CN117588267A - 控制与开式转子航空发动机相关联的激励负载 - Google Patents

Abstract

一种控制航空燃气涡轮发动机的方法，该方法可以利用电子控制器来进行。该方法可以包括至少部分地基于作用在航空燃气涡轮发动机上的激励负载来确定航空燃气涡轮发动机的多个翼型件中的至少一个的翼型件螺距控制命令，以及将翼型件螺距控制命令输出到一个或多个致动器，一个或多个致动器能够致动以改变多个翼型件中的至少一个的螺距角。翼型件螺距控制命令可以被构造为增强和/或补偿作用在航空燃气涡轮发动机上的激励负载。该方法可以由包括计算机可执行指令的非暂时性计算机可读介质体现，该计算机可执行命令在由与电子控制器相关联的处理器执行时使电子控制器进行该方法。

Description

控制与开式转子航空发动机相关联的激励负载

优先权信息

本申请要求于2022年8月10日提交的波兰专利申请号P.441992的优先权。

技术领域

本公开涉及开式转子航空发动机。

背景技术

燃气涡轮发动机可以包括涡轮机和风扇区段。涡轮机可以包括以串行流动顺序布置的压缩机、燃烧器和涡轮。风扇区段可以包括与涡轮机联接的风扇，使得涡轮机可以旋转风扇区段的风扇。外机舱可以围绕风扇区段的风扇。外机舱可以有效地使到风扇的入口气流变直，使得无论发动机的攻角如何，到风扇的气流都是相对轴向的(相对于燃气涡轮发动机)。

例如，至少某些燃气涡轮发动机可以拆除外机舱，以促进燃气涡轮发动机的风扇区段内的更大风扇。本公开的发明人已经发现，可能需要改进以适应提供给风扇区段的风扇的离轴气流。

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完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：

图1示意性地描绘了根据本公开的示例性实施例的示例性飞行器；

图2示出了示意性地描绘示例性开式转子航空发动机的某些方面的横截面视图，该示例性开式转子航空发动机可用于为图1中描绘的飞行器提供推力；

图3示出了示意性地描绘图2中示出的开式转子航空发动机的附加方面的横截面视图；

图4A-4H示意性地描绘了可用于改变开式转子航空发动机的一个或多个翼型件的螺距的示例性螺距改变组件的方面；

图5A和5B示意性地描绘了示例性翼型件激励控制模块的方面；

图6示意性地描绘了可由翼型件激励控制模块使用的示例性传感器数据；

图7示意性地描绘了可用于控制飞行器和/或一个或多个开式转子航空发动机的示例性控制系统；和

图8示出了描绘操作开式转子航空发动机的示例性方法的流程图。

具体实施方式

现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。本公开使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本公开的相似或类似部分。

词语“示例性”在本文中用于表示“作为示例、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优于或好于其他实施方式。附加地，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。

除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。

在例如“A、B和C中的至少一个”的上下文中的术语“至少一个”是指仅A、仅B、仅C，或A、B和C的任何组合。

术语“涡轮机”或“涡轮机械”是指包括一起生成扭矩输出的一个或多个压缩机、发热区段(例如，燃烧区段)和一个或多个涡轮的机器。

术语“燃气涡轮发动机”是指具有涡轮机作为其动力源的全部或一部分的发动机。示例燃气涡轮发动机包括开式转子涡轮发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等，以及这些发动机中的一个或多个的混合电动版本。

术语“开式转子航空发动机”或“开式转子发动机”是指包括风扇叶片不包围在壳体内的风扇级的航空发动机，诸如航空燃气涡轮发动机。开式转子航空发动机有时可以被称为推进风扇发动机、非管道式风扇发动机或超高旁通涡轮风扇发动机。开式转子航空发动机有时可以更简洁地称为开式转子发动机。

术语“燃烧区段”是指用于涡轮机的任何热添加系统。例如，术语燃烧区段可以指包括爆燃燃烧组件、旋转爆震燃烧组件、脉冲爆震燃烧组件或其他适当的热添加组件中的一个或多个的区段。在某些示例性实施例中，燃烧区段可以包括环形燃烧器、罐形燃烧器、管状燃烧器、驻涡燃烧器(TVC)或其他合适的燃烧系统，或其组合。

当与压缩机、涡轮、轴或线轴部件等一起使用时，除非另有说明，否则术语“低”和“高”，或它们各自的比较级(例如，更“低”和更“高”，在适用的情况下)均指发动机内的相对速度。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”限定被构造为以低于发动机的“高涡轮”或“高速涡轮”的旋转速度(例如最大可允许旋转速度)操作的部件。

术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。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，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气装置的位置。

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”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。

如本文所用，术语“轴向”和“轴向地”是指基本上平行于燃气涡轮发动机的中心线延伸的方向和取向。此外，术语“径向”和“径向地”是指基本上垂直于燃气涡轮发动机的中心线延伸的方向和取向。另外，如本文所用，术语“周向”和“周向地”是指绕燃气涡轮发动机的中心线弧形延伸的方向和取向。

如本文所用，关于燃气涡轮发动机的术语“额定速度”是指燃气涡轮发动机在正常操作时可以实现的最大转速。例如，在最大负载操作期间，例如在起飞操作期间，燃气涡轮发动机可以以额定速度操作。

如本文所用，如涉及风扇的多个风扇叶片的术语“风扇压力比”是指风扇操作期间紧邻风扇叶片下游的空气压力与风扇操作期间紧邻风扇的风扇叶片上游的空气压力之比。

如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言被用于修饰可以允许增强而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“近似”和“基本上”的术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在1％、2％、4％、10％、15％或20％的裕度内。这些近似裕度可以应用于单个值、限定数值范围的端点中的任一个或两个，和/或端点之间的范围的裕度。

在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被标识并且包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以彼此独立地组合。

除非本文另有规定，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指直接联接、固定或附接，也指通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接。

如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。

就本公开而言，术语“上”、“下”、“右”、“左”、“竖直”、“水平”、“顶部”、“底部”、“侧向”、“纵向”及其派生词应与实施例如其在附图中被定向的相关。然而，应当理解，实施例可以假定各种替代变型，除非明确指明相反。还应理解，附图中示出的以及在以下说明书中描述的具体装置仅是本公开的示例性实施例。因此，与本文公开的实施例相关的特定尺寸和其他物理特性不应被视为限制性的。

如本文所用，用于描述结构的术语“一体”、“单一”或“整体”是指由连续材料或材料组一体地形成结构，没有接缝、连接接头等。本文所述的一体、单一结构可以通过增材制造形成以具有所述结构，或者替代地通过铸造处理等形成。

本公开大体涉及航空发动机，例如航空燃气涡轮发动机。这样的发动机可以具有如本文所述的开式转子构造。开式转子航空发动机可以包括多个翼型件(例如多个风扇叶片和/或多个导向轮叶)，这些翼型件可能受到与这种开式转子构造相关联的翼型件激励现象。这种翼型件激励现象可能导致影响开式转子发动机的操作性能的空气动力。另外，或者在替代方案中，这种翼型件激励现象可能影响开式转子航空发动机、支撑结构和/或相关部件的结构要求。因此，本领域将欢迎提供可与开式转子航空发动机的控制操作(包括进行以增强(augment)和/或补偿与翼型件激励现象相关联的激励负载的控制操作)结合使用的设备、系统、方法和计算机可读介质。

本公开大体上提供可与开式转子航空发动机的控制操作(包括与翼型件激励现象结合进行的控制操作)结合使用的设备、系统、方法和计算机可读介质，翼型件激励现象可将激励负载施加在开式转子发动机上，例如施加在开式转子发动机的一个或多个翼型件、开式转子发动机的一个或多个轴承组件上、和/或施加在一个或多个发动机支撑结构上。根据本公开，可以利用各种传感器来确定翼型件激励现象和/或与其相关联的激励负载的发生。可以将来自各种传感器的传感器数据提供给具有翼型件激励控制模块的一个或多个电子控制器，翼型件激励控制模块被构造为至少部分地基于传感器数据向与开式转子发动机相关联的可控部件提供控制命令。开式转子发动机可以包括一个或多个螺距改变组件，这些螺距改变组件可以改变一个或多个翼型件(例如开式转子发动机的一个或多个风扇叶片和/或一个或多个导向轮叶)的螺距角。例如，可以至少部分地基于来自电子控制器的控制命令来改变一个或多个翼型件的螺距角，以增强和/或补偿作用在开式转子发动机上(例如作用在开式转子发动机的一个或多个翼型件、开式转子发动机的一个或多个轴承组件、和/或开式转子发动机的一个或多个支撑结构上)的激励负载。在一些实施例中，一个或多个风扇叶片的螺距角可以改变以增强和/或补偿激励负载。另外，或者在替代方案中，一个或多个导向轮叶的螺距角可以改变以增强和/或补偿激励负载。另外，或者在替代方案中，开式转子发动机的燃料流量和/或功率输出可以改变以增强和/或补偿这种激励负载。

如本文所用，术语“翼型件激励现象”是指将激励负载施加在开式转子航空发动机上的空气动力学现象。翼型件激励现象可以将激励负载施加在开式转子发动机的一个或多个翼型件上。激励负载可以被转移到开式转子发动机的其他部分，例如转移到一个或多个轴承组件和/或一个或多个支撑结构。翼型件激励现象可以至少部分地归因于相对于开式转子发动机的推力轴线入射在一个或多个翼型件上的不均匀或可变气流。推力轴线大致可以沿风扇组件的纵向轴线定向；然而，应当理解，在一些实施例中，例如，根据开式转子发动机的构造和/或在各种操作条件下，推力轴线可以不同于或偏离风扇组件的纵向轴线(例如，上、下、左和/或右)。附加地，风扇组件的纵向轴线大致可以与开式转子发动机的纵向轴线对准；然而，应当理解，例如，根据开式转子发动机的构造和/或在各种操作条件下，风扇组件的纵向轴线可以不同于或偏离开式转子发动机的纵向轴线(例如，上、下、左和/或右)。推力轴线可以通过改变一个或多个翼型件的螺距角(例如一个或多个风扇叶片的螺距角和/或一个或多个导向轮叶的螺距角)来增强。

如本文所用，术语“激励负载”是指由于一个或多个翼型件激励现象或与其相关而作用在开式转子航空发动机上的负载。激励负载可以作用在一个或多个翼型件(例如一个或多个风扇叶片和/或一个或多个导向轮叶)上。激励负载可以转移到开式转子发动机的其他部分，例如转移到一个或多个轴承组件和/或一个或多个发动机支撑结构。如本文所使用的，术语“不对称负载”是指如在开式转子发动机的一个或多个翼型件之间，和/或在绕开式转子发动机的纵向轴线的一个或多个周向位置之间具有不对称性或不对称的激励负载。激励负载(诸如不对称负载)可以具有与风扇组件的旋转和/或一个或多个相应翼型件的周向位置相对应的频率。激励负载(诸如不对称负载)可以以对应于风扇叶片的一个或多个旋转周向位置的循环性质(例如，以风扇组件每转n次的频率)出现，并且有时可以被称为“循环负载”。以风扇组件每转一次的频率出现的循环负载可以被称为“1P负载”，其中1P表示每转一次。在一些实施例中，激励负载(诸如不对称负载)可以具有对应于风扇组件的完整转的倍数或分数的频率。在一些实施例中，激励负载(诸如不对称激励负载)可以包括“nP负载”，其中n是每转的次数。例如，nP负载可以包括2P负载、3P负载、4P负载或甚至更高阶循环负载。这种nP负载可以在翼型件的固有频率或谐振频率附近被放大。

在开式转子发动机的操作期间，激励负载可以例如至少部分地基于可能有助于激励负载的翼型件激励现象的变化在不同程度上作用在一个或多个翼型件上。激励负载可以从翼型件转移到开式转子发动机的一个或多个部件，诸如转移到一个或多个轴承组件，和/或转移到发动机支撑结构，诸如转移到将开式转子发动机安装到飞行器的一个或多个支撑臂。根据本公开，开式转子发动机可以包括一个或多个传感器，这些传感器提供可以由电子控制器用来确定翼型件激励现象和/或激励负载并且向一个或多个可控部件提供控制命令以增强和/或补偿这种翼型件激励现象和/或激励负载的传感器数据。

在一些实施例中，在机动期间可能会出现相对高的激励负载，其中至少一些翼型件表现出相对高的空气动力学入射矢量。通过增强和/或补偿这种翼型件激励现象和/或激励负载，可以提高开式转子发动机的推进效率。例如，可以提高燃料效率、比燃料消耗、推力比燃料消耗和/或推力重量比。另外，或者在替代方案中，可以降低开式转子发动机的各种部件的循环疲劳和/或负载轴承设计要求，这可以提高开式转子发动机的寿命、维护运行时间和/或操作性能。

在一些实施例中，翼型件激励现象可以包括至少部分地归因于相应翼型件的空气动力学入射矢量和/或相应翼型件遇到的一个或多个大气条件的空气动力学现象。空气动力学入射矢量可以取决于相应翼型件的螺距角。另外，或者在替代方案中，空气动力学入射矢量可以取决于入射在相应翼型件上的气流的方向。另外，或者在替代方案中，空气动力学入射矢量可以至少部分地取决于由一个或多个开式转子发动机推进的飞行器的飞行路径、飞行器的飞行轨迹或空中机动、和/或开式转子发动机的操作条件。例如，空气动力学入射矢量可以至少部分地取决于与飞行器的飞行轨迹或空中机动相关联的俯仰、滚转和/或偏航。

可能导致或有助于翼型件激励现象的一个或多个大气条件可包括空气速度、大气压力、温度、湿度、湍流空气模式、涡流、地面效应等的变化。可归因于空气动力学入射矢量和/或一个或多个其他空气动力学现象的翼型件激励现象可施加相对于开式转子发动机的一个或多个翼型件和/或相对于翼型件的一个或多个周向位置不对称的激励负载。例如，空气动力学入射矢量可以在一个或多个翼型件的相应周向位置(例如在多个风扇叶片绕风扇组件的纵向轴线旋转的情况下的旋转周向位置和/或在多个导向轮叶在分别固定的径向位置绕纵向轴线周向间隔开的情况下的固定周向位置)之间不同。激励负载可以至少部分地取决于相应翼型件的周向位置，例如，至少部分地基于对应于相应周向位置的相应翼型件的空气动力学入射矢量。当相应风扇叶片绕风扇组件的纵向轴线旋转时，相应风扇叶片的空气动力学入射矢量可以例如根据正弦函数而改变。例如，根据正弦函数，在给定时刻，多个周向间隔开的风扇叶片的空气动力学入射矢量可以至少部分地取决于相应风扇叶片的周向位置。

作为示例，至少部分地归因于相对较高的攻角，与向上移动的风扇叶片相比，向下移动的风扇叶片可以具有相对较高的空气动力学入射矢量。与向上移动的风扇叶片相比，向下移动的风扇叶片的这种相对较高的入射角矢量可以对应于穿过翼型件的相对较高的气流量和相应较高的推力量。结果，相应风扇叶片在旋转时可能经历循环负载。

例如，根据正弦函数，多个周向间隔开的导向轮叶的空气动力学入射矢量可以至少部分地取决于相应导向轮叶的固定周向位置。另外，或者在替代方案中，入射在相应翼型件上的气流方向可以影响空气动力学入射矢量，例如哪些翼型件具有相对较高和/或相对较低的空气动力学入射向量。不对称负载(例如相对于旋转或固定的周向位置)可以引起俯仰力矩、滚转力矩和/或偏航力矩，其可以转移到开式转子发动机的其他部分，诸如转移到一个或多个轴承组件和/或一个或多个发动机支撑结构。可以通过改变相应翼型件的螺距角来增强相应翼型件(例如，风扇叶片或导向轮叶)的空气动力学入射矢量。施加取决于旋转或固定周向位置的激励负载的这种翼型件激励现象有时被称为“循环激励”。

