障仍如是。而且，该有利实施例的有益特征与引擎故障（engine-out）情形有关。如果任一飞机引擎失去动力，则其他引擎的下游螺旋桨直径应该直接增加，从而提供推力的递增。操作上，这要么当飞行员触发“toga”（起飞和复飞）按钮时被启动；要么在飞机飞行计算机装配有引擎故障检测能力的情况下自动进行。在该情形中，期望液压流体将非常快地排出，这使得桨叶平衡器系统非常重要。

现在参考图14-16，其示出根据有利实施例确保下游螺旋桨桨叶的一致/均一运动的桨叶平衡器系统。具体地，图14示出根据有利实施例的图7中示出的反转开放风扇引擎的下游螺旋桨壳体的透视图，其中壳体罩板件被除去从而示出桨叶平衡器系统的特征。如图所示，下游螺旋桨壳体704包括在其外壁1420（外壁1420有时也称为桨叶平衡器系统的第一板件）内的多个径向槽1410。附接到每个桨叶致动器912的可运动构件914并随可运动构件914移动的导销（guide pin）1430延伸通过相关联的径向槽1410。图14示出下游螺旋桨桨叶516在第二伸长长度时导销1430的位置。

图1 5示出根据有利实施例的图14中示出的下游螺旋桨壳体的透视图，其中带有附接于壳体的壳体罩板件。具体地，罩板件1510（有时这里称为桨叶平衡器系统的第二板件）包括多个螺旋弯曲槽1520，其被定位在壳体外壁1420的径向槽1410上方，以便销1430也延伸通过罩板件1510的螺旋弯曲槽1520。具体地，随着桨叶致动器912移动从而将下游螺旋桨桨叶516的长度从第一收缩长度伸长到第二伸长长度，销1430沿罩板件1510中的螺旋弯曲槽1520移动并沿壳体壁1420中的径向槽1410移动。图15示出当螺旋桨桨叶516在第二伸长长度时销1430的位置，图16示出根据有利实施例的图15中示出的下游螺旋桨壳体的透视图，其中下游螺旋桨桨叶在第一收缩长度。

图17示意示出根据有利实施例的图14-16中示出的桨叶平衡器系统的操作。对于罩板件1510的任何旋转，仅有一个位置可装纳每个螺旋弯曲槽中的销1430。因此，下游螺旋桨桨叶516总是在相同长度，且消除了各桨叶致动器的任何液压蠕变或故障，只要两个板件1420和1510完好无损并相对彼此锁定即可。

CROF引擎可具有桨距控制系统，从而控制上游和下游螺旋桨桨叶的桨距角/螺距角。根据有利实施例，下游螺旋桨桨叶致动器系统910可包括调节下游螺旋桨桨叶的桨距的桨距控制系统。具体地，如参考图8所述，每个下游螺旋桨桨叶516均延伸通过下游螺旋桨壳体704的侧壁814中的大体圆形板件812中的槽810。每个圆形板件与桨叶致动器系统910的桨叶致动器912关联，并可由其相应桨叶致动器910旋转，进而旋转附接到桨叶致动器的下游螺旋桨桨叶516，从而提供桨距控制。特别地，每个桨叶致动器912的可运动构件914可由图10和图11中示出的旋转齿轮1062经延伸通过附接至每个桨叶致动器912的管1060的联动系统被旋转，从而精确控制桨叶的桨距。

下面参考图18，其示出根据有利实施例控制飞机的飞机引擎中的螺旋桨的过程的流程图。该过程大体由附图标记1800表示，并可在CROF引擎中实施，如图3中所示的CROF引擎300或图4中示出的CROF引擎408或410中被实施，但应该理解，这不试图将有利实施例限制于CROF引擎，因为有利实施例可与其他引擎一起使用，包括单螺旋桨引擎。当在CROF引擎中实施时，过程的操作可针对CROF引擎的下游螺旋桨。

该过程可开始于，在飞机的第一飞行状况中的至少一部分期间将CROF引擎的螺旋桨直径设定为第一直径（操作1810）。根据有利实施例，第一飞行状况可以是例如但不限于起飞飞行状况、爬升飞行状况、巡航飞行状况、下降飞行状况、海拔飞行状况或向前速率飞行状况。然后，在飞机的第二飞行状况中的至少一部分期间，将螺旋桨的直径设定成不同于第一直径的第二直径（操作1820）。根据有利实施例，第二飞行状况可以是但不限于起飞飞行状况、爬升飞行状况、巡航飞行状况、下降飞行状况、海拔飞行状况或向前速率飞行状况。

