CN110001928A - 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法 - Google Patents

用于改进的螺旋桨设计的系统及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110001928A
CN110001928A CN201811455011.3A CN201811455011A CN110001928A CN 110001928 A CN110001928 A CN 110001928A CN 201811455011 A CN201811455011 A CN 201811455011A CN 110001928 A CN110001928 A CN 110001928A
Authority
CN
China
Prior art keywords
propeller
air inlet
component
engine
air
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
CN201811455011.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110001928B (zh
Inventor
T.H.伍德
K.拉马克里什南
A.克内珀
D.吉亚彻
N.鲍恩
R.巴斯卡兰
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
Priority to CN202211161706.7A priority Critical patent/CN115649458A/zh
Publication of CN110001928A publication Critical patent/CN110001928A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110001928B publication Critical patent/CN110001928B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/02—Hub construction
    • B64C11/14—Spinners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/18—Aerodynamic features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0293—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turboprop engines
    • 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • 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

Landscapes

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

Abstract

一种飞行器组件包括发动机、和进气口、和螺旋桨组件。发动机安装至飞行器的机翼或机身中的至少一者。进气口构造成将空气提供至发动机。进气口包括具有空气经由其进入进气口的入口端的本体。螺旋桨组件包括联接至发动机且由发动机驱动的螺旋桨叶片。螺旋桨组件与进气口的入口端间隔开轴向距离，其中由螺旋桨叶片冲击的空气进入进气口。螺旋桨组件具有的构造指定以下中的至少一者：1)从螺旋桨到进气口的端部的轴向距离；2)螺旋桨负载分布；3)螺旋桨根套形状；或4)螺旋桨旋转器形状。螺旋桨构造的至少一部分的尺寸或形状中的至少一者确定成基于螺旋桨组件与进气口之间的相互作用来优化螺旋桨组件的性能。