除了循环激励之外，或者作为循环激励的替代方案，在一些实施例中，翼型件激励现象可以包括自生激励。如本文所用，术语“自生激励”是指一个或多个翼型件激励现象，其将自生负载施加在开式转子发动机的一个或多个翼型件(例如一个或多个风扇叶片和/或一个或多个导向轮叶)上。如本文所用，术语“自生负载”是指由一个或多个翼型件产生或在一个或多个翼型件内产生的激励负载，该激励负载至少部分地可归因于翼型件激励现象。在一些实施例中，自生激励可以包括气动弹性激励。在一些实施例中，自生负载可以包括气动弹性负载，诸如翼型件颤振(例如，风扇叶片颤振和/或导向轮叶颤振)。翼型件颤振有时可以被称为“回旋(whirl)”。气动弹性负载(诸如翼型件颤振或回旋)可以包括可转移到开式转子发动机的其他部分和/或发动机支撑结构的振动。自生激励(诸如翼型件颤振)可以至少部分地归因于空气动力学现象，诸如空气动力学入射矢量、相对于开式转子发动机的推力轴线入射在一个或多个翼型件上的不均匀或可变气流，和/或其他大气条件。在高功率操作的情况下、在着陆期间、以及在某些翼型件螺距角下，气动弹性负载(诸如翼型件颤振)可能具有增加的发生率。在包括大攻角和/或大侧滑角的空气动力学入射矢量的情况下，诸如在高功率操作期间、在着陆期间、以及在某些翼型件螺距角下，气动弹性负载(诸如翼型件颤振)可以附加地或替代地具有增加的发生率。与气动弹性负载(诸如翼型件颤振)相关联的振动可以表现出相对高的振幅和/或频率，和/或快速变化的振幅和/或频率。

除了气动弹性激励之外，或替代气动弹性激励，自生激励可以包括陀螺激励。在一些实施例中，自生负载可以包括陀螺负载。陀螺负载可以至少部分地归因于迫使翼型件离开正常旋转平面的空气动力学现象，和/或作为快速俯仰和/或偏航变化(诸如与空中机动相关联的那些变化)的结果。翼型件上的陀螺负载可以转移到开式转子发动机的其他部分和/或发动机支撑结构。在一些实施例中，自生负载(诸如翼型件颤振)可以至少部分地归因于陀螺负载。例如，可归因于自生负载(诸如翼型件颤振)的振动可以由陀螺负载放大和/或诱发。另外，或者在替代方案中，循环激励可以至少部分地由陀螺负载放大和/或诱发。来自自生激励(例如气动弹性激励和/或陀螺激励)的自生负载可以转移到开式转子发动机的其他部分，诸如转移到开式转子发动机的一个或多个轴承组件，和/或转移到开式转子发动机的一个或多个发动机支撑结构。

如本文所用，术语“空气动力学入射矢量”是指表示气流的流变得入射在翼型件上的方向的矢量。空气动力学入射矢量可以具有相对于笛卡尔坐标系的X、Y和Z维度，其中X方向对应于翼型件的表示接合翼型件的前缘和后缘的直线的弦线，Y方向对应于翼型件的纵向轴线，并且Z方向对应于垂直于X和Y方向定向的法线轴线。空气动力学入射矢量可以包括对应于攻角和/或侧滑角的分量矢量。空气动力学入射矢量可以表示对应于攻角和/或侧滑角的分量矢量的合成矢量。如本文所用，术语“攻角”是指翼型件的弦线(X轴)和空气动力学入射矢量在对称平面上的投影之间的角度，该对称平面由翼型件的弦线和法向轴线限定(X，Z平面)。攻角大致对应于入射在翼型件上的迎面而来的气流，诸如与相对空气速度相关联的迎面而来的气流。如本文所用，术语“侧滑角”是指翼型件的弦线(X轴)和空气动力学入射矢量在对称平面上的投影之间的角度，该对称平面由翼型件的弦线和翼型件的纵向轴线限定(X，Z平面)。侧滑角大致对应于入射在翼型件上的横向气流，诸如与侧风相关联的横向气流。

现在参考附图，在整个附图中相同的数字表示相同的元件，进一步描述了本公开的示例性实施例。参考图1，描述了示例性飞行器100。应当理解，图1中所示的飞行器100是通过示例而非限制的方式提供的，并且在不脱离本公开的范围的情况下，本公开的主题可以被结合到飞行器的其他实施例中。如图所示，飞行器100可以包括机身102和从机身102横向向外延伸的一对机翼104。飞行器100可以包括一个或多个开式转子发动机200，其例如在飞行和/或滑行期间提供用于操作飞行器100的推力。如图所示，一个或多个开式转子发动机200可以被构造为开式转子发动机，例如如图2和图3所示。飞行器100可以包括任何合适数量的开式转子发动机200，例如1、2、4、6或8个开式转子发动机。如图所示，第一开式转子发动机200可以例如以翼下构造安装到第一机翼104，并且第二开式转子发动机200可以例如以翼下构造安装到第二机翼104。在一些实施例中，多个开式转子发动机200可以分别安装到第一和第二机翼104。另外，或者在替代方案中，一个或多个开式转子发动机200可以在其他合适的位置和/或以其他合适的构造安装到飞行器100，例如安装到机翼104后方的机身102。

飞行器100可以包括控制飞行器100及其各种系统的操作的计算系统700，操作包括例如一个或多个开式转子发动机200的操作。计算系统700可以包括一个或多个电子控制器108。一个或多个电子控制器108可以包括一个或多个发动机控制单元、电子发动机控制器、全权限数字发动机控制(FADEC)装置等。一个或多个电子控制器108可以位于飞行器100中的任何地方。作为示例，第一电子控制器108(例如FADEC装置)可以位于第一开式转子发动机200上或附近，第二电子控制器108可以位于第二开式转子发动机200上或附近，和/或第三电子控制器108可以位于飞行器100的机身102内，例如位于驾驶舱中。

飞行器100可以包括多个传感器110，例如用于感测与飞行器100相关联的各种操作条件的一个或多个传感器110，和/或用于感测与一个或多个开式转子发动机200相关联的各种操作条件的一个或多个传感器110。如图所示，用于感测与飞行器100相关联的各种操作条件的一个或多个传感器110可以包括一个或多个空气动力学入射传感器112，例如一个或多个攻角传感器114和/或一个或多个侧滑角传感器116。用于感测与飞行器100相关联的各种操作条件的一个或多个传感器110可以附加地包括一个或多个空速传感器、温度传感器、压力传感器、用于记录环境条件的传感器等。多个传感器110可以例如经由有线或无线通信网络118与计算系统700的一个或多个电子控制器108通信联接。来自相应传感器110(例如一个或多个空气动力学入射传感器112)的传感器数据可以被提供给一个或多个电子控制器108。

计算系统700还可以经由有线或无线通信网络118与管理系统120和/或用户接口122通信联接。管理系统120和计算系统700可以结合与飞行器100和/或计算系统700有关的企业级或机队级操作来彼此交互。这样的企业级操作可以包括将数据从管理系统120传输到计算系统700和/或将数据从计算系统700传输到管理系统120。用户接口122可以包括一个或多个用户输入/输出装置，以允许用户与计算系统700交互。

根据本公开，飞行器100、一个或多个开式转子发动机200和/或计算系统700的各个方面可以限定激励负载控制系统150。激励负载控制系统可以被构造为增强和/或控制如本文所述的作用在开式转子发动机200上的激励负载。激励负载控制系统150可以包括飞行器100的任何一个或多个方面、一个或多个开式转子发动机200的任何一个或多个方面、和/或计算系统700的任何一个或多个方面(包括本文所述的任何一个或多个这样的方面)，和/或可以集成在其内。

现在参考图2和图3，进一步描述了示例性开式转子发动机200。在一些示例性实施例中，开式转子发动机200可以是相对大功率级的开式转子发动机200，其可以在以额定速度操作时生成相对大的推力量。例如，开式转子发动机200可以生成从大约300千牛顿(kN)到大约700kN的推力，诸如从大约300kN到大约500kN的推力，诸如从大约500kN到大约600kN的推力，或诸如从大约600kN到大约700kN的推力。然而，应当理解，参考图2和图3描述的开式转子发动机200的各种特征和属性仅作为示例提供，而非限制。事实上，本公开可以用其它类型的开式转子发动机200以及其它类型的开式转子发动机200(包括具有在一个或多个方面与本文描述的属性或特征不同的属性或特性的那些发动机)来实施。

如图2和图3所示，开式转子发动机200限定平行于纵向轴线202延伸的轴向方向A和横向于纵向轴线202径向延伸的径向方向R。开式转子发动机200还限定周向围绕纵向轴线202的周向方向(未描绘)。如图所示，例如，在图2中，开式转子发动机200可以包括风扇区段204和设置在风扇区段204下游的核心发动机206。风扇区段204可以包括由核心发动机206可旋转地驱动的风扇组件208。风扇组件208可以包括多个风扇叶片210。多个风扇叶片210可以彼此周向间隔开，并且可以大致沿径向方向向外延伸。多个风扇叶片210可以以间隔开的方式联接到风扇盘212。

如图2和图3所示，风扇叶片210未包围在壳体内。具有未包围在壳体内的风扇叶片210的风扇组件208有时可以被称为“非管道式”风扇组件208，和/或被称为具有非管道式构造的风扇组件208。未包围在壳体内的风扇叶片210有时可以被称为“非管道式”风扇叶片210，或者被称为具有非管道式构造的风扇叶片210。非管道式风扇组件208有时可以更简洁地称为风扇组件208。非管道式风扇叶片210有时可以更简洁地称为风扇叶片210。

风扇组件208可以包括转子部分211和定子部分213。转子部分211可以包括风扇盘212和多个风扇叶片210。定子部分213可以包括风扇壳215。风扇壳215可以周向围绕风扇组件208的至少一部分。核心发动机206可以直接或间接联接到风扇区段204，以提供用于驱动风扇区段204的扭矩。在示例性实施例中，风扇组件208可以具有可变螺距构造，使得多个风扇叶片210可以绕相应的风扇螺距轴线214旋转，如本文所述。这种风扇叶片210可以被称为可变螺距风扇叶片210。

核心发动机206可以包括发动机壳216，发动机壳216包围核心发动机206的一个或多个部分，包括压缩机区段218、燃烧器区段220和涡轮区段222。发动机壳216可以限定核心发动机入口224、排气喷嘴226、以及它们之间的核心空气流动路径228。核心空气流动路径228可以以串行流动关系穿过压缩机区段218、燃烧器区段220和涡轮区段222。压缩机区段218可以包括第一增压器或低压(LP)压缩机230和第二高压(HP)压缩机232。涡轮区段222可以包括第一高压(HP)涡轮234和第二低压(LP)涡轮236。压缩机区段218、燃烧器区段220、涡轮区段222和排气喷嘴226可以以串行流动关系布置，并且可以分别限定通过核心发动机206的核心空气流动路径228的一部分。

核心发动机206和风扇区段204可以联接到由核心发动机206驱动的轴。作为示例，如图2所示，核心发动机206可以包括高压(HP)轴238和低压(LP)轴240。HP轴238可以将HP涡轮234驱动地连接到HP压缩机232。LP轴240可以将LP涡轮236驱动地连接到LP压缩机230。在其他实施例中，诸如在包括中压涡轮的发动机的情况下，开式转子发动机200可以具有三个轴。

在一些实施例中，风扇区段204可以直接联接到核心发动机206的轴，诸如直接联接到LP轴240。替代地，如图2所示，风扇区段204和核心发动机206可以通过动力齿轮箱242(诸如行星减速齿轮箱、周转齿轮箱等)彼此联接。例如，动力齿轮箱242可以将LP轴240联接到风扇组件208，诸如联接到风扇区段204的风扇盘212。动力齿轮箱242可以包括多个齿轮，用于将LP轴240的转速降低到用于风扇区段204的更有效的转速。

开式转子发动机200可以包括一个或多个导向轮叶组件244。导向轮叶组件244可以包括多个导向轮叶246，这些导向轮叶246大致沿径向方向R以周向间隔开的方式从核心发动机206(诸如从发动机壳216)向外延伸。导向轮叶246可以具有一致或不一致周向间隔。多个导向轮叶246可以安装到发动机壳216的静止框架或其他安装结构。在一些实施例中，导向轮叶组件244可以包括沿轴向方向A设置在风扇区段204下游的多个导向轮叶246，如图所示。设置在风扇区段204下游的导向轮叶246可以被称为出口导向轮叶246。另外，或者在替代方案中，导向轮叶组件244可以包括沿轴向方向A设置在风扇区段204上游的多个导向轮叶246。设置在风扇区段204上游的导向轮叶246可以被称为入口导向轮叶246。多个导向轮叶246，无论构造为出口导向轮叶246还是入口导向轮叶246，都可以绕相应的导向轮叶轴线248旋转，如本文所述。这种导向轮叶246可以被称为可变螺距导向轮叶246。

如图2和图3所示，导向轮叶246未包围在壳体内。具有未包围在壳体内的导向轮叶246的导向轮叶组件244有时可以被称为“非管道式”导向轮叶组件，和/或被称为具有非管道式构造的导向轮叶组件。未包围在壳体内的导向轮叶246有时可以被称为“非管道式”导向轮叶246，或者被称为具有非管道式构造的导向轮叶246。非管道式导向轮叶组件244有时可以更简洁地称为导向轮叶组件244。非管道式导向轮叶246有时可以更简洁地称为导向轮叶246。

在图2和图3所示的开式转子发动机200的操作期间，一定量的空气250通过多个风扇叶片210。限定核心气流252的一定量的空气250的第一部分流入核心发动机入口224并通过核心空气流动路径228。限定旁通气流254的一定量的空气250的第二部分通过导向轮叶246。核心气流252被压缩机区段218压缩。来自压缩机区段218的加压空气向下游流到燃烧器区段220，在燃烧器区段220处引入燃料以生成燃烧气体256。燃烧气体256离开燃烧器区段220并流过涡轮区段222，生成扭矩，该扭矩旋转压缩机区段218以支持燃烧，同时还旋转风扇区段204，生成推进推力。附加的推力由离开排气喷嘴226的燃烧气体256生成。开式转子发动机200可以包括具有一个或多个燃料阀258的燃料系统，一个或多个燃料阀258控制到燃烧器区段220的燃料流。

导向轮叶246可以减少由风扇叶片210生成的旁通气流254中的旋流。入口导向轮叶246可以例如通过在与风扇叶片210的旋转方向相对的方向上施加切向速度来在旁通气流254中施加一定程度的反旋流。出口导向轮叶246可以例如通过在与风扇叶片210的旋转方向相对的方向上施加切向速度的变化来减少由风扇叶片210生成的旋流。残留在旁通气流254中的旋流可以对应于由风扇叶片210生成的推力量和/或开式转子发动机200的效率的降低。导向轮叶246可以使旁通气流254变直，这提高了开式转子发动机200的效率。