图19示出根据有利实施例控制飞机的飞机引擎中的螺旋桨的过程的流程图。该过程大体由附图标记1900表示，并可在CROF引擎中实施，如图3中所示的CROF引擎300或图4中示出的CROF引擎408或410之一中被实施，但应该理解，这不试图将有利实施例限制于CROF引擎，因为有利实施例可与其他引擎一起使用，包括单螺旋桨引擎。当在CROF引擎中实施时，过程的操作可针对CROF引擎的下游螺旋桨。

该过程可开始于，操作桨叶致动器系统从而在飞机起飞和爬升操作之前将螺旋桨的螺旋桨桨叶设定在第一收缩长度（操作1910）。在有利实施例中，例如，该操作可在前一次飞行完成的飞机着陆时进行。在螺旋桨桨叶已经被设定在第一收缩长度后，桨叶致动器系统的操作停止（操作1920），以便在飞机的起飞和爬升操作开始时，螺旋桨桨叶将处于第一收缩长度。

飞机起飞和爬升操作开始后，桨叶致动器系统的操作被启动从而与起飞和爬升操作相关联地开始增加螺旋桨桨叶的长度（操作1930）。该操作可在飞机达到典型起飞速度（例如但不限于速度为马赫0.3）时开始。此时，同样可以启动平衡器系统的操作以确保桨叶均一地延长并总是处于相同长度（操作1940）。

桨叶致动器系统的操作在起飞和爬升操作中的至少一部分期间是继续的，从而连续地增加螺旋桨桨叶的长度（操作1950）。根据有利实施例，螺旋桨桨叶可作为起飞和爬升操作期间飞机速率增加的函数被延长。

当螺旋桨桨叶的长度处于第二伸长长度时，桨叶致动器系统的操作停止（操作1960）。在CROF引擎中，例如，第二伸长长度可以是使得下游螺旋桨桨叶基本与上游螺旋桨桨叶的长度相同时的长度。可以例如在飞机速率达到或接近巡航速度（马赫0.8）时达到第二伸长长度。

可以被包括在桨叶致动器系统中的桨距控制系统可以被操作成根据需要来控制螺旋桨桨叶的桨距（操作1970），并且之后该操作结束。

上面给出的不同有利实施例的说明是为了例示和说明的目的，而非为了穷尽或限制于公开形式的实施例。许多修改和变化对本领域技术人员来说是显然的。例如，虽然描述主要是结合CROF飞机引擎进行的，但有利实施例可在仅具有单个螺旋桨的引擎中实施。这方面，单旋转螺旋桨可具有非常大的直径，其可引起离地距离问题。有利实施例可用来减少这类螺旋桨在飞机在地面上以及起飞和着陆期间的直径，并用来增加螺旋桨在飞行期间的直径，从而优化飞机效率。

进一步，与其他有利实施例相比，不同有利实施例可提供不同优点。所选和所述的实施例是为了最佳解释实施例的原理，实际应用，并使得本领域技术人员能够理解具有适于考虑的具体使用的不同修改的不同实施例的公开。

Claims (22)

1.一种控制飞机的反转开放风扇引擎的螺旋桨的方法，该反转开放风扇引擎即CROF引擎，该方法包括：

在所述飞机的第一飞行状况期间将所述CROF引擎的下游螺旋桨的直径设定为第一直径；以及

在所述飞机的第二飞行状况期间将所述下游螺旋桨的直径设定为不同于所述第一直径的第二直径，其中通过使用液压力来实现设定。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一飞行状况包括起飞和爬升飞行状况，且其中在所述飞机的所述第一飞行状况期间将所述下游螺旋桨的直径设定为所述第一直径包括：

在所述起飞和爬升飞行状况的至少一部分期间将所述下游螺旋桨的直径设定为小于所述CROF引擎的上游螺旋桨的直径的第一收缩直径。

3.根据权利要求2所述的方法，其中所述第二飞行状况包括巡航飞行状况，且其中在所述飞机的所述第二飞行状况期间将所述下游螺旋桨的直径设定为不同于所述第一直径的所述第二直径包括：

在所述巡航飞行状况的至少一部分期间将所述下游螺旋桨的直径设定为基本等于所述CROF引擎的所述上游螺旋桨的直径的第二伸长直径。

4.根据权利要求3所述的方法，其中在所述巡航飞行状况的至少一部分期间将所述下游螺旋桨的直径设定为基本等于所述CROF引擎的所述上游螺旋桨的直径的所述第二伸长直径包括：