Description

用于改进的螺旋桨设计的系统及方法
技术领域
本文描述的主题的实施例涉及用于飞行器的螺旋桨组件。
背景技术
螺旋桨可由发动机驱动来向飞行器提供推力。螺旋桨可设置在对于发动机的进气口近侧，其中在螺旋桨由发动机旋转时，螺旋桨影响进入发动机的空气流。各种常规设计途径将螺旋桨放置成尽可能接近或实用。然而，此放置导致了性能降低和/或噪声增大。
发明内容
在一种实施例中，飞行器组件包括发动机、和进气口、和螺旋桨组件。发动机安装至飞行器的机翼或机身中的至少一者。进气口构造成将空气提供至发动机。进气口包括具有空气经由其进入进气口的入口端的本体。螺旋桨组件包括联接至发动机且由发动机驱动的螺旋桨叶片。螺旋桨组件与进气口的入口端间隔开轴向距离，其中由螺旋桨叶片冲击的空气进入进气口。螺旋桨组件具有的构造指定以下中的至少一者：1) 从螺旋桨到进气口的端部的轴向距离；2) 螺旋桨负载分布；3) 螺旋桨根套形状；或4) 螺旋桨旋转器形状。螺旋桨构造的至少一部分的尺寸或形状中的至少一者确定成基于螺旋桨组件与进气口之间的相互作用来优化螺旋桨组件的性能。
在另一实施例中，一种方法包括对将由发动机驱动的螺旋桨组件的特性建模。螺旋桨组件包括联接至发动机且由发动机驱动的螺旋桨叶片。建模包括说明螺旋桨组件与发动机之间的相互作用。该方法还包括基于建模来确定螺旋桨组件的构造，以基于螺旋桨组件与进气口之间的相互作用来优化螺旋桨组件的性能。
实施方案1. 一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器的机翼或机身中的至少一者；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的进气口上游唇部间隔开轴向距离，其中流过所述螺旋桨叶片的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有指定以下中的至少一者的构造：
1) 从所述螺旋桨到所述进气口上游唇部的所述轴向距离；
2) 螺旋桨负载分布；
3) 螺旋桨根套翼型件形状；
4) 螺旋桨旋转器形状；
其中所述螺旋桨构造的至少一部分的尺寸或形状中的至少一者确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用来优化所述螺旋桨组件的性能。
实施方案2. 一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器的机翼或机身中的至少一者；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的进气口上游唇部间隔开轴向距离，其中流过所述螺旋桨叶片的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有如下构造，该构造指定从所述螺旋桨到所述进气口的进气口上游唇部的轴向距离；其中所述轴向距离尺寸确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用和其内部性能来优化所述螺旋桨组件二者的性能。
实施方案3. 根据实施方案2所述的飞行器组件，其特征在于，所述轴向距离大于最小操作间隙。
实施方案4. 一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的入口开口间隔开轴向距离，其中流过所述螺旋桨叶片的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有如下构造，该构造指定螺旋桨空气动力负载分布；
其中所述螺旋桨叶片的尺寸或形状中的至少一者确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用提供优化所述螺旋桨组件的性能的螺旋桨负载分布。
实施方案5. 根据实施方案4所述的飞行器组件，其特征在于，相对于不考虑所述螺旋桨与所述入口之间的相互作用而设计的螺旋桨叶片，所述螺旋桨负载平均包括所述螺旋桨叶片的根部处的减小负载以及所述螺旋桨叶片的中间部分处的增大负载。
实施方案6. 一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的进气口上游唇部间隔开轴向距离，其中由所述螺旋桨叶片冲击的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有如下构造，该构造指定螺旋桨根套形状；其中所述螺旋桨根套形状的尺寸或形状中的至少一者确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用来优化所述螺旋桨组件的性能。
实施方案7. 根据实施方案6所述的飞行器组件，其特征在于，所述螺旋桨根套具有比最小螺旋桨后缘厚度更厚的后缘厚度，满足对于所述螺旋桨根套的至少一部分的相关机械和/或制造约束。
实施方案8. 一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器的机翼或机身中的至少一者；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的进气口上游唇部间隔开轴向距离，其中由所述螺旋桨叶片冲击的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有如下构造，该构造指定螺旋桨旋转器形状；其中所述螺旋桨旋转器形状的尺寸或形状中的至少一者确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用来优化所述螺旋桨组件的性能。
实施方案9. 根据实施方案8所述的飞行器组件，其特征在于，所述螺旋桨旋转器具有前缘与最大螺旋桨叶片厚度的位置之间的减小的径向增长率，接着是穿过由所述螺旋桨叶片限定的所述后缘且在其后方的增大的径向增长率，限定以便在安装在所述发动机/入口/飞行器构造上时平均地最小化对于所述螺旋桨的空气动力动量损失。
实施方案10. 一种提供飞机组件的方法，所述飞机组件包括安装至飞行器的发动机，所述发动机具有进气口，所述方法包括：
对将由所述发动机驱动的螺旋桨组件的特性建模，所述螺旋桨组件包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，其中所述建模包括说明所述螺旋桨组件与所述发动机之间的相互作用；以及
基于所述建模来确定螺旋桨组件构造，以基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用来优化所述螺旋桨组件的性能。
实施方案11. 根据实施方案10所述的方法，其特征在于，确定所述螺旋桨组件构造包括确定从所述螺旋桨到所述进气口的进气口上游唇部的轴向距离。
实施方案12. 根据实施方案10所述的方法，其特征在于，确定所述螺旋桨组件构造包括确定螺旋桨负载分布。
实施方案13. 根据实施方案10所述的方法，其特征在于，确定所述螺旋桨组件构造包括确定螺旋桨根套形状。
实施方案14. 根据实施方案10所述的方法，其特征在于，确定所述螺旋桨组件构造包括确定螺旋桨旋转器形状。
附图说明
本文描述的发明主题将通过参照附图阅读非限制性实施例的以下描述来更好理解，其中在下面：
图1为根据一种实施例的组件(例如，包括用于飞行器的螺旋桨的组件)的示意性框图。
图2为根据一种实施例的安装至飞行器的机翼的螺旋桨组件的示意性前视图。
图3绘出了经历流动分离的螺旋桨组件的侧视图。
图4示出了示例螺旋桨负载。
图5绘出了根据一种实施例的示例根套轮廓。
图6示出了根据一种实施例的旋转器形状轮廓。
图7提供了根据一种实施例的旋转器半径的图表。
图8提供了根据一种实施例的方法的流程图。
零件列表
100 组件
102 飞行器
103 轴线
110 发动机
112 飞行器结构(机翼或机身)
114 机舱
116 输出轴
120 进气口
122 进气口本体
124 入口开口
125 进气口上游唇部
130 螺旋桨组件
132 轴向距离
140 螺旋桨叶片
141 根部
142 后部部分
144 后点
149 长度
150 根套
160 旋转器
202 飞行器
204 机翼
210 顶部部分
220 入口位置
300 螺旋桨组件
310 叶片
320 旋转器
330 入口分离区域
331 入口侧
340 顶部分离区域
341 顶侧
410 负载曲线
412 根部部分
414 中间部分
416 尖端部分
418 峰值
420 负载曲线
422 根部部分
424 中间部分
426 尖端部分
428 峰值
500 螺旋桨
501 螺旋桨叶片
502 进气口
510 第一区域
511 根套轮廓
514 厚度
516 后缘厚度
520 第二区域
521 根套轮廓
524 厚度
526 后缘厚度
530 第三区域
531 根套轮廓
534 厚度
536 后缘厚度
610 旋转器
612 前缘
614 中间部分
616 后缘
618 机舱端
620 机舱
630 进气口
650 轮廓
710 曲线
720 曲线
721 拐点
800 方法。
具体实施方式