现在参考图3，进一步描述了示例性开式转子发动机200的方面，包括与激励负载控制系统150相关联的方面。如图所示，开式转子发动机200可以通信联接到计算系统700。计算系统700可以控制开式转子发动机200及其各种系统的操作，包括例如调整可变螺距风扇叶片210的位置(例如，使相应的风扇叶片210绕对应的风扇螺距轴线214旋转)、和/或调整可变螺距导向轮叶246的位置(例如，使相应的导向轮叶246绕对应的导向轮叶轴线248旋转)。通常，对风扇叶片210和/或导向轮叶246的螺距的调整可以在各种操作条件下至少部分地执行以改变推力和/或旋流效应。例如，由风扇叶片210产生的推力的大小和/或方向可以通过改变风扇叶片210和/或导向轮叶246的螺距来调整。另外，或者在替代方案中，风扇叶片210和/或导向轮叶246的螺距可以响应于作用在开式转子发动机200上(诸如作用在一个或多个翼型件(例如，一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246)、一个或多个轴承组件、和/或发动机支撑结构308(例如，将开式转子发动机200安装到飞行器100的一个或多个支撑臂310)上)的激励负载而改变。例如，风扇叶片210和/或导向轮叶246的螺距可以至少部分地改变，以增强和/或补偿激励负载，诸如不对称负载。激励负载可以至少部分地基于一个或多个翼型件(例如，一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246)的空气动力学入射矢量来确定。另外，或者在替代方案中，激励负载可以至少部分地取决于一个或多个翼型件的空气动力学入射矢量。空气动力学入射矢量可以至少部分地基于对应于一个或多个传感器110(例如，图1)的传感器数据来确定。

开式转子发动机200的控制操作可以至少部分地基于与一个或多个传感器110(例如，图1)相对应的传感器数据来执行，一个或多个传感器110感测与开式转子发动机200和/或飞行器100相关联的各种操作条件。控制操作可以至少部分地由一个或多个电子控制器108(诸如一个或多个发动机控制单元、电子发动机控制器、全权限数字发动机控制(FADEC)装置等)进行。

如图3所示，开式转子发动机200可包括条件监测系统300。条件监测系统300可以监测与开式转子发动机200相关联的一个或多个条件。条件监测系统300可以限定计算系统700的一部分，或者可以与计算系统700通信联接。另外，或者在替代方案中，条件监测系统300可以限定电子控制器108的一部分，或者可以与电子控制器108(诸如位于开式转子发动机200上或附近的电子控制器108)通信联接。条件监测系统300可以对开式转子发动机200进行基于振动的条件监测。基于振动的条件监测可以包括确定作用在开式转子发动机200上的激励负载。开式转子发动机200可以包括可操作地联接到其的一个或多个振动传感器302。一个或多个振动传感器302可以由条件监测系统300用来对开式转子发动机200进行基于振动的条件监测。作为示例，一个或多个振动传感器302可以包括加速度计、应变计、涡流传感器、声学传感器、光学位移传感器或陀螺仪，以及这些的组合。一个或多个振动传感器302可以测量振动的一个或多个特性，诸如频率、振幅、相位或噪声，以及这些的组合。

一个或多个振动传感器302可以位于开式转子发动机200周围的任何合适位置，诸如位于核心发动机206周围的一个或多个位置和/或风扇组件208周围的一个或多个位置。作为示例，一个或多个振动传感器302可以定位在开式转子发动机200的一个或多个轴承组件304上、处、内或附近，例如定位在HP轴238和/或LP轴240的一个或多个轴承组件上、处、内或附近。在一些实施例中，一个或多个振动传感器302可以位于支撑LP轴240的前轴向轴承组件305处或附近。位于一个或多个轴承组件304上、处、内或附近的一个或多个振动传感器302可以包括加速度计或任何其他合适的振动传感器302。

另外，或者在替代方案中，在一些实施例中，一个或多个振动传感器302可以位于风扇组件208上、处、内或附近。例如，一个或多个振动传感器302可以联接到多个风扇叶片210中的相应风扇叶片和/或包含在其内。多个风扇叶片210中的全部或一部分可以包括一个或多个振动传感器302。联接到相应风扇叶片210和/或包含在其内的一个或多个振动传感器302可以包括应变计或任何其他合适的振动传感器302。另外，或者在替代方案中，一个或多个振动传感器302可以位于风扇盘212和/或动力齿轮箱242上、处、内或附近。

另外，或者在替代方案中，在一些实施例中，一个或多个振动传感器302可以设置在发动机壳216周围，例如，设置在导向轮叶组件244上、处、内或附近。例如，一个或多个振动传感器302可以联接到多个导向轮叶246中的相应导向轮叶和/或包含在其内。多个导向轮叶246中的全部或一部分可以包括一个或多个振动传感器302。联接到相应导向轮叶246和/或包含在其内的一个或多个振动传感器302可以包括应变计或任何其他合适的振动传感器302。

除了来自一个或多个振动传感器302的传感器数据之外，或替代来自一个或多个振动传感器302的传感器数据，计算系统700和/或条件监测系统300可以至少部分地基于来自一个或多个应变计306的传感器数据来确定作用在开式转子发动机200上的激励负载。如图3所示，开式转子发动机200和/或飞行器100可以包括可操作地联接到其的一个或多个应变计306。作为示例，一个或多个应变计306可以包括线性应变计、玫瑰花形应变计、四分之一桥式应变计、半桥式应变计或全桥式应变计，以及这些的组合。一个或多个振动传感器302可以测量应变的一个或多个特性，诸如轴向应变、弯曲应变、剪切应变或扭转应变，以及这些的组合。

一个或多个应变计306可以位于开式转子发动机200和/或飞行器100周围的任何合适位置，诸如位于风扇组件208周围的一个或多个位置和/或导向轮叶组件244周围的一个或多个位置。在一些实施例中，一个或多个应变计306可以联接到多个翼型件402中的至少一些翼型件和/或包含在其内。例如，一个或多个应变计306可以联接到多个风扇叶片210中的相应风扇叶片和/或包含在其内。多个风扇叶片210中的全部或一部分可以包括一个或多个应变计306。另外，或者在替代方案中，一个或多个应变计306可以联接到多个导向轮叶246中的相应导向轮叶和/或包含在其内。多个导向轮叶246中的全部或一部分可以包括一个或多个应变计306。另外，或者在替代方案中，在一些实施例中，一个或多个应变计306可以联接到发动机支撑结构308和/或包含在其内。发动机支撑结构308可以包括一个或多个支撑臂310，一个或多个支撑臂310将开式转子发动机200安装到飞行器100，和/或将开式转子发动机200支撑在安装位置，诸如从飞行器的机翼、机身或机尾。例如，如图3所示，开式转子发动机200可以以翼下构造安装。一个或多个支撑臂310可以包括在飞行器100和开式转子发动机200的发动机壳216之间延伸的一个或多个挂架。附加地或替代地，一个或多个支撑臂310包括将轴向定向的推力负载从发动机壳216传递到发动机支撑结构308的一个或多个推力支座。

一个或多个振动传感器302和/或一个或多个应变计306可以向计算系统700和/或条件监测系统300提供传感器数据。可以利用来自一个或多个振动传感器302和/或一个或多个应变计306的传感器数据来确定激励负载。计算系统700和/或状态监测系统300可以例如响应于至少部分地基于来自一个或多个振动传感器302和/或一个或多个应变计306的传感器数据确定的激励负载而向一个或多个可控部件提供控制命令。

仍然参考图3，开式转子发动机200可以包括确定多个翼型件402中的至少一个的周向位置的一个或多个位置指示器312。在一些实施例中，位置指示器312可以确定风扇组件208的周向位置和/或风扇组件208的一个或多个风扇叶片210的周向位置。一个或多个位置指示器312可以位于开式转子发动机200的任何合适位置。例如，位置指示器312可以绕风扇盘212、一个或多个风扇叶片210、动力齿轮箱242和/或LP轴240设置。可以使用任何合适的位置指示器，诸如接近传感器等。合适的接近传感器可以包括电磁接近传感器、光学接近传感器、超声波接近传感器、电容接近传感器、光电接近传感器、感应接近传感器和磁接近传感器。

位置指示器312可以向计算系统700和/或条件监测系统300提供指示一个或多个风扇叶片210的周向位置的传感器数据。周向位置可以用于将激励负载与一个或多个风扇叶片210的周向位置相关或关联。另外，或者在替代方案中，周向位置可以用于确定与一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246的周向位置相对应的不对称负载。计算系统700和/或条件监测系统300可以例如至少部分地基于对应于一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246的周向位置的激励负载(诸如非对称负载)向一个或多个可控部件提供控制命令。

在一些实施例中，开式转子发动机200可以包括确定一个或多个风扇叶片210的螺距角和/或一个或多个导向轮叶246的螺距角的一个或多个螺距角指示器314。一个或多个螺距角指示器314可以位于开式转子发动机200的任何合适位置。例如，一个或多个螺距角指示器314可以设置在风扇组件208周围。在一些实施例中，多个螺距角指示器314中的相应螺距角指示器可以确定多个风扇叶片210中的相应一个的螺距角。附加地或替代地，螺距角指示器314可以确定多个风扇叶片210中的相应风扇叶片的螺距角。附加地或替代地，一个或多个螺距角指示器314可以绕导向轮叶组件244设置。在一些实施例中，多个螺距角指示器314中的相应螺距角指示器可以确定多个导向轮叶246中的对应一个的螺距角。另外，或者在替代方案中，螺距角指示器314可以确定多个导向轮叶246中的相应导向轮叶的螺距角。

螺距角指示器314可以向计算系统700和/或条件监测系统300提供指示一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246的螺距角的传感器数据。可以至少部分地基于由相应螺距角指示器314确定的对应螺距角来确定激励负载，诸如非对称负载。另外，或者在替代方案中，激励负载(诸如不对称负载)可以至少部分地基于攻角和/或侧滑角来确定，例如，至少部分地基于来自攻角传感器114和/或侧滑角传感器116的数据来确定。计算系统700和/或条件监测系统300可以例如至少部分地基于一个或多个风扇叶片210的螺距角和/或一个或多个导向轮叶246的螺距角来向一个或多个可控部件提供控制命令。

如图3所示，一个或多个可控部件可包括一个或多个螺距改变组件400。螺距改变组件400可以改变一个或多个翼型件402的螺距角，例如一个或多个风扇叶片210的螺距角或一个或多个导向轮叶246的螺距角。多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角可以通过螺距改变组件400单独地和/或共同地改变。如图3的示例中所示，翼型件402未被包围在壳体内。未被包围在壳体内的翼型件402有时可以被称为“非管道式”翼型件402，或者被称为具有非管道式构造的翼型件402。非管道式翼型件402有时可以更简洁地称为翼型件402。改变一个或多个风扇叶片210的螺距角的螺距改变组件400有时可以被称为风扇叶片螺距改变组件404。风扇叶片螺距改变组件404可以单独地和/或共同地改变多个风扇叶片210中的相应风扇叶片的螺距角。改变一个或多个导向轮叶246的螺距角的螺距改变组件400有时可以被称为导向轮叶螺距改变组件406。导向轮叶螺距改变组件406可以单独地和/或共同地改变多个导向轮叶246中的相应导向轮叶的螺距角。

风扇叶片螺距改变组件404可以通过使相应的一个或多个风扇叶片210绕对应的风扇螺距轴线214旋转来改变一个或多个风扇叶片210的螺距角。一个或多个风扇叶片210的螺距角可以由风扇叶片螺距改变组件404调整，以增强和/或补偿作用在一个或多个翼型件402上的激励负载。例如，一个或多个风扇叶片210的螺距角可以由风扇叶片螺距改变组件404调整，以增强和/或补偿作用在一个或多个风扇叶片210上的激励负载，和/或增强和/或补偿作用在一个或多个导向轮叶246上的激励负载。另外，或者在替代方案中，一个或多个风扇叶片210的螺距角可以由风扇叶片螺距改变组件404调整，以增强和/或补偿作用在开式转子发动机200的一个或多个其他部分(诸如一个或多个轴承组件304(例如，前轴向轴承组件305)，和/或诸如发动机支撑结构308(例如，一个或多个支撑臂310))上的激励负载。

导向轮叶螺距改变组件406可以通过使相应的一个或多个导向轮叶246绕对应的导向轮叶轴线248旋转来改变一个或多个导向轮叶246的螺距角。一个或多个导向轮叶246的螺距角可以由导向轮叶螺距改变组件406调整，以增强和/或补偿作用在一个或多个翼型件402上的激励负载。例如，一个或多个导向轮叶246的螺距角可以由导向轮叶螺距改变组件406调整，以增强和/或补偿作用在一个或多个风扇叶片210上的激励负载，和/或增强和/或补偿作用在一个或多个导向轮叶246上的激励负载。另外，或者在替代方案中，一个或多个导向轮叶246的螺距角可以由导向轮叶螺距改变组件406调整，以增强和/或补偿作用在开式转子发动机200的一个或多个其它部分(诸如一个或多个轴承组件304(例如，前轴向轴承组件305)，和/或诸如发动机支撑结构308(例如，一个或多个支撑臂310))上的激励负载。

在一些实施例中，一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246的螺距角可以至少部分地被调整，以增强和/或补偿与一个或多个周向位置相对应的激励负载，诸如不对称负载。激励负载(诸如不对称负载)可以至少部分地基于来自一个或多个传感器110(诸如来自一个或多个空气动力学入射传感器112、一个或多个振动传感器302和/或一个或多个应变计306)的传感器数据来确定。在一些实施例中，可以至少部分地基于这种传感器数据结合来自一个或多个位置指示器312的数据来确定不对称负载。另外，或者在替代方案中，可以至少部分地基于传感器数据和周向位置之间的相关性来确定不对称负载。在一些实施例中，一个或多个致动器413可以在巡航飞行条件期间被致动到第一位置。第一位置可以对应于可在至少一些巡航飞行条件期间存在的激励负载，诸如不对称负载。另外，或者在替代方案中，一个或多个致动器413可以在以下条件中的至少一个期间被致动到第二位置：爬升飞行条件、下降飞行条件和起飞飞行条件。第二位置可以对应于可在至少一些爬升、下降和/或起飞飞行条件期间存在的激励负载，诸如不对称负载。

现在参考图4A-4H，进一步描述了示例性螺距改变组件400。图4A-4H示出了示例性螺距改变组件400的各种实施例和特征。应当理解，所示的实施例和特征可以在各种组合中互换使用。例如，如图4A中所示，螺距改变组件400(诸如风扇叶片螺距改变组件404)可以改变一个或多个翼型件402(诸如一个或多个风扇叶片210)的螺距角(θ)。例如，如图4B中所示，螺距改变组件400(诸如导向轮叶螺距改变组件406)可以改变一个或多个翼型件402(诸如一个或多个导向轮叶246)的螺距角(θ)。

如图4A-4H中所示，一个或多个翼型件402可以分别联接到对应的翼型件保持机构408。翼型件保持机构408可以具有任何合适的构造，该构造有助于保持相应的一个或多个翼型件402，同时允许相应的一个或多个翼型件402绕相应的风扇螺距轴线214或导向轮叶轴线248(图3)旋转，如适用。例如，翼型件保持机构408可以被构造为耳轴、托架、U形夹、支架等，以及这些的组合。这样的翼型件保持机构408可以包括相关联的安装硬件。保持风扇叶片210的翼型件保持机构408有时可以被称为风扇叶片保持机构410。保持导向轮叶246的翼型件保持机构408有时可以被称为导向轮叶保持机构412。

如图4A-4H中所示，螺距改变组件400可包括直接或间接联接到一个或多个翼型件保持机构408和/或一个或多个翼型件402的一个或多个致动器413。一个或多个致动器413可被致动以改变一个或多个翼型件402的螺距角(θ)。任何合适的致动器都可以包括在螺距改变组件400中，诸如提供线性和/或旋转移动的致动器。示例性致动器包括线性致动器、旋转致动器、液压致动器、气动致动器、电致动器、电动机、步进电动机、伺服电动机、梳状驱动器。一个或多个致动器413可以包括相关联的安装硬件、连杆等。