增加所述下游螺旋桨的直径。

5.根据权利要求4所述的方法，其中增加所述下游螺旋桨的直径包括：

根据所述飞机的速度增加所述下游螺旋桨的直径。

6.根据权利要求4所述的方法，其中所述下游螺旋桨包括多个螺旋桨桨叶，并且其中：

将所述下游螺旋桨的直径设定为所述第一收缩直径包括将所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶的长度设定为第一收缩长度；以及

增加所述下游螺旋桨的直径包括增加所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶的长度。

7.根据权利要求6所述的方法，进一步包括：

平衡所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶的长度的增加，以致所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶的长度一致地增加并且所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶总是处于基本相同长度。

8.根据权利要求1所述的方法，进一步包括：

调整螺旋桨桨叶的桨距。

9.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一直径比上游螺旋桨的直径小5％至20％，并且其中所述第二直径基本等于所述上游螺旋桨的直径。

10.一种飞机推进系统，其包括：

具有多个螺旋桨的反转开放风扇引擎，即CROF引擎；以及

液压致动器，其在飞机的第一飞行状况的至少一部分期间将所述多个螺旋桨中的下游螺旋桨的直径设定为第一直径，并用于在所述飞机的第二飞行状况的至少一部分期间将该下游螺旋桨的直径设定为不同于所述第一直径的第二直径。

11.根据权利要求10所述的飞机推进系统，其中所述第一飞行状况包括起飞和爬升飞行状况，且其中所述第一直径包括比所述CROF引擎的上游螺旋桨的直径小的第一收缩直径。

12.根据权利要求11所述的飞机推进系统，其中所述第二飞行状况包括巡航飞行状况，且其中所述第二直径包括基本等于所述CROF引擎的所述上游螺旋桨的直径的第二伸长直径。

13.根据权利要求12所述的飞机推进系统，其中在所述飞机的所述第二飞行状况的所述至少一部分期间，所述致动器将所述下游螺旋桨的直径设定为不同于所述第一直径的所述第二直径包括：

所述致动器增加所述下游螺旋桨的直径。

14.根据权利要求13所述的飞机推进系统，其中所述致动器增加所述下游螺旋桨的直径包括：

所述致动器根据所述飞机的速度增加所述下游螺旋桨的直径。

15.根据权利要求10所述的飞机推进系统，其中所述下游螺旋桨包括多个螺旋桨桨叶，并且其中所述致动器包括多个桨叶致动器，所述多个桨叶致动器中的每个桨叶致动器控制所述多个螺旋桨桨叶中的一个螺旋桨桨叶的长度从第一收缩长度到第二伸长长度。

16.根据权利要求15所述的飞机推进系统，进一步包括：

桨叶平衡器，其用于确保所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶的长度一致地增加，且所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶总是处于基本相同长度。

17.根据权利要求16所述的飞机推进系统，其中所述桨叶平衡器包括：

第一板件，其具有多个横向槽；

第二板件，其具有与所述多个横向槽对齐以形成多个对齐的槽的多个螺旋形弯曲槽；以及

销，其连接到每个桨叶致动器并延伸通过所述多个对齐的槽中的相应一个对齐的槽。

18.根据权利要求15所述的飞机推进系统，进一步包括：

桨距控制系统，其用于控制所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶的桨距。

19.根据权利要求18所述的飞机推进系统，其中所述桨距控制系统包括连接到所述多个桨叶致动器中的每个桨叶致动器的可旋转构件。

20.根据权利要求10所述的飞机推进系统，其中所述第一直径比上游螺旋桨的直径小5％至20％，并且其中所述第二直径基本等于所述上游螺旋桨的直径。

21.一种飞机推进系统，其包括：

具有多个螺旋桨的反转开放风扇引擎，即CROF引擎；

致动器，其构造成在飞机的第一飞行状况的至少一部分期间将所述多个螺旋桨中的下游螺旋桨的直径设定为第一直径，并用于在所述飞机的第二飞行状况的至少一部分期间将该下游螺旋桨的直径设定为不同于所述第一直径的第二直径；以及

桨距控制系统，其构造成调整所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶的桨距。

22.根据权利要求21所述的飞机推进系统，其中所述第一直径比上游螺旋桨的直径小5％至20％，并且其中所述第二直径基本等于所述上游螺旋桨的直径。