如本文使用的，以单数叙述且冠以词语“一个”或“一种”的元件或步骤应当理解为未排除多个所述元件或步骤，除非明确指出此类排除。此外，提到的本发明主题的“一种实施例”不旨在解释为排除也结合所述特征的附加实施例的存在。此外，除非明确相反指出，否则“包括”或“具有”带有特定性质的元件或多个元件的实施例可包括不具有此性质的附加此类元件。
如本文使用的，用语“系统”或“装置”可包括操作成执行一个或多个功能的硬件和/或软件系统。例如，单元、装置或系统可包括计算机处理器、控制器或基于储存在有形和非暂时性计算机可读储存介质如计算机存储器上的指令来执行操作的其它基于逻辑的装置。备选地，单元、装置或系统可包括硬接线装置，其基于装置的硬接线逻辑来执行操作。附图中所示的单元、装置或系统可代表基于软件或硬接线指令来操作的硬件、指示硬件以执行指令的软件、或它们的组合。系统、装置或单元可包括或代表硬件电路或如下电路，该电路包括一个或多个处理器和/或与一个或多个处理器连接，如，一个或多个计算机微处理器。
本文描述的发明主题的一个或多个实施例提供了用于螺旋桨组件和/或对于飞行器的对应进气口的改进设计的系统和方法。例如，当螺旋桨穿过发动机入口时，入口对螺旋桨进行反压，且进一步加剧当螺旋桨穿过入口时保持流动附着的挑战。由该相互作用引起的流动分离可在本文中称为螺旋桨-入口相互作用引起的流动分离。大体上，各种实施例提供了螺旋桨组件构造(和/或进气口构造)，其考虑了螺旋桨组件与进气口或入口之间的相互作用。例如，设计可选择为优化过程的一部分，其通过使用建模过程来分析通过改变螺旋桨组件构造的一个或多个参数引起的所得性能，该建模过程考虑螺旋桨组件与进气口之间的相互作用。在各种实施例中，例如，螺旋桨叶片可在完整旋转上建模，其中在旋转的一部分期间使用入口效果和相互作用，而在旋转的另一部分期间未使用入口效果和相互作用。
例如，对于高速飞行，常规知识教导螺旋桨和入口之间的空间应尽可能小，以捕获螺旋桨作用下在停滞压力下增加的最大空气量。然而，入口压力场的作用可引起上游螺旋桨上的流动分离，这可由螺旋桨与入口之间的较长间距减轻。因此，各种实施例通过使用利用考虑螺旋桨进气口相互作用的建模确定的优化螺旋桨进气口间距来提供改善的性能和/或降低的噪声(例如，通过解决螺旋桨-入口相互作用引起的流动分离)。
作为另一示例，常规知识教导螺旋桨设计需要在空气动力学上加载尖端(例如，以提供推力)与卸载尖端(例如，以减少噪声)之间进行权衡。然而，尽管卸载尖端可降低对于低频音调的噪声，但由于安装效果和/或螺旋桨进气口相互作用(本文中也称为螺旋桨-入口相互作用)可能使较高频率受损。当入口间距减小时，相互作用可逐渐增大地使噪声受损。各种实施例通过减小尖端负载以及在入口或进气口前方加载二者来提供改善的性能(例如，通过解决螺旋桨-入口相互作用引起的流动分离)，以有助于避免或减小与螺旋桨上的流动分离相关联的螺旋桨-入口相互作用损失。各种实施例提供了优化过程，其包括贯穿螺旋桨叶片的整个旋转的螺旋桨引起的和绝热的效率结果。
作为一个或多个示例，常规知识教导在制造或机械极限内最小化螺旋桨后缘厚度。然而，常规涡轮螺旋桨大体上使用飞行器和发动机流动条件的周向平均表示来设计，且因此忽略与安装效果相关联的不稳定相互作用。螺旋桨入口交互作用可能特别严重，且在其通过入口时可导致螺旋桨上的流动分离，导致螺旋桨和发动机入口二者的性能损失(例如，归因于较低入口停滞压力)，且还导致增大的航空声学(aero-acoustic)噪声。因此，各种实施例考虑将经历高减速流动流(例如，归因于入口)的螺旋桨翼型件设计，且提供后缘厚度(例如，根套的后缘厚度)，其相对于翼型件最大厚度增大，以停留在流动扩散极限内，且避免或减小流动分离。各种实施例通过同时设计远离入口和机翼相互作用的几乎隔离的流动条件并确保基本阻力的可忽略的增加来平衡与翼型件相关联的增加的阻力，同时在经受入口相互作用和流动扩散时改善翼型件阻力，这也解决了螺旋桨-入口相互作用引起的流动分离。
更进一步，各种实施例提供了对于螺旋桨旋转器轮廓的新颖设计，作为本文所讨论的其它设计方面的附加或替代，其还解决了螺旋桨-入口相互作用引起的流动分离。尽管螺旋桨的根部区段处的较厚翼型件出于结构原因是必需的，但其加剧了控制流动分离的挑战。另外，存在关于可适合安装而无过盈的螺旋桨弦长多少的物理限制。可以注意到，从螺旋桨前缘到最大翼型件厚度的位置，围绕螺旋桨的流加速到很高的流速，以及对应地很低的空气压力。各种实施例改变旋转器流动路径来扩散流动(例如，沿径向向内)，以减小翼型件最大厚度位置处的峰值马赫数。可以注意到，从最大厚度的点到后缘的流动扩散在螺旋桨通过发动机入口时加剧。各种实施例改变旋转器流动路径来减小螺旋桨流动扩散速率(例如，沿径向向外)。通常用于较高马赫飞行应用的已知为面积率的应用(area ruling，有时也称为区域划线)的设计过程通常使用旋转器和螺旋桨的平均流动阻挡轮廓来应用。然而，本文所公开的各种实施例说明了在其在入口前方通过对最佳用于与周向平均表示形成对比的螺旋桨经历的实际扭曲流场的旋转器流动路径面积率的应用而通过时，下游入口和分流器阻塞对螺旋桨的不稳定影响。由于这些条件下的流动的非线性响应，这导致不同的面积率的应用解决方案。
可以注意到，性能的改善或优化(例如，通过解决螺旋桨组件与进气口之间的相互作用)可理解为相对于未考虑螺旋桨组件与进气口之间的相互作用(例如，不稳定相互作用)的基准或常规设计来改善或优化性能。
本文参照附图更详细地描述了各种实施例。
图1提供了组件100的侧部示意图。大体上，组件100可安装至或形成飞行器102的一部分，且用于提供允许飞行器102飞行的推力。所描绘的示例组件100包括发动机110、进气口120、和螺旋桨组件130。进气口120接收一定体积的空气，其至少一部分已穿过螺旋桨组件130或由螺旋桨组件130冲击，其中该体积的空气提供至发动机110来用于燃烧。发动机110提供输出(例如，旋转输出轴116)，其引起螺旋桨组件130旋转且提供推力。
在各种实施例中的发动机110安装至飞行器结构112。例如，结构112可为机翼，或作为另一示例，可为机身。可以注意到，在各种实施例中的发动机不必限于燃烧发动机。例如，在一些实施例中的发动机110可代表或包括电机(例如，以电气地驱动螺旋桨，例如，在混合电气应用中)。图2提供了一种示例实施例的示意性前视图，在其中发动机110安装至飞行器202的机翼204。在所示实施例中，发动机110设置在机舱114内。在各种实施例中的发动机110是内燃机，如，涡轮发动机。大体上，经由进气口120提供的空气速率越大，和/或经由进气口120提供的空气动能越大，则发动机110可提供的功率或推力就将越高。
进气口120构造成将空气提供至发动机110。大体上，进气口120提供导管，经由其可从周围环境引导至发动机110来用于与由发动机110使用的燃料一起燃烧。所描绘的进气口120包括进气口本体122，其具有入口端124，其中进气口上游唇部125限定在入口端124处。空气经由入口端124处的入口开口126进入进气口120，且穿过进气口本体122中的一个或多个开口至发动机110。在所示实施例中的入口端124设置在由螺旋桨组件130冲击且在螺旋桨组件130后方驱动的空气的路径中(或朝如图1中所见的右侧)。因此，当由螺旋桨组件130冲击的空气被驱动到进气口120中和至发动机110时，由发动机接收到的空气可能归因于由螺旋桨组件130的冲击而具有动能增大，这可提高发动机110的效率和/或功率。
所描绘的螺旋桨组件130包括螺旋桨叶片140、螺旋桨根套150和螺旋桨旋转器160。图2提供了示例的前视图，其中组件100设置在飞行器202的机翼204上。如图1和2中所见，螺旋桨叶片140围绕轴线103旋转(见图1)，限定了顶部位置210和入口位置220(见图2)。螺旋桨叶片140弯曲或另外形成以在螺旋桨叶片140旋转时提供推力。如图1中所见，输出轴116提供来自发动机110的转矩，以旋转螺旋桨叶片140。螺旋桨组件130与进气口120的入口端124(例如，进气口上游唇部125)间隔开轴向距离132，其中由螺旋桨叶片140(例如，在图2的入口位置220处或附近)冲击的空气进入进气口120。在各种实施例中，对系统100建模包括在该特定叶片在入口位置220处和/或附近时考虑针对给定的螺旋桨叶片140的螺旋桨-入口相互作用，且在该特定叶片在顶部位置210处和/或附近时不考虑螺旋桨-入口相互作用。
在图1中所示的实施例中，每个螺旋桨叶片140经由邻近叶片140的根部141的毂(未示出)安装至输出轴116。旋转器160覆盖毂和根部141与毂的接合，以用于保护和改善空气动力。对应的根套150可设置在特定螺旋桨叶片140的根部141附近的每个螺旋桨叶片140的后部部分142上。大体上，根套150或翼型件后缘形状构造成改善根部141处或附近的对应螺旋桨叶片140的空气动力。例如，螺旋桨叶片140可首先形成有或设有圆柱地成形的根部141。在各种实施例中，根套150然后可附连或另外连结至螺旋桨叶片140，以提供根部141附近的改善的空气动力。可以注意到，在各种实施例中，根套150可覆盖或包含除后缘外的叶片140的部分。还可以注意到，如本文使用的用语根套除非另外明确指出，否则可表示附连或连结至螺旋桨叶片的单独形成的部分，或还可表示具有在后缘处的流线型翼型件成形的螺旋桨(例如，螺旋桨的整体结合形成的部分)的一部分。因此，如本文使用的用语根套可涉及翼型件的空气动力特征，而不论其是否制造为单独的构件。