例如，如图4A和4B中所示，螺距改变组件400可以包括整体致动器组件414。整体致动器组件414可以包括共同地改变多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角的一个或多个整体致动器416。一个或多个整体致动器416可以通信联接到计算系统700。一个或多个整体致动器416可以响应于来自计算系统700的控制命令共同地改变多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角。来自计算系统700的控制命令可以使一个或多个整体致动器416共同地改变多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角，以增强和/或补偿激励负载，诸如不对称负载。例如，一个或多个整体致动器416可以根据来自计算系统700的至少部分地被配置为增强和/或补偿不对称负载的控制命令共同地改变多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角，对应于一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246的周向位置。

在一些实施例中，整体致动器组件414可以包括协调环418，协调环418将一个或多个整体致动器416的运动(诸如线性和/或旋转运动)共同地转换到多个翼型件402中的相应翼型件。一个或多个整体致动器416可以直接或间接联接到协调环418。另外，或者在替代方案中，多个翼型件402可以直接或间接联接到协调环418。协调环418可以通过一个或多个整体致动器416在一个或多个自由度上移动，以便共同地改变多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角。例如，协调环418可以相对于一个或多个自由度可移动，例如前后移动、上下移动、左右移动、俯仰、滚转或偏航，以及这些的组合。例如，如图4A和4B中所示，整体致动器组件414可以包括多个整体致动器416，诸如三个整体致动器416。然而，应当理解，可以提供任意数量的整体致动器416，包括例如一个、两个、三个或更多个整体致动器416。

协调环418可以限定俯仰平面420，并且一个或多个整体致动器416的移动可以相对于一个或多个这样的自由度转变俯仰平面420的取向。在一些实施例中，例如，如图4A和4B中所示，一个或多个整体致动器416可以例如相对于协调环418的俯仰和/或偏航转变协调环418。另外，或者在替代方案中，一个或多个整体致动器416可以相对于滚转自由度转变或旋转协调环418。不管协调环418可相对于其移动的特定自由度如何，协调环418的移动可以共同地改变多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角。

在一些实施例中，如图4A中所示，风扇组件208可相对于整体致动器组件414旋转。例如，如图所示，协调环418可以包括风扇轴承组件422。协调环可以包括向内协调环424和向外协调环426，并且风扇轴承组件422可以设置在向内协调环427和向外协调环426之间。风扇轴承组件422可以允许风扇组件208的转子部分211相对于风扇组件208的定子部分213旋转。向外协调环426可以通过风扇轴承组件422相对于向内协调环424旋转。向外协调环426可以限定风扇组件208的转子部分211的一部分。向内协调环424可以限定风扇组件208的定子部分213的一部分。在一些实施例中，协调环418可以限定风扇盘212的一部分。例如，向外协调环426可以限定风扇盘212的一部分。另外，或者在替代方案中，协调环418的向外部分可以联接到风扇盘212。

如图4A所示，对于改变多个风扇叶片210的螺距角的整体致动器组件414，整体致动器组件414可以例如通过一个或多个整体致动器416直接或间接联接到风扇组件208的定子部分213，诸如联接到风扇壳215。风扇叶片螺距改变组件404可以包括螺距角指示器314，螺距角指示器314确定与整体致动器组件414相关联的多个风扇叶片210的螺距角，例如与由整体致动器组件414施加的多个风扇叶片210的螺距角的改变相对应的螺距角。如图4B中所示，对于改变多个导向轮叶246的螺距角的整体致动器组件414，整体致动器组件414可以例如通过一个或多个整体致动器416直接或间接联接到核心发动机206，诸如联接到发动机壳216。导向轮叶螺距改变组件406可以包括螺距角指示器314，螺距角指示器314确定与整体致动器组件414相关联的多个风扇叶片210的螺距角，例如与由整体致动器组件414施加的多个导向轮叶246的螺距角的改变相对应的螺距角。

仍然参考图4A和4B，在一些实施例中，螺距改变组件400可以包括一个或多个单一致动器组件428。单一致动器组件428可以包括多个单一致动器430。多个单一致动器430中的相应单一致动器可以分别改变对应翼型件402的螺距角。多个单一致动器430可以通信地联接到计算系统700。多个单一致动器430可以分别响应于来自计算系统700的控制命令而改变对应翼型件402的螺距角。来自计算系统700的控制命令可以使相应的单一致动器430改变对应的翼型件402的螺距角，以增强和/或补偿与一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246的周向位置相对应的激励负载，例如不对称负载。单一致动器组件428可以包括确定与相应的单一致动器430相关联的对应翼型件402的螺距角(诸如与由单一致动器组件428施加的翼型件402的螺距角的改变相对应的螺距角)的一个或多个螺距角指示器314。

单一致动器430可以直接或间接联接到对应的翼型件402或翼型件保持机构408。另外，或者在替代方案中，单一致动器430可以直接或间接联接到协调环418，诸如联接到向外协调环426。例如，单一致动器430的第一端可以联接到翼型件402或翼型件保持机构408，并且单一致动器430的第二端可以联接到协调环418。在一些实施例中，如图4A中所示，单一致动器组件428可以包括多个连杆臂432，这些连杆臂432分别设置在协调环418(诸如向外协调环426)和对应的单一致动器430之间。例如，单一致动器430的第一端可以联接到翼型件402或翼型件保持机构408，并且单一致动器430的第二端可以联接到对应的连杆臂432。这种连杆臂432的第一端可以联接到单一致动器430的第二端，并且这种连杆臂432的第二端可以联接到协调环418。另外，或者在替代方案中，单一致动器组件428可以包括分别设置在对应的单一致动器430和对应的翼型件402或翼型件保持机构408之间的多个连杆臂432。例如，连杆臂432的第一端可以联接到翼型件402或翼型件保持机构408，并且连杆臂432的第二端可以联接到单一致动器430的第一端。

现在参考图4C和4D，进一步描述示例性单一致动器组件428。单一致动器组件428可以包括多个单一致动器430。图4C和4D分别示出了示例性单一致动器430。单一致动器430可以包括一个或多个致动器机构434。例如，图4C示出了具有一个致动器机构434的单一致动器430。作为另一个示例，图4D示出了具有多个致动器机构434(诸如第一致动器机构436和第二致动器机构438)的单一致动器。在一些实施例中，螺距改变组件400可以包括具有如图4C和/或4D中所示构造的多个单一致动器430的单一致动器组件428。例如，图4A中所示的螺距改变组件400和/或图4B中所示的螺距改变组件400可以包括如图4C和/或4D中所示构造的多个单一致动器430。另外，或者在替代方案中，例如，螺距改变组件400可以包括具有如图4C和/或4D中所示构造的多个单一致动器430的单一致动器组件428，而不需要整体致动器组件414。

在一些实施例中，例如，螺距改变组件400可以包括具有如图4D中所示构造的多个单一致动器430的单一致动器组件428，多个单一致动器430中的相应单一致动器对应于多个翼型件402中的相应翼型件。多个单一致动器430可以分别响应于来自计算系统700的控制命令而改变对应翼型件402的螺距角。在一些实施例中，来自计算系统700的控制命令可以使多个单一致动器430共同地改变多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角。例如，控制命令可以使与多个单一致动器430中的相应单一致动器相对应的多个航向致动器机构434(例如，多个第一致动器机构436)共同地改变多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角。例如，多个航向致动器机构434可以根据对应翼型件402相对于其螺距轴线(例如，风扇螺距轴线214或导向轮叶轴线248，如适用)的航向运动范围(诸如直到整个运动范围)来调整螺距角。另外，或者在替代方案中，控制命令可以使与相应单一致动器430相对应的多个精细致动器机构434中的一个或多个(例如，第二致动器机构438中的一个或多个)改变对应翼型件402的螺距角。例如，多个精细致动器机构434可以根据对应翼型件402相对于其螺距轴线(例如，风扇螺距轴线214或导向轮叶轴线248，如适用)的精细运动范围(诸如在部分运动范围内)来调整螺距角。

作为示例，参考图4A、4B和4D，在一些实施例中，第一致动器机构436可以提供对相应翼型件402的螺距角的航向调整。另外，或者在替代方案中，第二致动器机构438可以提供对相应翼型件402的螺距角的精细调整。提供对相应翼型件402的螺距角的航向调整的致动器机构434有时可以被称为航向致动器机构434。提供对相应翼型件402的螺距角的精细调整的致动器机构434有时可以被称为精细致动器机构434。

作为示例，航向致动器机构434(例如，图4D中所示的第一致动器机构436)可以具有对应于翼型件402相对于对应螺距轴线(例如，风扇螺距轴线214或导向轮叶轴线248，如适用)的粗略运动范围(诸如整个运动范围)的行程长度。另外，或者在替代方案中，航向致动器机构434可以具有对应于翼型件402相对于这种螺距轴线的运动范围的大约10％至大约100％(诸如大约10％至大约100％，诸如大约25％至大约100％，或诸如大约60％至大约100％)的行程长度。

作为进一步示例，精细致动器机构434(例如，图4D中所示的第二致动器机构438)可以具有对应于精细运动范围(诸如翼型件402相对于对应螺距轴线(例如，风扇螺距轴线214或导向轮叶轴线248，如适用)的部分运动范围)的行程长度。例如，精细致动器机构434可以具有对应于翼型件402相对于这种螺距轴线的运动范围的大约1％至大约40％(诸如大约1％至大约10％，诸如大约1％至大约25％，或诸如大约25％至大约40％)的行程长度。在一些实施例中，航向致动器机构434的行程长度和精细致动器机构434的行程长度可以共同对应于翼型件402相对于对应螺距轴线的整个运动范围。

现在参考图4E和4F，螺距改变组件400可以包括一个或多个致动器413和多个连杆臂432，一个或多个致动器413被构造为改变多个翼型件402中的相应翼型件的螺距角，多个连杆臂432通过致动一个或多个致动器413中的至少一个而分别可移动。多个连杆臂432中的相应连杆臂可以直接或间接联接到多个翼型件402中的对应一个。多个连杆臂432中的相应连杆臂可以具有不同于分别对应于多个翼型件402中的另一个的多个连杆臂432中的至少另一个的长度。可以至少部分地选择多个连杆臂432中的相应连杆臂的相应长度，以将对应连杆臂432的位移或运动范围定向到对应翼型件402绕翼型件402的螺距轴线(例如，风扇螺距轴线214或导向轮叶轴线248，如适用)的期望旋转包络。对应翼型件402的期望旋转包络可以不同于多个翼型件402中的至少另一个的旋转包络。期望的旋转包络可以包括螺距角范围、最大螺距角和/或期望的最小螺距角。另外，或者在替代方案中，期望的旋转包络可以包括绕翼型件402的螺距轴线的旋转速率，该旋转速率作为相应连杆臂432的位移的函数，和/或作为直接或间接联接到相应连杆臂432的对应一个或多个致动器413的位移的函数。在一些实施例中，例如，对应连杆臂432的长度可以提供分别不同的旋转包络，同时在多个翼型件402中的至少一些翼型件之间维持共同的螺距角范围。另外，或者在替代方案中，对应连杆臂432的长度可以在多个翼型件402中的至少一些翼型件之间提供分别不同的螺距角范围。

在一些实施例中，图4E和4F中所示的多个翼型件402可以包括风扇叶片210。在一些实施例中，图4E和4F中所示的多个翼型件402可以包括导向轮叶246。在一些实施例中，多个翼型件402可以在一个或多个致动器413的第一位置处在多个翼型件402中的相应翼型件之间具有一致螺距角，并且在一个或多个致动器413的第二位置处在多个翼型件402中的相应翼型件之间具有不一致螺距角。另外，或者在替代方案中，多个翼型件402可以在一个或多个致动器413的第一位置处在多个翼型件402中的相应翼型件之间具有第一不一致螺距角，并且在一个或多个致动器413的第二位置处在多个翼型件402中的相应翼型件之间具有第二不一致螺距角。

在一些实施例中，例如，取决于直接或间接联接到对应翼型件402的连杆臂432的长度，一个或多个单一致动器430可以为多个翼型件402中的相应翼型件提供分别不同的旋转包络。例如，多个翼型件402的分别不同的旋转包络可以通过具有共同行程长度的对应多个单一致动器430来实现。另外，或者在替代方案中，在一些实施例中，例如取决于直接或间接联接到对应翼型件402的连杆臂432的长度，一个或多个整体致动器416可以为多个翼型件402中的相应翼型件提供分别不同的旋转包络。在一些实施例中，螺距改变组件400可以包括具有相对于彼此长度不同的多个连杆臂432的单一致动器组件428。多个连杆臂432中的至少一些可以具有不同于多个连杆臂432中的至少另一个的长度。一个或多个致动器413可以分别包括直接或间接联接到多个翼型件402中的对应一个的单一致动器430。

在一些实施例中，一个或多个致动器413可以响应于作用在开式转子发动机200上的激励负载而被致动。激励负载可以包括对应于多个翼型件402中的相应翼型件的一个或多个周向位置的不对称负载，并且多个翼型件402中的对应翼型件的旋转包络可以至少部分地选择为至少部分地抵消(offset)不对称负载。另外，或者在替代方案中，在一些实施例中，一个或多个致动器413可以在巡航飞行条件期间被致动到第一位置。第一位置可以对应于可在至少一些巡航飞行条件期间存在的激励负载，诸如不对称负载。另外，或者在替代方案中，一个或多个致动器413可以在以下条件中的至少一个期间被致动到第二位置：爬升飞行条件、下降飞行条件和起飞飞行条件。第二位置可以对应于可在至少一些爬升、下降和/或起飞飞行条件期间存在的激励负载，诸如不对称负载。多个翼型件402中的相应翼型件的旋转包络可以至少部分地选择为允许一个或多个致动器413在巡航飞行条件期间被致动到第一位置，和/或在爬升飞行条件、下降飞行条件和/或起飞飞行条件期间被致动到第二位置。

在一些实施例中，螺距改变组件400可以包括整体致动器组件414、单一致动器组件428和长度彼此不同的多个连杆臂432。不同长度的多个连杆臂432可以分别联接到多个单一致动器430中的相应一个。在一些实施例中，螺距改变组件400可以包括整体致动器组件414和相对于彼此具有不同长度的多个连杆臂432，多个连杆臂432联接到多个翼型件402中的相应翼型件和/或联接到对应翼型件保持机构408。例如，螺距改变组件400可以包括相对于彼此具有不同长度的多个连杆臂432，替代或不具有单一致动器组件428。整体致动器组件可以包括协调环418，并且多个连杆臂432可以在协调环418和多个翼型件402中的对应一个之间延伸。

在一些实施例中，分别对应于反向设置的翼型件402的多个连杆臂432可以具有彼此不同的相应长度。例如，对应于具有水平向左取向的周向位置处(例如，九点钟位置处)的第一翼型件402的第一连杆臂432可以具有第一长度，第一长度不同于对应于具有水平向右取向的周向位置处(例如，三点钟位置处)的第二翼型件402的第二连杆臂432的第二长度。在一些实施例中，根据本文所述的螺距改变组件的任何一个或多个实施例，包括参考图4A-4D、4G和4H所述的那些实施例，可以以其他方式构造具有长度分别不同的这种多个连杆臂432的螺距改变组件400。另外，或者在替代方案中，在一些实施例中，反向设置的导向轮叶246可以具有分别不同的几何结构，其被构造为例如至少部分地抵消或补偿不对称负载。这种分别不同的几何结构可以包括分别不同的形状、尺寸、轮廓、弦长、弯度线、螺距角(例如，固定或标称螺距角)等。例如，具有水平向左取向(例如，九点钟位置)的第一导向轮叶246和具有水平向右取向(例如，三点钟位置)的第二导向轮叶246可以具有分别不同的几何结构，其被构造为至少部分地抵消或补偿不对称负载。

现在参考图4G和4H，进一步描述了示例性螺距改变组件400。如图4G和4H中所示，螺距改变组件400可以包括多个子组致动器组件440。多个子组致动器组件440中的相应子组致动器组件可以包括子组致动器442，子组致动器442改变对应于翼型件子组443的多个翼型件402的螺距角。翼型件子组443中的翼型件402的相应螺距角可以通过致动子组致动器442而共同地或作为一组改变。根据本文所述的螺距改变组件的任何一个或多个实施例，包括参考图4A-4F所述的那些实施例，可以以其他方式构造包括多个子组致动器组件440的螺距改变组件400。

对应于相应子组致动器组件440的子组致动器442可以响应于来自计算系统700的控制命令而改变翼型件402和对应子组的相应螺距角。来自计算系统700的控制命令可以使一个或多个子组致动器442改变这样的螺距角，以增强和/或补偿作用在开式转子发动机200上的激励负载，诸如对应于一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246的周向位置的不对称负载。

子组致动器442可以直接或间接联接到多个翼型件402或对应的翼型件保持机构408。可由直接或间接联接到其的子组致动器442操作的多个翼型件402可以限定翼型件子组443。在一些实施例中，子组致动器组件440可以包括设置在子组致动器442和相应翼型件子组443中的多个翼型件402之间的子组联接臂444。子组联接臂444可以被构造为至少部分地将相应翼型件子组443中的翼型件402直接或间接联接到对应的子组致动器442。例如，子组致动器442可以联接到子组联接臂444，并且子组联接臂可以直接或间接联接到相应翼型件子组443中的翼型件402。另外，或者在替代方案中，子组致动器442和/或子组联接臂444可以联接到对应于子组中的多个翼型件402中的相应翼型件的多个单一致动器430。例如，多个单一致动器430中的相应单一致动器的第一端可以分别联接到对应的翼型件402或翼型件保持机构408，并且多个单一致动器430中的相应单一致动器的第二端可以联接到对应的子组联接臂444。在一些实施例中，如图所示，多个连杆臂432可以分别设置在子组联接臂444和对应的单一致动器430之间。例如，这样的连杆臂432的第一端可以分别联接到对应的单一致动器430，并且这样的连杆臂432的第二端可以联接到子组联接臂444。

在一些实施例中，诸如图4G中所示，多个子组致动器442中的相应子组致动器可以直接或间接联接到协调环418，诸如向外协调环426。例如，子组致动器442的第一端可以联接到对应的子组联接臂444，并且子组致动器442的第二端可以联接到协调环418。在一些实施例中，诸如图4H中描绘的，对于改变对应于相应子组的多个导向轮叶246的螺距角的多个子组致动器组件440，多个子组致动器442可以直接或间接联接到核心发动机206，诸如联接到发动机壳216。

仍然参考图4G和4H，在一些实施例中，子组致动器组件440可以包括子组连杆臂446。如图4G中所示，子组连杆臂446可以设置在子组联接臂444和协调环418之间。例如，子组连杆臂446的第一端可以联接到子组联接臂444，并且子组连杆臂446的第二端可以联接到协调环418，诸如联接到向外协调环426。如图4H中所示，子组连杆臂446可以设置在子组联接臂444和核心发动机206之间。例如，子组连杆臂446的第一端可以联接到子组联接臂444，并且子组连杆臂446的第二端可以联接到核心发动机206，诸如发动机壳216。

将理解的是，作为示例而不是限制，图4A-4H中所示的螺距改变组件示意性地描绘了示例性实施例。事实上，本公开的各个方面可以用其他合适的螺距改变组件来实践。例如，在一些实施例中，螺距改变组件可以包括旋转斜盘机构。旋转斜盘机构可以控制风扇组件208的循环旋转和/或多个风扇叶片210的螺距角。

现在参考图5A和5B，将描述示例性翼型件激励控制模块500。如图5A和5B中所示，翼型件激励控制模块500可以包括一个或多个翼型件负载模型502。翼型件激励控制模块500可以接收一个或多个模块输入504。一个或多个模块输入504可以由一个或多个翼型件负载模型502用来提供一个或多个模块输出506。翼型件激励控制模块500可以确定作用在一个或多个翼型件402(诸如一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246)上的激励负载。另外，或者在替代方案中，翼型件激励控制模块500可以确定作用在开式转子发动机200的一个或多个其他部分上(例如作用在一个或多个轴承组件304上和/或作用在发动机支撑结构308上)的激励负载。激励负载可以包括不对称负载。

翼型件激励控制模块500可以至少部分地基于一个或多个模块输入504来确定激励负载。例如，一个或多个翼型件负载模型502可以利用一个或多个模块输入504来确定作用在一个或多个翼型件402上的激励负载。翼型件激励控制模块500可以例如至少部分地基于由一个或多个翼型件负载模型502确定的激励负载来提供模块输出506。模块输出506可以包括对一个或多个可控部件的控制命令，诸如被构造为改变一个或多个翼型件402的螺距角(诸如一个或多个风扇叶片210的螺距角和/或一个或多个导向轮叶246的螺距角)的控制命令。这样的控制命令可以增强和/或补偿作用在开式转子发动机200上(诸如作用在一个或多个翼型件402上(例如，作用在一个或多个风扇叶片210上和/或作用在一个或多个导向轮叶246上))的激励负载。另外，或者在替代方案中，这样的控制命令可以增强和/或补偿作用在开式转子发动机200的其他部分上(诸如作用在一个或多个轴承组件304上和/或作用在发动机支撑结构308上)的激励负载。

可由一个或多个翼型件负载模型502使用的示例性模块输入504包括由与飞行器100和/或一个或多个开式转子发动机200相关联的一个或多个传感器110生成或以其他方式提供的传感器数据508、由条件监测系统300生成或以其它方式提供的条件监测数据510、和/或由与飞行器100和/或一个或多个开式转子发动机200相关联的一个或多个电子控制器108(诸如电子发动机控制器、全权限数字发动机控制(FADEC)装置等)生成或以其他方式提供的电子控制器数据512。传感器数据508可以由一个或多个传感器110(诸如一个或多个空气动力学入射传感器112、一个或多个振动传感器302、一个或多个应变计306、一个或多个位置指示器312和/或一个或多个螺距角指示器314)生成或以其他方式提供。条件监测数据510可以包括与一个或多个开式转子发动机200相关联的基于振动的状态监测数据。条件监测数据和/或基于振动的条件监测数据可以包括传感器数据508(诸如来自一个或多个传感器110(诸如一个或多个空气动力学入射传感器112、一个或多个振动传感器302、一个或多个应变计306、一个或多个位置指示器312和/或一个或多个螺距角指示器314)的数据)，或者可以至少部分地基于传感器数据508来确定。电子控制器数据512可以包括与飞行器100和/或一个或多个开式转子发动机200的一个或多个操作条件相关联的数据。电子控制器数据512可以包括传感器数据508(诸如来自一个或多个传感器110(诸如一个或多个空气动力学入射传感器112、一个或多个振动传感器302、一个或多个应变计306、一个或多个位置指示器312和/或一个或多个螺距角指示器314)的数据)，或者可以至少部分地基于传感器数据508来确定。传感器数据508、条件监测数据510和/或电子控制器数据512可以对应于飞行器100和/或一个或多个开式转子发动机200的当前或先前操作时段，诸如当前飞行或其一部分，和/或一个或多个先前飞行和/或其一部分。

在一些实施例中，一个或多个翼型件负载模型502可以包括一个或多个翼型件螺距角控制模型514。翼型件螺距角控制模型514可以包括被构造为例如至少部分地基于一个或多个模块输入504来确定作用在一个或多个翼型件402上的激励负载的一个或多个模型、控制器、算法、查找表等。另外，或者在替代方案中，翼型件螺距角控制模型514可以包括被构造为确定从一个或多个翼型件402转移到开式转子发动机200的一个或多个其他部分(诸如转移到一个或多个轴承组件304和/或发动机支撑结构308)的激励负载的一个或多个模型、控制器、算法、查找表等。另外，或者在替代方案中，翼型件螺距角控制模型514可以包括被构造为例如至少部分地基于由翼型件螺距角控制模型514确定的激励负载来确定一个或多个模块输出506的一个或多个模型、控制器、算法、查找表等。由翼型件螺距角控制模型514确定的一个或多个模块输出506可以包括被构造为增强和/或补偿激励负载的控制命令。

在一些实施例中，一个或多个翼型件螺距角控制模型514可以包括一个或多个风扇叶片螺距角控制模型516。风扇叶片螺距角控制模型516可以包括被构造为例如至少部分地基于一个或多个模块输入504来确定作用在一个或多个风扇叶片210上的激励负载的一个或多个模型、控制器、算法、查找表等。另外，或者在替代方案中，风扇叶片螺距角控制模型516可以例如至少部分地基于作用在一个或多个风扇叶片210上的激励负载来确定一个或多个模块输出506。由风扇叶片螺距角控制模型516确定的一个或多个模块输出可以包括被构造为增强和/或补偿作用在一个或多个风扇叶片210上的激励负载的控制命令。例如，如下面将更详细地讨论的，响应于超过风扇叶片210、出口导向轮叶246或两者上的预定阈值的激励负载，风扇叶片螺距角控制模型516可以提供翼型件螺距设定点528、螺距改变控制命令530或两者，以缓解激励负载。

在一些实施例中，一个或多个翼型件螺距角控制模型514可以包括一个或多个导向轮叶螺距角控制模型518。导向轮叶螺距角控制模型518可以包括被构造为例如至少部分地基于一个或多个模块输入504来确定作用在一个或多个导向轮叶246上的激励负载的一个或多个模型、控制器、算法、查找表等。另外，或者在替代方案中，导向轮叶螺距角控制模型518可以例如至少部分地基于作用在一个或多个导向轮叶246上的激励负载来确定一个或多个模块输出506。由导向轮叶螺距角控制模型518确定的一个或多个模块输出可以包括被构造为增强和/或补偿作用在一个或多个导向轮叶246上的激励负载的控制命令。

在一些实施例中，一个或多个翼型件负载模型502可以包括一个或多个翼型件激励模型520。翼型件激励模型520可以包括被构造为确定一个或多个翼型件激励现象和/或对应于这种翼型件激励现象的激励负载的一个或多个模型、控制器、算法、查找表等。在一些实施例中，翼型件激励模型520可以至少部分地基于由一个或多个空气动力学入射传感器112(诸如一个或多个攻角传感器114和/或一个或多个侧滑角传感器116)生成的传感器数据来确定一个或多个翼型件激励现象和/或对应于这种翼型件激励现象的激励负载。另外，或者在替代方案中，翼型件激励现象和/或对应的激励负载可以至少部分地基于由一个或多个振动传感器302和/或一个或多个应变计306生成的传感器数据来确定。例如，如上所述，翼型件激励模型520可以是用于各种操作条件的查找表或一组查找表，其响应于模型输入504提供特定输出。

在一些实施例中，翼型件激励模型520可以包括被构造为确定一个或多个空气静力参数(诸如俯仰刚度、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩、升力等)的一个或多个模型、控制器、算法、查找表等。俯仰刚度可以由俯仰力矩与空气动力学入射矢量之比的导数来确定。

在一些实施例中，翼型件激励模型520可以由一个或多个翼型件螺距角控制模型514(诸如一个或多个风扇叶片螺距角控制模型516)和/或由一个或多个导向轮叶螺距角控制模型518使用。例如，作用在一个或多个风扇叶片210上的激励负载可以由风扇叶片螺距角控制模型516至少部分地基于翼型件激励模型520来确定。另外，或者在替代方案中，作用在一个或多个导向轮叶246上的激励负载可以由导向轮叶螺距角控制模型518至少部分地基于翼型件激励模型520来确定。另外，或者在替代方案中，风扇叶片螺距角控制模型516和/或导向轮叶螺距角控制模型518可以至少部分地基于翼型件激励模型520来确定一个或多个模块输出506。

在一些实施例中，翼型件激励模型520可以被构造为确定不对称负载。不对称负载可以对应于一个或多个翼型件402的一个或多个周向位置。不对称负载可以至少部分地基于由一个或多个空气动力学入射传感器112(诸如一个或多个攻角传感器114和/或一个或多个侧滑角传感器116)生成的传感器数据、由一个或多个振动传感器302生成的传感器数据、和/或由一个或多个应变计306生成的传感器数据来确定。这样的传感器数据可以与一个或多个翼型件402的周向位置相关。例如，可以至少部分地基于来自一个或多个位置指示器312的传感器数据来确定一个或多个翼型件402的周向位置，一个或多个位置指示器312确定风扇组件208的周向位置和/或风扇组件208的一个或多个风扇叶片210的周向位置。另外，或者在替代方案中，相应导向轮叶246的周向位置可以预先与对应的传感器110相关联。

在一些实施例中，一个或多个翼型件负载模型502可以包括一个或多个结构模型522。结构模型522可以确定与多个翼型件402相关联的一个或多个结构参数，诸如风扇叶片210和/或导向轮叶246的一个或多个结构参数。结构参数可以包括与形成多个翼型件402的一种或多种材料的一个或多个材料特性相关联的参数。另外，或者在替代方案中，结构参数可以包括与多个翼型件402的结构构造相关联的参数。结构参数可以包括与多个翼型件402响应于激励负载的行为相关联的参数，诸如应力、应变、偏转、弹性、刚度等。在一些实施例中，结构模型522和/或由结构模型522确定的一个或多个结构参数可以由一个或多个其他翼型件负载模型502(诸如一个或多个翼型件螺距角控制模型514)使用。

翼型件激励控制模块500可以例如至少部分地基于一个或多个翼型件负载模型502来提供模块输出506。模块输出506可以至少部分地基于以下中的至少一个来确定：风扇叶片螺距角控制模型516、导向轮叶螺距角控制模型518、翼型件激励模型520和结构模型522。模块输出506可以包括被构造为至少部分地基于一个或多个模块输入504和/或一个或多个翼型件负载模型502来控制开式转子发动机200的一个或多个可控部件的设定点、控制命令、模型参数等。模块输出506可以包括被构造为增强和/或补偿翼型件激励现象和/或与其相关联的激励负载的控制命令。翼型件激励现象可以包括自生激励和/或循环激励。与这种翼型件激励现象相关联的激励负载可以包括作用在一个或多个翼型件402、一个或多个轴承组件304和/或发动机支撑结构308上的不对称负载。

在一些实施例中，模块输出506可以包括翼型件螺距控制命令526。翼型件螺距控制命令526可以控制一个或多个翼型件402的螺距角，诸如一个或多个风扇叶片210的螺距角和/或一个或多个导向轮叶246的螺距角。翼型件螺距控制命令526可以包括翼型件螺距设定点528。翼型件螺距设定点528可以包括一个或多个翼型件402的螺距角的设定点，诸如一个或多个风扇叶片210的螺距角的设定点和/或一个或多个导向轮叶246的螺距角的设定点。一个或多个翼型件402的螺距角的设定点可以包括一个或多个整体致动器416的位置的设定点、一个或多个单一致动器430的位置的设定点、和/或一个或多个子组致动器442的位置的设定点。可以至少部分地基于一个或多个翼型件负载模型502来确定翼型件螺距设定点528。