可以注意到，螺旋桨系统的性能可由螺旋桨叶片的螺旋桨根部或底座处或附近的分离不利地影响。图3示出了包括叶片310和旋转器320的螺旋桨组件300的侧视图。如图3中所见，入口分离区域330和顶部分离区域340(分别对应于组件300的入口侧331和顶侧341)代表叶片310的根部附近的分离位置。如图3中所见，入口分离区域330不同于顶部分离区域340(例如，更大)。各种实施例对在相对于入口的不同位置处的螺旋桨叶片建模，以便解决在螺旋桨旋转时产生的不同的分离区域。分离区域的特定尺寸或形状通过示例来提供，因为精确尺寸和形状将尤其取决于螺旋桨设计和操作条件而变化。例如，对于相同的叶片设计，分离区域的尺寸和位置可在爬升与巡航操作模式之间变化。
继续参看图1，还可以注意到，某些常规设计途径忽略了进气口和螺旋桨之间的不稳定相互作用，并且独立于进气口或其它结构对螺旋桨构件进行建模，或者不考虑进气口(和/或其它结构)与螺旋桨叶片之间的相互作用。然而，进气口与螺旋桨叶片之间的相互作用实际上不会针对螺旋桨系统出现，通过此系统导致不准确的建模，且结果，不利地影响螺旋桨和/或发动机性能。例如，螺旋桨效率和/或噪声可对于入口或进气口设计(例如，间距、形状、空气流和背压)以及螺旋桨设计(例如，负载、拱度(camber)和厚度分布)敏感或由其影响。因此，本文公开的各种实施例通过提供说明进气口120(和/或邻近螺旋桨组件130的其它结构)的存在和进气口120(和/或邻近螺旋桨组件130的其它结构)与螺旋桨组件130之间的相互作用的螺旋桨组件构造来提供改善的性能和/或减小的航空声学噪声。
因此，在各种实施例中，设计、制造、组装或另外提供了螺旋桨组件130的构造的一个或多个方面，以说明或考虑螺旋桨组件130与进气口120之间的相互作用。例如，螺旋桨组件130的构造的一个或多个方面可能不同于已独立于螺旋桨-进气口相互作用提供(例如，设计)的螺旋桨设计，且因此相对于独立于螺旋桨-进气口相互作用提供的螺旋桨设计提供改善的性能。在各种实施例中，螺旋桨组件130的构造的以下方面中的一个或多个可设计或另外提供成说明或考虑螺旋桨组件130与进气口140之间的相互作用：从螺旋桨组件130到进气口120的入口端124的轴向距离；螺旋桨组件130的螺旋桨负载分布；螺旋桨根套150的形状；螺旋桨旋转器160的形状。因此，在各种实施例中，螺旋桨组件130的螺旋桨构造的至少一部分(例如，上文直接列出的方面中的一个或多个)的尺寸或形状中的至少一者确定成基于螺旋桨组件130(例如，螺旋桨叶片140)与入口120之间的相互作用(例如，建模的相互作用)来优化螺旋桨组件130的性能。
如本文使用的，基于相互作用来优化针对设计的性能可理解为提供相对于不考虑相互作用的设计(例如，大体上相似但并未将相互作用认作是建模和/或设计过程的一部分的发动机和飞机构造的设计)提供如由一个或多个性能参数测得或指定的理想的、最大的或改善的性能。在各种实施例中，性能参数包括螺旋桨效率(例如，用于改善的推力)、发动机效率和/或噪声。可以注意到，可一起考虑各种参数，其中针对参数的平衡和/或使用一个或多个参数作为约束来优化性能。例如，在一些实施例中，螺旋桨效率和发动机效率的平衡可被优化以优化飞行器水平性能，且使用可容许或可接受的噪声水平作为螺旋桨相互作用效果的重要性的量度。此外，方面如成本、尺寸和重量可用作以例如发动机效率和螺旋桨效率加权和/或平衡的因素，和/或用作约束。更进一步，针对飞行器操作的多个模式可分析螺旋桨组件130的性能，如，起飞、爬升和巡航，其中最终的设计使用针对考虑的不同操作模式的一个或多个性能参数中的平衡或加权来确定。还更进一步，可在多个旋转位置(例如，顶部位置210和入口位置220)处分析螺旋桨组件130，且优化然后可使用多个旋转位置处的性能参数的平衡或加权。
由各种实施例说明的一个示例螺旋桨构造方面是从螺旋桨组件130到进气口120的入口端124的轴向距离132。在所描绘的实施例中的轴向距离132沿平行于螺旋桨组件围绕其旋转的轴线103的方向测得，且对应于进气口的入口端124与螺旋桨叶片140最接近入口端124的位置(例如，后点144)之间的距离。某些常规设计将螺旋桨组件放置成尽可能接近进气口，以便最大化由螺旋桨叶片激励的进入进气口的空气量。然而，当螺旋桨的叶片设置成接近进气口时，流动分离在螺旋桨上产生。另外，当螺旋桨的叶片定位在离进气口相对较大的距离处时，发动机性能可能在入口管流动损失当入口与发动机压缩机之间的长度缩短时变得过大时受损，而压缩机面保持在相同的轴向位置处，以便不增大总发动机长度。理想或改善的位置因此可位于离进气口远到足以减小与螺旋桨相关联的噪声和/或流动分离，同时近到足以有益地影响针对发动机的入口流动性能。在各种实施例中，使用建模系统(例如，计算机模拟或计算机建模系统)来确定或选择针对给定布置的特定位置，建模系统考虑或说明螺旋桨和进气口的相对放置和其之间的相互作用。因此，通过使用考虑进气口120与螺旋桨组件130之间的相互作用的设计模型，各种实施例将螺旋桨组件130放置在轴向距离132处，其减小、消除或最小化流动分离，同时仍向由发动机110使用的空气提供期望水平的动能增大，以改善发动机效率和/或减小噪声。可以注意到，在各种实施例中，轴向距离132大于通常使用的最小操作间隙，其中最小操作间隙理解为设在螺旋桨与进气口之间的间隙，以防止螺旋桨与进气口之间的机械过盈，考虑了设计和/或制造公差和/或安全系数。还可以注意到，指定如本文所讨论的轴向距离来优化或改善螺旋桨组件性能可不但包括以增大的螺旋桨-入口间距来优化螺旋桨效率，而且可平衡入口回收直至压缩机(这可随间距增大而退化)。因此，各种实施例通过适当指定轴向距离来实现螺旋桨效率与入口回收之间的平衡。更进一步，可以注意到，进气口可理解为机舱的类型，且相对于进气口的本文所讨论的原理的方面可适用于其它机舱。因此，在各种实施例中，在一个或多个其它机舱(例如，向上游螺旋桨叶片提供流动扭曲的机舱)与螺旋桨组件之间的相互作用可附加地或备选地针对进气口与螺旋桨叶片之间的相互作用来考虑或说明。
由各种实施例说明的另一示例螺旋桨构造方面是螺旋桨负载分布。如本文使用的螺旋桨负载分布可理解为沿螺旋桨叶片140的长度149的空气动力负载的分布，例如，由螺旋桨叶片140的尺寸和/或形状(其沿长度149变化)和螺旋桨叶片140经历的负载引起。可设计成考虑入口与螺旋桨之间的相互作用来提供期望的螺旋桨负载分布的螺旋桨叶片140的方面包括螺旋桨叶片140的扭转(twist)、翼弦、拱度、厚度和总体3D几何形状。大体上，在各种实施例中，螺旋桨叶片140(例如，扭转、翼弦、拱度、厚度)设计成减小尖端噪声，且使用设计模型来改善效率，该设计模型考虑进气口120与螺旋桨组件130之间的相互作用。
图4示出了示例螺旋桨负载。在图4中，示出了相对于针对叶片的标准化半径R/RT的螺旋桨工作分布的变化(其中低R/RT对应于叶片的根部，而联合R/RT对应于叶片的尖端)。负载曲线410代表不考虑进气口与螺旋桨之间的相互作用的设计引起的常规螺旋桨负载。然而，负载曲线420代表已考虑进气口与螺旋桨之间的相互作用的实施例。对应于负载曲线410的叶片包括根部部分412、中间部分414和尖端部分416。对应于负载曲线420的叶片包括根部部分422、中间部分424和尖端部分426。如图4中所见，常规负载曲线410和负载曲线420二者具有相对卸载的尖端，用于在尖端处减小噪声，如在尖端部分416和尖端部分426处所见。负载曲线420的根部部分422具有小于第一负载曲线410的根部部分412的相对负载。因此，对应于负载曲线420的叶片可理解为相对于不考虑进气口/螺旋桨相互作用的常规设计的卸载根套或卸载根部。可注意到，如本文使用的根部(或根套)处的卸载根部或减小的负载可理解为平均减小的负载，因为负载可在旋转期间改变。在一些实施例中，负载曲线420的中间部分424具有比负载曲线410的中间部分414相对更高的负载。因此，对应于负载曲线420的叶片可在各种实施例中理解为相对于不考虑进气口/螺旋桨相互作用的常规设计的更高加载的中间部分。例如，负载曲线420的峰值428相比于负载曲线410的峰值418定位在外侧，以便负载曲线420可理解为具有相对于负载曲线420在内侧转移的峰值负载。各种实施例可理解为使用减小根部处的负载且增大中间部分处的负载的叶片设计(例如，形状、尺寸)，以说明入口相互作用，且提供改善的安装螺旋桨效率。
由各种实施例说明的另一示例螺旋桨构造方面是叶片的根部附近的螺旋桨根套或翼型件形状，或螺旋桨根套150的形状。大体上，螺旋桨根套150可理解为添加至或另外形成螺旋桨叶片140的一部分的部分，以提供用于覆盖螺旋桨叶片140的柄的翼型件形状，以便减小空气动力损失。如本文所讨论的螺旋桨根套150设置在螺旋桨叶片140的后缘上，邻近螺旋桨叶片的根部。针对给定布置的螺旋桨根套150的特定形状或构造在各种实施例中使用考虑或说明螺旋桨与进气口之间的相互作用的建模系统(例如，计算机模拟或计算机建模系统)来确定或选择。因此，通过使用考虑进气口120与螺旋桨组件130之间的相互作用的设计模型，各种实施例提供针对螺旋桨根套150的形状，其减小、消除或最小化流动分离和/或减小阻力和噪声。可以注意到，在各种实施例中，螺旋桨根套150具有后缘，其相对于对应的最大螺旋桨厚度，比未说明或考虑螺旋桨和进气口的相互作用的常规设计更厚。