另外，或者在替代方案中，在一些实施例中，翼型件螺距控制命令526可以包括螺距改变控制命令530。螺距改变控制命令530可以包括被构造为改变一个或多个翼型件402的螺距角(诸如一个或多个风扇叶片210的螺距角和/或一个或多个导向轮叶246的螺距角)的控制命令。螺距改变控制命令530可以包括被构造为改变一个或多个整体致动器416的位置、一个或多个单一致动器430的位置和/或一个或多个子组致动器442的位置的控制命令。可以至少部分地基于一个或多个翼型件负载模型502来确定螺距改变控制命令530。

在一些实施例中，翼型件负载模型502可以被构造为确定作用在一个或多个翼型件402上的不对称负载，诸如循环负载。循环负载可以包括nP负载，例如1P负载。模块输出506可以包括被构造为增强和/或补偿这种不对称和/或循环负载的控制命令。控制命令可以减小不对称负载和/或抵消不对称负载。例如，作用在一个或多个风扇叶片210上的不对称和/或循环负载可以通过改变一个或多个导向轮叶246的螺距角来至少部分地抵消。例如，作用在一个或多个风扇叶片210上的nP负载(诸如1P负载)可以通过改变一个或多个导向轮叶246的螺距角来至少部分地抵消。在一些实施例中，作用在周向位置处的一个或多个风扇叶片210上的nP负载(诸如1P负载)可以通过改变对应于一个或多个风扇叶片210的周向位置处的一个或多个导向轮叶246的螺距角来至少部分地抵消。例如，作用在对应于水平向左取向的周向位置处(例如，九点钟位置处)的风扇叶片210上的nP负载(诸如1P负载)可以通过改变具有对应水平向左取向的周向位置处(例如，九点钟位置处)的导向轮叶246的螺距角来至少部分地抵消。另外，或者在替代方案中，作用在对应于水平向右取向的周向位置处(例如，三点钟位置处)的风扇叶片210上的nP负载(诸如1P负载)可以通过改变具有对应水平向右取向的周向位置处(例如，三点钟位置处)的导向轮叶246的螺距角来至少部分地抵消。

另外，或者在替代方案中，作用在一个或多个翼型件402上的不对称和/或循环负载可以通过改变一个或多个分别反向设置的翼型件402(诸如一个或多个反向设置的风扇叶片210和/或一个或多个反向设置的导向轮叶246)的螺距角来至少部分地增强和/或补偿。例如，第一翼型件402和第二翼型件402可以反向设置，并且可以通过改变第一翼型件402和/或第二翼型件402的螺距角来增强和/或补偿作用在第一翼型件402和/或第二翼型件402上的不对称和/或循环负载。例如，第一翼型件402和/或第二翼型件402之间的不对称负载可以通过改变第一翼型件402和/或第二翼型件402的螺距角来至少部分地抵消。在一些实施例中，作用在一个或多个风扇叶片210上的nP负载(诸如1P负载)可以通过改变具有反向设置的周向位置的一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246的螺距角来至少部分地抵消。例如，作用在对应于水平向左取向的周向位置处(例如，九点钟位置处)的风扇叶片210上的nP负载(诸如1P负载)可以通过改变另一个风扇叶片210的螺距角和/或通过改变具有水平向右取向的周向位置处(例如，三点钟位置处)的导向轮叶246的螺距角来至少部分地抵消。另外，或者在替代方案中，作用在对应于水平向右取向的周向位置处(例如，三点钟位置处)的风扇叶片210上的nP负载(诸如1P负载)可以通过改变另一个风扇叶片210的螺距角和/或通过改变具有水平向左取向的周向位置处(例如，九点钟位置处)的导向轮叶246的螺距角来至少部分地抵消。

在一些实施例中，翼型件负载模型502可以被构造为确定自生负载，例如气动弹性负载和/或陀螺负载。模块输出506可以包括被构造为增强和/或补偿这种自生激励的控制命令。例如，作用在一个或多个翼型件402(例如，一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246)上的自生负载可以通过改变一个或多个翼型件402的螺距角来至少部分地减小和/或抵消。另外，或者在替代方案中，模块输出506可以包括发动机控制命令532。发动机控制命令532可以包括被构造为至少部分地基于来自翼型件激励控制模块500的模块输出506来改变开式转子发动机200的一个或多个操作参数的控制命令。发动机控制命令532可以包括被构造为改变开式转子发动机200的燃料流量设置和/或功率输出设置的控制命令。在一些实施例中，一个或多个发动机控制命令532可以使开式转子发动机200从翼型件激励现象和/或与其相关联的激励负载中恢复。发动机控制命令532可以至少部分地基于一个或多个翼型件负载模型502来确定。在一些实施例中，发动机控制命令532可以包括被构造为允许飞行器100和/或开式转子发动机200从自生负载(诸如气动弹性负载和/或陀螺负载)中恢复的控制命令，诸如为飞行器100提供推进的开式转子发动机200的减小的燃料流量设置和/或减小的功率输出设置。

在一些实施例中，模块输出506可以包括模型参数534。例如，翼型件激励模型520和/或结构模型522可以提供由风扇叶片螺距角控制模型516和/或导向轮叶螺距角控制模型518使用的一个或多个模型参数534。在一些实施例中，可以不时地(包括例如结合模型开发或训练序列周期性地)和/或实时地生成和/或更新、修改、调整等翼型件激励控制模块500，和/或对应于翼型件激励控制模件500的一个或多个翼型件负载模型502、模块输入504和/或模块输出506。

在一些实施例中，翼型件激励控制模块500可以包括模型训练器536。模型训练器536可以生成、更新、修改和/或调整一个或多个翼型件负载模型502，诸如风扇叶片螺距角控制模型516、导向轮叶螺距角控制模型518、翼型件激励模型520和/或结构模型522。示例性模型训练器536可以使用任何一种或多种不同的训练或学习技术，诸如误差的反向传播，其可以包括进行经过时间的截断反向传播。在一些实施例中，监督训练技术可以用于一组标记的训练数据。模型训练器536可以进行许多泛化技术(例如，重量衰减、脱落等)，以提高正在训练的翼型件激励控制模块500的泛化能力。

示例性模型训练器536可以包括机器学习模型538。模型训练器536可以利用一个或多个模块输入504作为输入，包括例如作为机器学习模型538的输入。模型训练器536可以输出一个或多个模型调整540。模型调整540可以包括新的翼型件负载模型502和/或对翼型件负载模型502的更新或调整，例如对已经包括在翼型件负载模型502中的设置、值和/或调度(schedule)的更新。另外，或者在替代方案中，模型调整540可以包括新的设置、值和/或调度，以与已经包括在翼型件负载模型502中的那些一起被包括或替代已经包括在翼型件负载模型502中的那些。

机器学习模型538可以使用任何合适的机器学习技术、操作机制或算法。机器学习模型538可以使用模式识别、计算学习、人工智能等来导出算法，该算法允许机器学习模型536生成和/或更新一个或多个翼型件负载模型502。机器学习模型538可以包括无监督或有监督的学习机制，包括半监督学习机制、主动学习机制、强化学习机制和/或表示学习机制。机器学习模型538可以利用神经网络、决策树、相关联规则、归纳逻辑算法、聚类分析算法等。

作为示例，图5A中所示的机器学习模型538可以包括神经网络。然而，示例性机器学习模型538可以包括任何其他合适的模型，包括线性判别分析模型、偏最小二乘判别分析模型，支持向量机模型、随机树模型、逻辑回归模型、贝叶斯模型、K近邻模型、二次判别分析模型、异常检测模型，增强和袋装决策树模型、人工神经网络模型、C4.5模型、k-均值模型及其组合。甚至还设想了另外的合适类型的机器或统计学习模型。还将理解，机器学习模型538可以单独使用某些数学方法，或者与一个或多个机器或统计学习模型组合使用某些数学方法。

除了输出模型调整540之外，在一些实施例中，机器学习模型538还可以输出置信度得分542，置信度得分542可以提供关于可归因于机器学习模型538的一个或多个输出的置信度水平的指示。置信度得分542可以用于例如设置误差容限，以由翼型件激励控制模块500在确定模型调整540时使用。例如，在低置信度得分542的情况下，翼型件激励控制模块500可以在确定模型调整540时考虑更保守或更宽的误差容限，而在高置信度得分542的情况下，翼型件激励控制模块500可以在确定模型调整540时允许更激进或更窄的误差容限。

现在参考图5B，进一步描述了示例性翼型件激励控制模块500。图5B中所示的翼型件激励控制模块500可以表示参考图5A描述的主题所包括的示例性实施例。另外，或者在替代方案中，图5B中所示的翼型件激励控制模块500可以包括参考图5A描述的特征中的任何一个或多个。翼型件激励控制模块500可以包括一个或多个翼型件负载模型502，其被构造为向一个或多个翼型件402提供翼型件螺距控制命令526，诸如翼型件螺距设定点528和/或螺距改变控制命令530，如例如参考图5A所述。如图所示，一个或多个翼型件负载模型502可以包括翼型件螺距角控制模型514。翼型件螺距角控制模型514可以包括风扇叶片螺距角控制模型516和/或导向轮叶螺距角控制模型518(图5A)。翼型件螺距角控制模型514可以向一个或多个翼型件402(诸如一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246)提供翼型件螺距控制命令526。

如图5B所示，在一些实施例中，翼型件螺距角控制模型514可以包括螺距角控制器550。螺距角控制器550可以确定一个或多个翼型件的螺距角设定点和/或提供控制命令，该控制命令被构造为例如至少部分地基于螺距角设定点来控制一个或多个翼型件402的螺距角。例如，螺距角控制器550可以确定多个翼型件402中的相应翼型件的翼型件螺距控制命令526。一个或多个翼型件402的螺距角可以由螺距角控制器550至少部分地基于传感器数据508来控制。附加地或替代地，螺距角控制器550可以至少部分地基于来自翼型件激励模型520的输入和/或来自结构模型522的输入来控制一个或多个翼型件402的螺距角。翼型件激励模型520和/或结构模型522可以至少部分地基于传感器数据508向翼型件螺距角控制模型514(诸如向螺距角控制器550)提供输入。

在一些实施例中，翼型件螺距角控制模型514可以包括螺距角基线调度器552。螺距角基线调度器552可以确定一个或多个翼型件402的螺距角的基线调度和/或提供被构造为控制一个或多个翼型件402的螺距角的控制命令。基线调度可以包括一个或多个翼型件402的螺距角的标称调度。在一些实施例中，基线调度可以包括螺距角设定点和/或控制命令，其被构造为至少部分地基于这种标称调度来改变一个或多个翼型件402(诸如所有翼型件402和/或翼型件402的子集或一组翼型件402)的螺距角。在一些实施例中，基线调度可以是预先确定的。另外，或者在替代方案中，螺距角基线调度器552可以至少部分地基于传感器数据508，和/或至少部分地基于来自翼型件激励模型520的输入，和/或来自结构模型522的输入来确定基线调度。可以至少部分地基于传感器数据508来确定来自翼型件激励模型520和/或结构模型522的这种输入。在一些实施例中，由螺距角控制器550确定的翼型件螺距控制命令526可以包括由螺距角基线调度器552确定的基线调度的改变。可以针对多个翼型件402中的一个或多个来确定基线调度的改变。

在一些实施例中，翼型件螺距角控制模型514可以包括翼型件组调度器554。翼型件组调度器554可以确定多个翼型件组556，和/或将多个翼型件402中的相应翼型件与多个翼型件组556中的相应一个相关联。相应翼型件组556可以包括一个或多个翼型件402，例如多个翼型件402。相应翼型件组556可以包括一个或多个风扇叶片210和/或一个或多个导向轮叶246。在一些实施例中，螺距角基线调度器552可以确定一个或多个翼型件组556的基线调度。另外，或者在替代方案中，翼型件组调度器554可以将基线调度与一个或多个翼型件组556相关联。在一些实施例中，螺距角控制器550可以向一个或多个翼型件组556提供翼型件螺距控制命令526。另外，或者在替代方案中，翼型件组调度器554可以将翼型件螺距控制命令526与一个或多个翼型件组556相关联。另外，或者在替代方案中，在一些实施例中，可以至少部分地基于翼型件组调度器554(诸如多个翼型件402中的相应翼型件402可以被分配到其的多个翼型件组556中的相应一个)来确定翼型件螺距控制命令526。例如，翼型件螺距控制命令526可以包括至少部分地基于由翼型件组调度器554确定的多个翼型件组556中的相应翼型件组确定的翼型件螺距设定点528和/或螺距改变控制命令530。

相应翼型件组556中的多个翼型件402可以包括周向相邻的翼型件402。另外，或者在替代方案中，相应翼型件组556中的多个翼型件402可以包括位于反向设置的周向位置(诸如周向相对位置和/或近似周向相对位置)处的翼型件402。这种反向设置的周向位置可以包括彼此周向间隔开大约π-弧度(诸如π-弧度+/-(1/2)-π-弧度，诸如π–弧度+/-(1/3)-π-弧度，诸如π-弧度+/-(1/4)-π-弧度，或诸如π-弧度+/-(1/6)-π-弧度)的位置。

在一些实施例中，翼型件组调度器554可以增强翼型件402在多个翼型件组556中的相应翼型件组之间的分配。例如，翼型件组调度器554可以改变(例如，增加和/或减少)分配给相应翼型件组556的翼型件402的数量，和/或将翼型件402分配给不同的翼型件组551。另外，或者在替代方案中，翼型件组调度器554可以改变(例如，增加和/或减少)翼型件组556的数量。在一些实施例中，例如，翼型件组调度器554可以至少部分地基于周向位置将多个风扇叶片210中的相应风扇叶片与多个导向轮叶246中的相应导向轮叶相关联。当相应风扇叶片210绕风扇组件208的纵向轴线202旋转时，相应风扇叶片210可以与多个导向轮叶246中的分别不同的导向轮叶相关联。

仍然参考图5B，翼型件螺距控制命令526可以包括提供给所有翼型件402(诸如所有风扇叶片210和/或所有导向轮叶246)的集中控制命令558。另外，或者在替代方案中，翼型件螺距控制命令526可以包括提供给一组翼型件402(诸如一组风扇叶片210、一组导向轮叶246、或一组风扇叶片210和导向轮叶246)的组控制命令560。组控制命令560可以被提供给多个翼型件组556中的相应翼型件组。另外，或者在替代方案中，翼型件螺距控制命令526可以包括提供给单独翼型件402(诸如风扇叶片210或导向轮叶246)的单一控制命令562。单一控制命令562可以被提供给多个翼型件402中的相应翼型件。

在一些实施例中，集中控制命令558可以被构造为致动一个或多个航向致动器机构434(例如，图4D中所示的第一致动器机构436)。另外，或者在替代方案中，组控制命令560可以被构造为致动一个或多个航向致动器机构434。另外，或者在替代方案中，单一控制命令562可以被构造为致动一个或多个精细致动器机构434(例如，图4D中所示的第二致动器机构438)。

翼型件激励控制模块500使用的传感器数据508可以包括气流传感器数据564。气流传感器数据564可以包括来自一个或多个空气动力学入射传感器112的数据。另外，或者在替代方案中，传感器数据508可以包括振动传感器数据566。振动传感器数据566可以包括来自一个或多个振动传感器302的数据。另外，或者在替代方案中，传感器数据508可以包括应变计数据568。应变计数据568可以包括来自一个或多个应变计306的数据。另外，或者在替代方案中，传感器数据508可以包括位置指示器数据570。位置指示器数据570可以包括来自一个或多个位置指示器312的数据。传感器数据508(诸如气流传感器数据564、振动传感器数据566、应变计数据568和/或位置指示器数据570)可由翼型件激励控制模块500用来提供如本文所述的翼型件螺距控制命令526。