图5绘出了根据一种实施例的示例根套轮廓。如图5中所见，具有叶片501的螺旋桨500包括第一区域510、第二区域520和第三区域530。第一区域510设置成比第二区域520和第三区域530更接近根部，而第三区域530设置成比第一区域510和第二区域520更远离根部。第一根套轮廓511对应于第一区域，第二根套轮廓521对应于第二区域520，且第三根套轮廓531对应于第三区域530。根套轮廓绘出了在其处设置有根套的部分处的螺旋桨叶片的横截面，其中根套轮廓对应于具有添加的根套的叶片的轮廓。在各种实施例中，常规根套轮廓(即，在未说明或考虑螺旋桨和进气口相互作用的情况下设计的根套轮廓)具有比对应的第一根套轮廓511、第二根套轮廓521和第三根套轮廓531更薄的后缘。在所描绘的实施例中，第一区域510、第二区域520和第三区域530设置在邻近进气口502沿螺旋桨叶片501的长度的位置处(例如，在螺旋桨叶片501在入口位置中时，在与进气口502的部分相同的高度处)。例如，常规根套轮廓可具有小于对应的最大厚度的10%的后缘厚度。相比之下，在本公开内容的各种实施例中，螺旋桨根套(例如，螺旋桨根套150)可具有为针对螺旋桨根套的至少一部分的最大螺旋桨厚度的40%或更大的后缘厚度。
例如，对于第一区域510，根套轮廓511具有最大厚度514和后缘厚度516。在各种实施例中的后缘厚度516可在与入口流相互作用的叶片的翼展区域内的最大厚度514的10%到55%的范围内。通过对比，常规根套轮廓可具有小于最大厚度的10%的后缘厚度。
进一步远离根部移动，对于第二区域520，根套轮廓521具有最大厚度524和后缘厚度526。在各种实施例中，后缘厚度526可在最大厚度524的10%到45%的范围内。通过对比，常规根套轮廓可具有小于最大厚度的10%的后缘厚度。
进一步远离根部移动，但在对应于进气口502的位置处，对于第三区域530，根套轮廓531具有最大厚度534和后缘厚度536。在各种实施例中的后缘厚度536可在最大厚度534的10%到30%的范围内。通过对比，常规根套轮廓可具有小于最大厚度的10%的后缘厚度。如图5中所见，在各种实施例中的根套轮廓具有大于最大厚度的至少10%的后缘厚度，其中后缘厚度越接近叶片的根部变得相对越大。
由各种实施例说明的另一示例螺旋桨构造方面是螺旋桨旋转器形状，或螺旋桨旋转器160的形状。大体上，螺旋桨旋转器160可理解为配合在螺旋桨毂上的流线型构件。螺旋桨旋转器大体上构造成使飞行器更流线型，以减小阻力。针对给定布置的螺旋桨旋转器160的特定形状或构造在各种实施例中使用考虑或说明螺旋桨与进气口之间的相互作用的建模系统(例如，计算机模拟或计算机建模系统)来确定或选择。因此，通过使用考虑进气口120与螺旋桨组件130之间的相互作用的设计模型，各种实施例提供针对螺旋桨旋转器160的形状，其减小、消除或最小化流动分离和/或减小阻力和噪声。
图6示出了旋转器形状轮廓，且图7提供了旋转器半径的图表。如图6中所见，旋转器610(例如，旋转器160)设置成邻近机舱620和进气口630。旋转器610具有前缘612(对应于图6中未示出的相关联的螺旋桨叶片的前缘)、中间部分614(对应于最大翼型件厚度)、以及后缘616(对应于螺旋桨叶片的后缘)。此外，旋转器610具有邻近机舱620的机舱端618。图6中还示出了使用未说明或考虑螺旋桨和进气口相互作用的设计的针对常规旋转器的轮廓650。如图6中所见，旋转器610具有邻近前缘612的类似半径，以及相对于轮廓650邻近后缘616的较大半径。另外，旋转器610与机舱620之间的过渡比轮廓650更平滑。
图7示出了对应于针对旋转器610的半径的曲线710和对应于针对旋转器轮廓650的半径的曲线720，其中针对前缘612、中间部分614、后缘616和机舱端618的对应位置也在图7上指出。如图7中所见，曲线710相对于曲线720具有前缘612处的相似半径、中间部分614处的较小半径、以及后缘616处的较大半径、以及至机舱端618处的机舱的较平滑过渡。另外，如图7中所见，曲线720具有中间部分614处或附近的拐点721，而曲线720没有前缘与后缘之间的拐点。还如图7中所见，针对曲线720(和对应旋转器610)的半径相对于前缘612与中间部分614之间的曲线720具有较小的增大率，但相对于中间部分614与后缘616之间的曲线720具有较大的增大率。此外，曲线720(和对应旋转器610)相对于曲线710在机舱边缘618处具有较大半径，以及至机舱的较平滑过渡。针对旋转器610绘出的示例旋转器形状提供了旋转器形状设计的示例，其通过考虑或说明进气口、螺旋桨和旋转器相互作用的建模途径来提供，提供了改善的性能，例如，通过控制流动加速和减速来减小分离。
图8示出了方法800的流程图。例如，方法800可使用本文所讨论的各种实施例的结构或方面(例如，系统和/或方法)，如系统100。在各种实施例中，可省略或添加某些步骤(或操作)，可组合某些步骤，可同时地执行某些步骤，可并发地执行某些步骤，某些步骤可分成多个步骤，某些步骤可按不同顺序执行，或某些步骤或步骤系可以以迭代方式来重新执行。在各种实施例中，方法800的部分、方面和/或变型可用作一个或多个算法来指引硬件执行本文所描述的一个或多个操作(例如，作为计算机实施的建模过程的一部分)。应注意到，可根据本文中的实施例来使用其它方法。大体上，方法800可用于提供飞机组件，其包括安装至飞行器的机翼或机身中的至少一者的发动机，其中发动机具有进气口。可以注意到，在方法800的背景中的“提供”可包括设计、制造或组装飞机组件中的一个或多个，除非另外明确指出。
在802处，对待由发动机驱动的螺旋桨组件的特性建模。建模包括说明或考虑螺旋桨组件与发动机之间的相互作用。例如，可对在螺旋桨穿过进气口时由发动机的进气口引起的背压对螺旋桨组件的影响进行建模。当螺旋桨在进气口处或附近时，各种实施例中的相互作用仅在模型中说明。
在804处，基于建模来确定螺旋桨组件构造。在所描绘的实施例中，进行确定来基于螺旋桨组件与进气口之间的相互作用来优化螺旋桨组件的性能。如本文所讨论的，优化可包括期望的性能属性(例如，螺旋桨效率、发动机效率、噪声)的平衡，和/或可包括针对不同操作模式(例如，爬升和巡航)的平衡。如本文所讨论的，各种实施例中的螺旋桨组件构造可指定从螺旋桨到进气口的端部的轴向距离、螺旋桨负载分布(例如，对应于拱度、翼弦、扭转和/或螺旋桨叶片的其它几何性质的负载分布)、根套(或后缘翼型件)形状(或轮廓)、或螺旋桨旋转器形状(或轮廓)中的一个或多个。
应理解的是，以上描述旨在为示范性而非限制性的。例如，上述实施例(和/或其方面)可与彼此组合使用。此外，可制作出许多改型来使特定情形或材料适于本发明主题的教导，而不脱离其范围。尽管本文所描述的材料的大小和类型旨在限定本发明主题的参数，但它们绝不是限制性的，且为示例性实施例。许多其它实施例对于本领域的普通技术人员而言在查阅以上描述时将清楚。因此，本发明主题的范围应当参照所附权利要求连同这些权利要求对其享有权利的等同方案的完整范围确定。在所附权利要求中，用语“包括”和“其中”用作相应用语“包括”和“其中”的通俗英文同义词。此外，在所附权利要求中，用语“第一”、“第二”和“第三”等仅用作标记，且不旨在对其对象施加数字要求。此外，所附权利要求的限制并未以器件加功能的格式撰写，且不旨在基于35 U.S.C. § 112(f)理解，除非且直到此权利要求限制明确地使用短语“器件”后接没有另外结构的功能的声明。
本书面描述使用了示例来公开本发明主题的若干实施例，且还使本领域的普通技术人员能够实施本发明主题的实施例，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明主题的可取得专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域的普通技术人员想到的其它示例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它示例在权利要求的范围内。
本发明主题的某些实施例的以上描述将在连同附图阅读时更好理解。就附图示出各种实施例的功能框的图示而言，功能框不一定指示硬件电路之间的划分。因此，例如，功能块(例如，控制器或存储器)中的一个或多个可在单件硬件(例如，通用信号处理器、微控制器、随机存取存储器、硬盘、和类似的)中实施。类似地，程序可为独立程序，可合并成操作系统中的子例行程序，可在安装软件包中作用，和类似的。各种实施例不限于图中所示的布置和手段。
如本文使用的，以单数叙述且冠以词语“一个”或“一种”的元件或步骤应当理解为未排除多个所述元件或步骤，除非明确指出此类排除。此外，提到的目前描述的发明主题的“一种实施例”或“实施例”不旨在解释为排除也结合所述特征的附加实施例的存在。此外，除非明确相反指出，则实施例“包括(comprising)”、“包括(comprise)”、“包含(including)”、“包含(includes)”、“具有(having)”或“具有(has)”带有特定性质的元件或多个元件可包括不带有此性质的附加的此类元件。