在一些实施例中，例如由螺距角基线调度器552和/或螺距角控制器550确定的翼型件螺距控制命令526可以对应于绕风扇组件208的纵向轴线202的一个或多个周向位置。例如，多个风扇叶片210的翼型件螺距控制命令526可以包括翼型件螺距设定点528和/或螺距改变控制命令530(图5A)，其被构造为当相应风扇叶片210绕风扇组件208的纵向轴线202旋转时增强多个风扇叶片210相对于周向位置的螺距角。多个风扇叶片210的螺距角可以根据由螺距角基线调度器552确定的基线调度和/或根据由螺距角控制器550确定的基线调度的改变而相对于周向位置增强。另外，或者在替代方案中，多个风扇叶片210的螺距角可以根据螺距角设定点和/或控制命令而增强，而不参考基线调度。

作为另一个示例，多个导向轮叶246的翼型件螺距控制命令526可以包括翼型件螺距设定点528和/或螺距改变控制命令530(图5A)，其被构造为针对多个导向轮叶246相对于风扇组件208的纵向轴线202的分别不同的周向位置提供不同螺距角。多个导向轮叶246相对于周向位置的不同螺距角可以根据由螺距角基线调度器552确定的基线调度和/或根据由螺距角控制器550确定的基线调度的改变来提供。另外，或者在替代方案中，多个导向轮叶246的不同螺距角可以根据螺距角设定点和/或控制命令来提供，而不参考基线调度。

在一些实施例中，多个翼型件402(例如，多个风扇叶片210和/或多个导向轮叶246)的翼型件螺距控制命令526可以在反向设置的周向位置(诸如周向相对位置和/或近似周向相对位置)之间提供分别不同的螺距角。这种反向设置的周向位置可以包括彼此周向间隔开大约π-弧度(诸如π-弧度+/-(1/2)-π-弧度，诸如π-弧度+/-(1/3)-π-弧度，诸如π-弧度+/-(1/4)-π-弧度，或诸如π-弧度+/-(1/6)-π-弧度)的位置。例如，第一翼型件402(例如，第一风扇叶片210或第一导向轮叶246)的螺距角可以大于与这种第一翼型件402反向设置的第二翼型件402(例如，第二风扇叶片210或第二导向轮叶246)的螺距角。例如，相对于一个或多个第一周向位置，第一翼型件402可以具有比第二翼型件402更大的螺距角。另外，或者在替代方案中，例如，相对于一个或多个第二周向位置，第一翼型件402可以具有比第二翼型件402的螺距角更小的螺距角。

作为示例，第一翼型件402可以具有对应于大约水平向左取向(例如，九点钟位置)的周向位置，并且第二翼型件402可以具有对应于大约水平向右取向(例如，三点钟位置)的周向位置。水平向左取向可以是从大约七点钟位置到大约十一点钟位置，诸如从大约八点钟位置到大约十点钟位置。水平向右取向可以是从大约一点钟位置到大约五点钟位置，诸如从大约两点钟位置到大约四点钟位置。作为另一示例，第一翼型件402可以具有对应于大约竖直向上取向(例如，十二点钟位置)的周向位置，并且第二翼型件402可以具有对应于大约竖直向下取向(例如，六点钟位置)的周向位置。竖直向上取向可以是从大约十点钟位置到大约二点钟位置，诸如从大约十一点钟位置到大约一点钟位置。竖直向下位置可以是从大约四点钟位置到大约八点钟位置，诸如从大约五点钟位置到大约七点钟位置。关于多个风扇叶片210，第一风扇叶片210和/或第二风扇叶片210可以在多个风扇叶片210绕风扇组件208的纵向轴线旋转时在对应时间点分别呈现这样的周向位置。关于多个导向轮叶246，第一导向轮叶246和/或第二导向轮叶246可以固定在绕风扇组件208的纵向轴线的相应周向位置处。值得注意的是，短语“从X点钟位置到Y点钟位置”包括“在X点钟和Y点钟之间”。

在一些实施例中，举例说明，对于逆时针旋转(从后参考点观察)的风扇组件208，与多个风扇叶片210中的反向设置的一个相比，翼型件螺距控制命令526可以使多个风扇叶片210中的相应风扇叶片在对应于大约水平向左取向(例如，9点钟位置)的周向位置处呈现相对较小的螺距角。与多个风扇叶片210中的反向设置的一个相比，翼型件螺距控制命令526可以使多个风扇叶片210中的相应风扇叶片在对应于大约水平向右取向(例如，3点钟位置)的周向位置处呈现相对较大的螺距角。

另外，或者在替代方案中，例如，当从大约向上竖直取向旋转到大约向下竖直位置时，与多个风扇叶片210中的反向设置的一个相比，翼型件螺距控制命令526可以使多个翼型件402中的相应翼型件在对应于从大约向上竖直取向(例如，12点钟位置)到大约向下竖直位置(例如，6点钟位置)的周向位置处呈现相对较小的螺距角。当相应风扇叶片210具有从大约向下竖直位置(例如，6点钟位置)到大约向上竖直取向(例如，12点钟位置)的周向位置时，例如，当从大约向下竖直位置旋转到大约向上竖直取向时，与多个风扇叶片210中的反向设置的一个相比，翼型件螺距控制命令526可以使多个风扇叶片210中的相应风扇叶片呈现相对较大的螺距角。

另外，或者在替代方案中，当从对应于大约水平向左取向(例如，9点钟位置)的周向位置旋转到对应于大约水平向右取向的周向位置时，与多个风扇叶片210中的反向设置的一个相比，翼型件螺距控制命令526可以使多个风扇叶片210中的相应风扇叶片的螺距角增大。翼型件螺距控制命令526可以将多个风扇叶片210中的相应风扇叶片提供到水平向右取向(例如，3点钟位置)。当从对应于大约水平向右取向(例如，3点钟位置)的周向位置旋转到对应于大约水平向左取向(例如，9点钟位置)的周向位置时，翼型件螺距控制命令526可以使多个风扇叶片210中的相应风扇叶片的螺距角减小。

在一些实施例中，多个翼型件402(例如，多个风扇叶片210和/或多个导向轮叶246)的翼型件螺距控制命令526可以包括螺距角设定点和/或控制命令，其被构造为增强和/或补偿翼型件激励现象和/或与其相关联的激励负载，诸如对应于相应翼型件402的一个或多个周向位置的不对称负载。例如，翼型件螺距控制命令526可以补偿相应翼型件402的一个或多个周向位置之间的不同激励负载。在一些实施例中，多个翼型件402(例如，多个风扇叶片210和/或多个导向轮叶246)的翼型件螺距控制命令526可以在反向设置的周向位置(例如，周向相对位置和/或近似周向相对位置)之间提供分别不同的螺距角，并且可以至少部分地确定分别不同的螺距角以增强和/或补偿这种反向设置的周向位置之间的相应激励负载。

在一些实施例中，多个导向轮叶246的翼型件螺距控制命令526可以增强和/或补偿作用在多个风扇叶片210中的一个或多个上的激励负载。在一些实施例中，翼型件螺距控制命令526可以包括至少部分地基于作用在多个风扇叶片210中的对应一个或多个上的激励负载确定的多个导向轮叶246中的一个或多个的螺距角设定点和/或控制命令。多个风扇叶片210中的对应一个或多个可以位于与多个导向轮叶246中的相应一个相对应的周向位置处。另外，或者在替代方案中，多个风扇叶片210中的对应一个可以位于反向设置的周向位置(诸如周向相对位置和/或近似周向相对位置)处。例如，相应导向轮叶246的螺距角可以至少部分地补偿和/或抵消作用在相对于相应导向轮叶246位于反向设置的周向位置处的风扇叶片上的激励负载。这种反向设置的周向位置可以包括彼此周向间隔开大约π-弧度(诸如π-弧度+/-(1/2)-π-弧度，诸如π–弧度+/-(1/3)-π-弧度，诸如π-弧度+/-(1/4)-π-弧度，或诸如π-弧度+/-(1/6)-π-弧度)的位置。

例如，翼型件螺距控制命令526可以包括位于与大约水平向左取向(例如，九点钟位置)相对应的周向位置处的第一导向轮叶246的螺距角设定点和/或控制命令，并且螺距角设定点和/或控制命令可以至少部分地基于作用在位于与大约水平向右取向(例如，三点钟位置)相对应的周向位置处的第一风扇叶片210上的激励负载来确定。第一导向轮叶246的螺距角设定点和/或控制命令可以至少部分地被确定，以补偿和/或抵消作用在第一风扇叶片210上的负载。翼型件螺距控制命令526可以包括位于与大约水平向右取向(例如，三点钟位置)相对应的周向位置处的第二导向轮叶246的螺距角设定点和/或控制命令，并且螺距角设定点和/或控制命令可以至少部分地基于作用在位于与大约水平向左取向(例如，九点钟位置)相对应的周向位置处的第二风扇叶片210上的激励负载来确定。第二导向轮叶246的螺距角设定点和/或控制命令可以至少部分地被确定，以补偿和/或抵消作用在第二风扇叶片210上的负载。水平向左取向可以是从大约七点钟位置到大约十一点钟位置，诸如从大约八点钟位置到大约十点钟位置。水平向右取向可以是从大约一点钟位置到大约五点钟位置，诸如从大约两点钟位置到大约四点钟位置。

作为另一个示例，翼型件螺距控制命令526可以包括位于对应于大约竖直向上取向(例如，十二点钟位置)的周向位置处的第三导向轮叶246的螺距角设定点和/或控制命令，并且螺距角设定点和/或控制命令可以至少部分地基于作用在位于与大约竖直向下取向(例如，六点钟位置)相对应的周向位置处的第三风扇叶片210上的激励负载来确定。第三导向轮叶246的螺距角设定点和/或控制命令可以至少部分地被确定，以补偿和/或抵消作用在第三风扇叶片210上的负载。翼型件螺距控制命令526可以包括位于与大约竖直向下取向(例如，六点钟位置)相对应的周向位置处的第四导向轮叶246的螺距角设定点和/或控制命令，并且螺距角设定点和/或控制命令可以至少部分地基于作用在位于与大约竖直向上取向(例如，十二点钟位置)相对应的周向位置处的第四风扇叶片210上的激励负载来确定。第四导向轮叶246的螺距角设定点和/或控制命令可以至少部分地被确定，以补偿和/或抵消作用在第四风扇叶片210上的负载。竖直向上取向可以是从大约十点钟位置到大约二点钟位置，诸如从大约十一点钟位置到大约一点钟位置。竖直向下位置可以是从大约四点钟位置到大约八点钟位置，诸如从大约五点钟位置到大约七点钟位置。当多个风扇叶片210绕风扇组件208的纵向轴线旋转时，相应风扇叶片210可以在对应时间点呈现这样的周向位置。相应导向轮叶246可以绕风扇组件208的纵向轴线固定在相应周向位置。下面参考图5B描述一个或多个示例。

现在参考图6，将描述示例性传感器数据508。图6示出了作为时间的函数的传感器数据508的传感器值600。图6中所示的传感器数据508可以对应于一个或多个传感器110中的任何传感器。在一些实施例中，图6中所示的传感器数据508可以包括来自一个或多个振动传感器302的振动传感器数据566。另外，或者在替代方案中，图6中所示的传感器数据508可以包括来自一个或多个应变计306的应变计数据568。如图6所示，传感器数据508可以呈现作为时间的函数的传感器值600的变化。传感器值600的变化可以指示翼型件激励现象，诸如自生激励(例如，气动弹性激励和/或陀螺激励)。例如，传感器值600的变化可以指示可归因于风扇组件208的翼型件颤振。另外，或者在替代方案中，传感器数据508可以呈现指示标称操作条件的传感器值600。翼型件激励现象(诸如自生激励)可以至少部分地基于传感器值600在参考系(诸如时间间隔)上的幅度和/或幅度变化来与标称操作条件区分开。另外，或者在替代方案中，翼型件激励现象可以至少部分地基于传感器值600在参考系(诸如时间间隔)上的频率和/或频率变化来与标称操作条件区分开。

例如，图6示出了第一传感器数据值602和第二传感器数据值604。如图所示，第一传感器数据值602可以具有小于阈值的第一幅度606。小于阈值的第一幅度606可以指示第一传感器数据值对应于标称操作条件。同样如图所示，第二传感器数据值604可以具有大于阈值的第二幅度608。大于阈值的第二幅度608可以指示第二传感器数据值604对应于翼型件激励现象，诸如自生激励(例如，气动弹性激励和/或陀螺激励)。另外，或者在替代方案中，翼型件激励现象可以至少部分地基于传感器值600在参考系(诸如时间间隔)上的斜率来与标称操作条件区分开。例如，图6中所示的第二传感器数据值604呈现超过阈值的斜率(θ)610。第二传感器数据值604的斜率(θ)610大于阈值可以指示第二传感器数据值604对应于翼型件激励现象，诸如自生激励(例如，气动弹性激励和/或陀螺激励)。

在一些实施例中，翼型件负载模型502(诸如翼型件激励模型520(图5A和5B))可以至少部分地基于传感器值600的幅度(例如，第二幅度608)和/或斜率(θ)610(例如如图6中所示)来确定翼型件激励现象。翼型件负载模型502可以至少部分地基于翼型件激励现象来提供一个或多个模型输出506，翼型件激励现象诸如至少部分地基于传感器值600的幅度(例如，第二幅度608)和/或斜率(θ)610来确定。例如，模型输出可以包括翼型件螺距控制命令526和/或发动机控制命令532。在一些实施例中，翼型件螺距控制命令526可以减少、抵消、补偿和/或补救翼型件激励现象。例如，在一些实施例中，一个或多个翼型件402的螺距角的变化可以减少、抵消、补偿和/或补救这样的翼型件激励现象。另外，或者在替代方案中，翼型件激励现象可以至少部分地通过一个或多个发动机控制命令532来减少、抵消、补偿和/或补救。例如，一个或多个发动机控制命令532可以改变开式转子发动机200的一个或多个操作参数，诸如燃料流量设置和/或功率输出设置。开式转子发动机200的一个或多个操作参数的改变可以至少部分地通过提供与风扇组件208(例如，多个风扇叶片210)和/或导向轮叶组件244(例如，多个导向轮叶246)的固有共振频率的分离来减少、抵消、补偿和/或补救翼型件激励现象。另外，或者在替代方案中，开式转子发动机200的一个或多个操作参数的改变可以至少部分地通过相对于风扇组件208(例如，多个风扇叶片210)和/或导向轮叶组件244(例如，多个导向轮叶246)抵消和/或补偿不对称负载来减少、抵消、补偿，和/或补救翼型件激励现象。

现在参考图7，进一步描述了示例性计算系统700。示例性计算系统700可用于监测和/或控制飞行器100的各种特征，诸如开式转子发动机200的各种特征，如本文所述。根据本公开，计算系统700可以进行任何期望的控制操作，诸如参考图5A和5B描述的那些操作。

如图7所示，示例性计算系统700可以包括电子控制器108，例如电子发动机控制器、全权限数字发动机控制(FADEC)装置等。电子控制器108可以包括被构造为进行指定的控制操作的一个或多个计算装置702。一个或多个计算装置702可以相对于一个或多个开式转子发动机200位于本地或远程。控制操作可以包括确定、生成、传输和/或接收模块输入504。例如，控制操作可以包括确定、生成、传输和/或接收来自一个或多个传感器110的传感器数据508。另外，或者在替代方案中，控制操作可以包括确定、生成、传输和/或接收模块输出506。例如，控制操作可以包括例如至少部分地基于模块输入504(诸如传感器数据508)来确定、生成、传输和/或接收翼型件螺距控制命令526。模块输出506和/或翼型件螺距控制命令526可以被传输到一个或多个可控部件，诸如一个或多个螺距改变组件400(例如，风扇叶片螺距改变组件404和/或导向轮叶螺距改变组件406)。