Claims (10)

1.一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器的机翼或机身中的至少一者；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的进气口上游唇部间隔开轴向距离，其中流过所述螺旋桨叶片的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有指定以下中的至少一者的构造：
1) 从所述螺旋桨到所述进气口上游唇部的所述轴向距离；
2) 螺旋桨负载分布；
3) 螺旋桨根套翼型件形状；
4) 螺旋桨旋转器形状；
其中所述螺旋桨构造的至少一部分的尺寸或形状中的至少一者确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用来优化所述螺旋桨组件的性能。
2.一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器的机翼或机身中的至少一者；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的进气口上游唇部间隔开轴向距离，其中流过所述螺旋桨叶片的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有如下构造，该构造指定从所述螺旋桨到所述进气口的进气口上游唇部的轴向距离；其中所述轴向距离尺寸确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用和其内部性能来优化所述螺旋桨组件二者的性能。
3.根据权利要求2所述的飞行器组件，其特征在于，所述轴向距离大于最小操作间隙。
4.一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的入口开口间隔开轴向距离，其中流过所述螺旋桨叶片的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有如下构造，该构造指定螺旋桨空气动力负载分布；
其中所述螺旋桨叶片的尺寸或形状中的至少一者确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用提供优化所述螺旋桨组件的性能的螺旋桨负载分布。
5.根据权利要求4所述的飞行器组件，其特征在于，相对于不考虑所述螺旋桨与所述入口之间的相互作用而设计的螺旋桨叶片，所述螺旋桨负载平均包括所述螺旋桨叶片的根部处的减小负载以及所述螺旋桨叶片的中间部分处的增大负载。
6.一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的进气口上游唇部间隔开轴向距离，其中由所述螺旋桨叶片冲击的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有如下构造，该构造指定螺旋桨根套形状；其中所述螺旋桨根套形状的尺寸或形状中的至少一者确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用来优化所述螺旋桨组件的性能。
7.根据权利要求6所述的飞行器组件，其特征在于，所述螺旋桨根套具有比最小螺旋桨后缘厚度更厚的后缘厚度，满足对于所述螺旋桨根套的至少一部分的相关机械和/或制造约束。
8.一种飞行器组件，包括：
发动机，其安装至飞行器的机翼或机身中的至少一者；
进气口，其构造成将空气提供至所述发动机，所述进气口包括具有入口端的本体，所述入口端包括空气经由其进入所述进气口的入口开口，所述进气口包括设置成邻近所述入口端的进气口上游唇部；以及
螺旋桨组件，其包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，所述螺旋桨组件与所述进气口的进气口上游唇部间隔开轴向距离，其中由所述螺旋桨叶片冲击的空气进入所述进气口，所述螺旋桨组件具有如下构造，该构造指定螺旋桨旋转器形状；其中所述螺旋桨旋转器形状的尺寸或形状中的至少一者确定成基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用来优化所述螺旋桨组件的性能。
9.根据权利要求8所述的飞行器组件，其特征在于，所述螺旋桨旋转器具有前缘与最大螺旋桨叶片厚度的位置之间的减小的径向增长率，接着是穿过由所述螺旋桨叶片限定的所述后缘且在其后方的增大的径向增长率，限定以便在安装在所述发动机/入口/飞行器构造上时平均地最小化对于所述螺旋桨的空气动力动量损失。
10. 一种提供飞机组件的方法，所述飞机组件包括安装至飞行器的发动机，所述发动机具有进气口，所述方法包括：
对将由所述发动机驱动的螺旋桨组件的特性建模，所述螺旋桨组件包括联接至所述发动机且由所述发动机驱动的螺旋桨叶片，其中所述建模包括说明所述螺旋桨组件与所述发动机之间的相互作用；以及
基于所述建模来确定螺旋桨组件构造，以基于所述螺旋桨组件与所述进气口之间的相互作用来优化所述螺旋桨组件的性能。
CN201811455011.3A 2017-11-30 2018-11-30 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法 Active CN110001928B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211161706.7A CN115649458A (zh) 2017-11-30 2018-11-30 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201762592538P 2017-11-30 2017-11-30
US62/592538 2017-11-30
US15/860,280 US11040767B2 (en) 2017-11-30 2018-01-02 Systems and methods for improved propeller design
US15/860280 2018-01-02

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211161706.7A Division CN115649458A (zh) 2017-11-30 2018-11-30 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110001928A true CN110001928A (zh) 2019-07-12
CN110001928B CN110001928B (zh) 2022-09-30

Family

ID=64477062

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211161706.7A Pending CN115649458A (zh) 2017-11-30 2018-11-30 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法
CN201811455011.3A Active CN110001928B (zh) 2017-11-30 2018-11-30 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211161706.7A Pending CN115649458A (zh) 2017-11-30 2018-11-30 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法

Country Status (4)

Country Link
US (2) US11040767B2 (zh)
EP (2) EP3800118A1 (zh)
CN (2) CN115649458A (zh)
CA (1) CA3024220A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110588878A (zh) * 2019-09-20 2019-12-20 辽宁壮龙无人机科技有限公司 一种螺旋桨的制作方法及螺旋桨

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116047002B (zh) * 2023-03-06 2023-06-02 四川省绵阳生态环境监测中心站 一种挥发性有机物走航监测系统

Citations (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB163714A (en) * 1920-05-26 1922-11-20 Sylvanus Albert Reed Improvements in air propellers
US2345047A (en) * 1939-08-25 1944-03-28 Aviat Patents Inc Propeller
US4202655A (en) * 1977-06-10 1980-05-13 Maloof Ralph P Propeller fan blading and hub therefor
US4519746A (en) * 1981-07-24 1985-05-28 United Technologies Corporation Airfoil blade
CN1036182A (zh) * 1988-03-07 1989-10-11 国家航空工业公司 旋翼飞机高性能涵道螺旋桨桨叶，其多桨叶涵道螺旋桨以及涵道螺旋桨尾桨装置
US5961067A (en) * 1996-09-10 1999-10-05 Allison Engine Company Method for reducing turboprop noise
WO1999051868A1 (en) * 1998-04-03 1999-10-14 Aurora Flight Sciences Corporation Single lever power controller for manned and unmanned aircraft
US20080159868A1 (en) * 2006-12-27 2008-07-03 Nicholas Joseph Kray Method and apparatus for gas turbine engines
CN101233045A (zh) * 2005-05-31 2008-07-30 西科尔斯基飞机公司 用于反转同轴螺旋桨系统的桨毂整流罩系统
CN101711308A (zh) * 2006-04-13 2010-05-19 再生动力系统股份公司 风能设备的转子叶片
EP2218874A2 (en) * 2009-02-13 2010-08-18 United Technologies Corporation Turbine vane airfoil with turning flow and axial/circumferential trailing edge configuration
CN102897314A (zh) * 2011-07-24 2013-01-30 波音公司 用于推进器的降低的流场速度
CN103287572A (zh) * 2012-02-27 2013-09-11 尤洛考普特公司 旋翼桨叶、旋翼、飞行器以及方法
CN103770939A (zh) * 2012-10-18 2014-05-07 尤洛考普特德国有限公司 用于直升飞机的无轴承旋翼的可分桨叶附连件
CA2917967A1 (en) * 2013-07-09 2015-01-15 United Technologies Corporation Plated polymer compressor
CN104477380A (zh) * 2010-12-15 2015-04-01 空客直升机 一种用于直升飞机反扭矩装置的桨叶
CN104834774A (zh) * 2015-04-29 2015-08-12 西北工业大学 一种平流层复合材料螺旋桨综合优化设计方法及设计平台
CN105283666A (zh) * 2013-06-20 2016-01-27 Lmwp专利控股有限公司 三重混合风力涡轮机叶片
CN205047251U (zh) * 2014-08-07 2016-02-24 通用电气公司 用于涡轮叶片翼型的中跨护罩组件及对应的涡轮叶片
CN106029495A (zh) * 2013-12-30 2016-10-12 谷歌公司 用于螺旋桨的双桨距支撑件
CN106795863A (zh) * 2014-08-05 2017-05-31 瑞安·丘奇 具有适于横穿流体环境的刚性突起的结构
CN206202665U (zh) * 2016-11-09 2017-05-31 亿航智能设备（广州）有限公司 螺旋桨、动力组件及飞行器
US20170152020A1 (en) * 2015-11-30 2017-06-01 General Electric Company Airfoil for a rotary machine including a propellor assembly

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1792015A (en) * 1930-01-23 1931-02-10 Gerard P Herrick Aerofoil
US2934150A (en) * 1955-12-21 1960-04-26 United Aircraft Corp Pressure-contoured spinner
GB858706A (en) * 1957-02-18 1961-01-11 United Aircraft Corp Drag-reducing devices for aircraft propellers
US4419053A (en) * 1981-11-20 1983-12-06 Fairchild Swearingen Corporation Propeller spinner
US4412664A (en) * 1982-06-25 1983-11-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Family of airfoil shapes for rotating blades
FR2605587B1 (fr) * 1986-10-23 1989-06-16 Onera (Off Nat Aerospatiale) Perfectionnements apportes aux helices aeriennes, notamment pour propulseurs d'aeronef
US5209643A (en) * 1991-03-27 1993-05-11 The Cessna Aircraft Company Tapered propeller blade design
US5252381A (en) * 1992-06-18 1993-10-12 Adler Alan John Airfoil with thick trailing edge
US9637221B2 (en) 2009-12-21 2017-05-02 The Boeing Company Optimization of downstream open fan propeller position and placement of acoustic sensors
GB2482545B (en) 2010-08-06 2017-05-03 Ge Aviat Systems Ltd Aircraft propellers with composite blades mounted to a single propeller hub
US8523515B2 (en) 2010-11-15 2013-09-03 General Electric Company Noise reducer for rotor blade in wind turbine
US9816529B2 (en) 2013-03-15 2017-11-14 Kcf Technologies, Inc. Propeller sound field modification systems and methods
US20150344127A1 (en) 2014-05-31 2015-12-03 General Electric Company Aeroelastically tailored propellers for noise reduction and improved efficiency in a turbomachine
WO2016053408A1 (en) 2014-10-01 2016-04-07 Sikorsky Aircraft Corporation Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch
US20170029091A1 (en) 2015-07-27 2017-02-02 Northrop Grumman Systems Corporation Propeller having extending outer blade
US10260417B2 (en) 2015-12-22 2019-04-16 General Electric Company Air intake turboprop assemblies
US10895161B2 (en) * 2016-10-28 2021-01-19 Honeywell International Inc. Gas turbine engine airfoils having multimodal thickness distributions
JP7401545B2 (ja) * 2018-12-07 2023-12-19 ジョビー エアロ インク 回転翼とその設計方法

Patent Citations (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB163714A (en) * 1920-05-26 1922-11-20 Sylvanus Albert Reed Improvements in air propellers
US2345047A (en) * 1939-08-25 1944-03-28 Aviat Patents Inc Propeller
US4202655A (en) * 1977-06-10 1980-05-13 Maloof Ralph P Propeller fan blading and hub therefor
US4519746A (en) * 1981-07-24 1985-05-28 United Technologies Corporation Airfoil blade
CN1036182A (zh) * 1988-03-07 1989-10-11 国家航空工业公司 旋翼飞机高性能涵道螺旋桨桨叶，其多桨叶涵道螺旋桨以及涵道螺旋桨尾桨装置
US5961067A (en) * 1996-09-10 1999-10-05 Allison Engine Company Method for reducing turboprop noise
WO1999051868A1 (en) * 1998-04-03 1999-10-14 Aurora Flight Sciences Corporation Single lever power controller for manned and unmanned aircraft
CN101233045A (zh) * 2005-05-31 2008-07-30 西科尔斯基飞机公司 用于反转同轴螺旋桨系统的桨毂整流罩系统
CN101711308A (zh) * 2006-04-13 2010-05-19 再生动力系统股份公司 风能设备的转子叶片
US20080159868A1 (en) * 2006-12-27 2008-07-03 Nicholas Joseph Kray Method and apparatus for gas turbine engines
EP2218874A2 (en) * 2009-02-13 2010-08-18 United Technologies Corporation Turbine vane airfoil with turning flow and axial/circumferential trailing edge configuration
CN104477380A (zh) * 2010-12-15 2015-04-01 空客直升机 一种用于直升飞机反扭矩装置的桨叶
CN102897314A (zh) * 2011-07-24 2013-01-30 波音公司 用于推进器的降低的流场速度
CN103287572A (zh) * 2012-02-27 2013-09-11 尤洛考普特公司 旋翼桨叶、旋翼、飞行器以及方法
CN103770939A (zh) * 2012-10-18 2014-05-07 尤洛考普特德国有限公司 用于直升飞机的无轴承旋翼的可分桨叶附连件
CN105283666A (zh) * 2013-06-20 2016-01-27 Lmwp专利控股有限公司 三重混合风力涡轮机叶片
CA2917967A1 (en) * 2013-07-09 2015-01-15 United Technologies Corporation Plated polymer compressor
CN106029495A (zh) * 2013-12-30 2016-10-12 谷歌公司 用于螺旋桨的双桨距支撑件
CN106795863A (zh) * 2014-08-05 2017-05-31 瑞安·丘奇 具有适于横穿流体环境的刚性突起的结构
CN205047251U (zh) * 2014-08-07 2016-02-24 通用电气公司 用于涡轮叶片翼型的中跨护罩组件及对应的涡轮叶片
CN104834774A (zh) * 2015-04-29 2015-08-12 西北工业大学 一种平流层复合材料螺旋桨综合优化设计方法及设计平台
US20170152020A1 (en) * 2015-11-30 2017-06-01 General Electric Company Airfoil for a rotary machine including a propellor assembly
CN206202665U (zh) * 2016-11-09 2017-05-31 亿航智能设备（广州）有限公司 螺旋桨、动力组件及飞行器

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张帅: "船用复合材料螺旋桨研究进展", 《力学进展》 *
邓阳平: "新概念旋转机翼飞机旋翼技术研究", 《优秀硕士学位论文全文库》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110588878A (zh) * 2019-09-20 2019-12-20 辽宁壮龙无人机科技有限公司 一种螺旋桨的制作方法及螺旋桨
CN110588878B (zh) * 2019-09-20 2021-06-22 辽宁壮龙无人机科技有限公司 一种螺旋桨的制作方法及螺旋桨

Also Published As

Publication number Publication date
CA3024220A1 (en) 2019-05-30
EP3492371B1 (en) 2022-11-16
EP3800118A1 (en) 2021-04-07
CN110001928B (zh) 2022-09-30
US20190161167A1 (en) 2019-05-30
US20210147065A1 (en) 2021-05-20
US11040767B2 (en) 2021-06-22
EP3492371A1 (en) 2019-06-05
CN115649458A (zh) 2023-01-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109018380B (zh) 用于飞行器的混合电力推进系统及操作方法
JP6442548B2 (ja) 航空機用推進エンジン
CA2859780C (en) Airfoils and corresponding fabricating method
US11136109B2 (en) Airfoil for a rotary machine including a propellor assembly
US11485486B2 (en) Active flow control for ducted fans and fan-in-wing configurations
US10046424B2 (en) Rotors with stall margin and efficiency optimization and methods for improving gas turbine engine performance therewith
CN114109599A (zh) 混合电力飞行器发动机
CN110001928A (zh) 用于改进的螺旋桨设计的系统及方法
US11608744B2 (en) System and method for air injection passageway integration and optimization in turbomachinery
EP3293355A1 (en) Rotor stage
CN113987687A (zh) 一种涵道螺旋桨的设计方法
Veres et al. Conceptual design of a two spool compressor for the nasa large civil tilt rotor engine
Sehra et al. Design of a high-performance axial compressor for utility gas turbine
EP3653512B1 (en) Boundary layer ingestion fan system
Heinzen et al. Passively varying pitch propeller for small UAS
Wang et al. A Computational study on the aerodynamics of a 90 mm ducted contra-rotating lift fan
Waitz et al. Reduction of turbomachinery noise

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
GR01 Patent grant