计算装置702可以与一个或多个传感器110和/或与一个或多个可控部件(诸如一个或多个螺距改变组件400)通信联接。计算装置702可以包括一个或多个控制模块704，其被构造为使得电子控制器108例如至少部分地基于一个或多个模型、查找表等来进行一个或多个控制操作。

一个或多个计算装置702可以包括一个或多个处理器706和一个或多个存储器装置708。一个或多个处理器706可以包括任何合适的处理装置，诸如微处理器、微控制器、集成电路、逻辑装置和/或其他合适的处理装置。一个或多个存储器装置708可以包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非暂时性计算机可读介质、RAM、ROM、硬盘驱动器、闪存驱动器和/或其他存储器装置708。一个或多个控制模块704可以至少部分地由一个或多个处理器706和/或一个或多个存储器装置708实施。

如本文所用，术语“处理器”和“计算机”以及相关术语，诸如“处理装置”和“计算装置”，不仅限于本领域中称为计算机的那些集成电路，而是广泛地指微控制器、微型计算机、可编程逻辑控制器(PLC)、专用集成电路以及其它可编程电路，并且这些术语在本文中可互换地使用。存储器装置708可以包括但不限于非暂时性计算机可读介质(诸如随机存取存储器(RAM))和计算机可读非易失性介质(诸如硬盘驱动器、闪存和其他存储器装置)。替代地，也可以使用软盘、光盘只读存储器(CD-ROM)、磁光盘(MOD)和/或数字通用盘(DVD)。

如本文所用，术语“非暂时性计算机可读介质”旨在表示以任何方法或技术实施的用于短期和长期存储信息(诸如，计算机可读指令、数据结构、程序模块和子模块，或任何装置中的其他数据)的任何有形的基于计算机的装置。本文所描述的方法可以被编码为体现在有形的、非暂时性计算机可读介质(包括但不限于存储装置和/或存储器装置)中的可执行指令。这种指令在由处理器执行时，使处理器进行本文所描述的方法的至少一部分。此外，如本文所用，术语“非暂时性计算机可读介质”包括所有有形的计算机可读介质，包括但不限于非暂时性计算机存储装置，包括但不限于易失性和非易失性介质、可移动和不可移动介质(诸如固件、物理和虚拟存储装置、CD-ROM、DVD)、以及任何其他数字源(诸如网络或互联网，以及尚未开发的数字手段)，唯一的例外是瞬态传播信号。

一个或多个存储器装置708可以存储可由一个或多个处理器706访问的信息，包括可以由一个或多个处理器706执行的计算机可执行指令710。指令710可以包括当由一个或多个处理器706执行时使一个或多个处理器706进行操作(包括控制操作)的任何指令集。一个或多个存储器装置708可以存储可由一个或多个处理器706访问的数据712，诸如与飞行器100、一个或多个开式转子发动机200和/或与其相关联的一个或多个电子控制器108相关联的数据。数据712可以包括传感器数据508。数据712可以包括当前或实时数据712、过去数据712或其组合。数据712可以被存储在数据库714中。数据712还可以包括与飞行器100、一个或多个开式转子发动机200和/或与其相关联的一个或多个电子控制器108相关联的其他数据集、参数、输出、信息。

一个或多个计算装置702还可以包括通信接口716，其被构造为经由有线或无线通信线路718与通信网络118上的各种节点通信。通信接口716可以包括用于与一个或多个网络接口的任何合适的部件，包括例如发射器、接收器、端口、控制器、天线和/或其他合适的部件。通信网络118可以包括例如局域网(LAN)、广域网(WAN)、SATCOM网络、VHF网络、HF网络、Wi-Fi网络、WiMAX网络、gatelink网络和/或用于通过通信线路718向计算装置702传输消息和/或从计算装置702传输消息的任何其他合适的通信网络118。通信网络118的通信线路718可以包括数据总线，或有线和/或无线通信链路的组合。

例如，一个或多个电子控制器108可以通过通信网络118与飞行器100的一个或多个部件和/或与一个或多个开式转子发动机200的一个或多个部件通信联接，一个或多个电子控制器108可以与该一个或多个部件通信。例如，一个或多个电子控制器108可以与一个或多个传感器110(诸如一个或多个空气动力学入射传感器112)通信联接。另外，或者在替代方案中，一个或多个电子控制器108可以与一个或多个振动传感器302、一个或多个应变计306、一个或多个位置指示器312、和/或一个或多个螺距角指示器314通信联接。另外，或者在替代方案中，一个或多个电子控制器108可以与一个或多个可控部件(诸如与螺距改变组件相关联的一个或多个致动器)通信联接。例如，一个或多个电子控制器108可以与一个或多个整体致动器416、一个或多个单一致动器430和/或一个或多个子组致动器442通信联接。另外，或者在替代方案中，一个或多个电子控制器108可以与一个或多个燃料阀258通信联接。

计算系统700可以包括管理系统120，管理系统120相对于飞行器100和/或一个或多个开式转子发动机200位于本地或远程。管理系统120可以包括服务器720和/或数据仓库722。作为示例，数据712的至少一部分可以存储在数据仓库722中，并且服务器720可以将数据712从数据仓库722传输到一个或多个计算装置702，和/或从一个或多个计算装置702接收数据712，并将接收到的数据712存储在数据仓库722中用于进一步目的。服务器720和/或数据仓库722可以被实施为一个或多个计算装置702的一部分和/或管理系统120的一部分。计算系统700还可以包括用户接口122，用户接口122被构造为允许用户例如通过通信接口716与计算系统700的各种特征交互。通信接口716可以允许一个或多个计算装置702与与飞行器100、一个或多个开式转子发动机200、管理系统120和/或用户接口122相关联的各种节点通信。

现在参考图8，描述了操作开式转子发动机200的示例性方法800。除了操作开式转子发动机200之外，或替代操作开式转子发动机200，参考图8描述的示例性方法800可用于操作螺距改变组件400(例如，风扇叶片螺距改变组件404和/或导向轮叶螺距改变组件406)，诸如参考图4A-4H描述的那些。另外，或者在替代方案中，参考图8描述的示例性方法800可以用于操作翼型件激励控制模块500和/或其一个或多个翼型件负载模型502，诸如参考图5A-5B描述的那些。另外，或者在替代方案中，参考图8描述的示例性方法800可以用于操作计算系统700和/或一个或多个电子控制器108，诸如参考图7描述的那些。

如图8所示，示例性方法800可以包括，在框802处，至少部分地基于传感器数据来确定作用在开式转子航空发动机上的激励负载。在框804处，示例性方法800可以包括至少部分地基于激励负载来确定翼型件螺距控制命令。翼型件螺距控制命令可以被构造为使致动器改变开式转子航空发动机的多个非管道式翼型件中的至少一个的螺距角。在框806处，示例性方法800可以包括将翼型件螺距控制命令输出到一个或多个致动器。一个或多个致动器可以被致动以改变多个非管道式翼型件中的至少一个的螺距角。翼型件螺距控制命令可以被构造为增强和/或补偿作用在开式转子航空发动机上的激励负载。

从本公开中可以理解，提供了开式转子发动机(诸如燃气涡轮发动机)的各种实施例。这些实施例中的某些实施例可以是非管道式单转子燃气涡轮发动机或管道式涡轮风扇发动机。管道式涡轮风扇发动机的示例可以在2020年3月6日提交的美国专利申请第16/811,368号(作为美国专利申请公开第2021/0108597号公布)中找到(图10，第[0062]段等；包括围绕旋转元件20的翼型件叶片21和围绕静止元件30的轮叶31的环形风扇壳13；并且包括第三流/风扇管道73(图10中所示，在整个申请中广泛描述))。下面讨论这些实施例中的一个或多个的各种附加方面。这些示例性方面可以与上面关于附图讨论的示例性开式转子发动机中的一个或多个相结合。

在这些实施例中的一个或多个实施例中，在巡航飞行条件期间在巡航高度下，风扇(例如，非管道式单转子或主前风扇)的阈值功率或盘负载可以在25马力/平方英尺(hp/ft²)或更大的范围内。在发动机的特定实施例中，取决于发动机是开式转子发动机还是管道式发动机，本文提供的结构和方法在巡航飞行条件期间在巡航高度下生成80hp/ft²和160hp/ft²之间或更高的功率负载。

在各种实施例中，本公开的发动机应用于巡航高度高达约65,000ft的运载器。在某些实施例中，巡航高度在约28,000ft至约45,000ft之间。在仍然某些实施例中，巡航高度以基于海平面标准气压的飞行高度层表示，其中巡航飞行条件在FL280至FL650之间。在另一个实施例中，巡航飞行条件在FL280至FL450之间。在仍然某些实施例中，巡航高度至少基于气压来限定，其中巡航高度基于大约14.70psia的海平面压力和大约59华氏度的海平面温度在大约4.85psia至大约0.82psia之间。在另一个实施例中，巡航高度在大约4.85psia至大约2.14psia之间。应当理解，在某些实施例中，由压力限定的巡航高度范围可以基于不同的参考海平面压力和/或海平面温度来调整。

因此，将理解的是，这种构造的发动机可以在以额定速度操作期间生成至少大约25,000磅且小于大约80,000磅的推力，诸如在以额定速度操作期间生成大约25,000磅和50,000磅之间的推力、诸如在以额定速度操作期间生成大约25,000磅和40,000磅之间的推力。

在各种示例性实施例中，风扇可以包括十二(12)个风扇叶片。从负载的角度来看，这样的叶片数量可以允许每个叶片的跨度减小，使得主风扇的总直径也可以减小(例如，在一个示例性实施例中，减小到大约十二英尺)。也就是说，在其他实施例中，风扇可以具有任何合适的叶片数量和任何合适的直径。在某些合适的实施例中，风扇包括至少八(8)个叶片。在另一个合适的实施例中，风扇可以具有至少十二(12)个叶片。在又一个合适的实施例中，风扇可以具有至少十五(15)个叶片。在又一个合适的实施例中，风扇可以具有至少十八(18)个叶片。在这些实施例中的一个或多个实施例中，风扇包括二十六(26)个或更少的叶片，诸如二十(20)个或更少的叶片。

此外，在某些示例性实施例中，转子组件可以限定至少10英尺(诸如至少11英尺、诸如至少12英尺、诸如至少13英尺、诸如至少15英尺、诸如至少17英尺、诸如高达28英尺、诸如高达26英尺、诸如高达24英尺、诸如高达18英尺)的转子直径(或风扇直径)。

在各种实施例中，将理解的是，发动机包括轮叶数量与叶片数量之比，该比可以小于、等于或大于1:1。例如，在特定实施例中，发动机包括十二(12)个风扇叶片和十(10)个轮叶。在其他实施例中，轮叶组件包括比风扇叶片更多数量的轮叶。例如，在特定实施例中，发动机包括十(10)个风扇叶片和二十三(23)个轮叶。例如，在某些实施例中，发动机可以包括1:2和5:2之间的轮叶数量与叶片数量之比。可以基于包括轮叶尺寸的多种因素来调节该比，以确保针对来自主风扇的气流去除期望量的旋流。

附加地，在某些示例性实施例中，在发动机包括第三流和中间风扇(主前风扇后方的管道式风扇)的情况下，比R1/R2可以在大约1和10，或2和7之间，或至少大约3.3，至少大约3.5，至少大约4且小于或等于大约7，其中R1是主风扇的半径，R2是中间风扇的半径。

应当理解的是，发动机(诸如本文描绘和描述的单非管道式转子发动机)的各种实施例可以允许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，在巡航高度处发动机允许0.55马赫和0.85马赫之间的正常飞行器操作。在还有的特定实施例中，发动机允许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，发动机允许转子叶片尖端速度等于或小于750英尺每秒(fps)。在其他实施例中，巡航飞行条件下的转子叶片尖端速度可以是650至900fps，或700至800fps。

如在巡航飞行条件下跨风扇叶片测量的，风扇组件的风扇的风扇压力比(FPR)可以为1.04至1.20，或在一些实施例中为1.05至1.1，或在一些实施例中为小于1.08。

为了使燃气涡轮发动机与具有上述特性的风扇一起操作，以限定上述FPR，可以提供齿轮组件以降低风扇组件相对于驱动轴(诸如联接到低压涡轮的低压轴)的转速。在一些实施例中，输入转速与输出转速的齿轮比大于4.1。例如，在特定实施例中，齿轮比在4.1至14.0的范围内，在4.5至14.0的范围内，或在6.0至14.0的范围内。在某些实施例中，齿轮比在4.5至12的范围内或在6.0至11.0的范围内。因此，在一些实施例中，风扇可以在巡航飞行条件下以700至1500rpm的转速旋转，而动力涡轮(例如，低压涡轮)可以在巡航飞行条件下以2,500至15,000rpm的转速旋转。在特定实施例中，风扇可以在巡航飞行条件下以850至1,350rpm的转速旋转，而动力涡轮可以在巡航飞行条件下以5,000至10,000rpm的转速旋转。

对于燃气涡轮发动机的涡轮机，压缩机和/或涡轮可以包括各种级数。如本文所公开的，级数包括特定部件(例如，压缩机或涡轮)中的转子或叶片级的数量。例如，在一些实施例中，低压压缩机可以包括1到8级，高压压缩机可以包括8到15级，高压涡轮可以包括1到2级，和/或低压涡轮(LPT)可以包括3到7级。特别地，LPT可以具有4级，或者在4级和7级之间。例如，在某些实施例中，发动机可以包括一级低压压缩机、11级高压压缩机、两级高压涡轮、以及4级或4级和7级之间的LPT。作为另一个示例，发动机可以包括三级低压压缩机、10级高压压缩机、两级高压涡轮和7级低压涡轮。

核心发动机大体上包围在外壳中，外壳限定核心直径(D_core)的一半，其可以被认为是距中心线轴线(R基准)的最大范围。在某些实施例中，发动机包括从纵向(或轴向)前端到纵向后端的长度(L)。在各种实施例中，发动机限定提供减小的安装阻力的L/D_core的比率。在一个实施例中，L/D_core至少为2。在另一个实施例中，L/D_core至少为2.5。在一些实施例中，L/D_core小于5、小于4和小于3。在各种实施例中，应当理解，L/D_core用于单非管道式转子发动机。

减小的安装阻力可以进一步提供改进的效率，诸如改进的比燃料消耗。附加地或替代地，减小的阻力可以在巡航高度下以上述马赫数提供巡航高度发动机和飞行器操作。还有的特定实施例可以提供这样的益处，即降低叶片组件和轮叶组件之间的相互作用噪声，和/或借助于位于发动机的环形管道中的结构降低由发动机生成的总噪声。

尽管在上述实施例中被描绘为无罩式或开式转子发动机，但应当理解，本文提供的本公开的方面可以应用于罩式或管道式发动机、部分管道式发动机、后风扇发动机或其他燃气涡轮发动机构造，包括用于船舶、工业或航空推进系统的那些构造。本公开的某些方面可以应用于涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机。然而，应当理解，本公开的某些方面可以解决可能是特定于无罩式或开式转子发动机的问题，例如但不限于与齿轮比、风扇直径、风扇速度、发动机的长度(L)、发动机的核心发动机的最大直径(Dcore)、发动机的L/Dcore、期望巡航高度、和/或期望操作巡航速度，或其组合有关的问题。

进一步方面由以下条项的主题提供：

一种用于具有多个翼型件的航空燃气涡轮发动机的螺距改变组件，所述螺距改变组件包括：整体致动器组件，所述整体致动器组件包括一个或多个整体致动器和协调环，所述协调环能够通过所述一个或多个整体致动器的致动来移动，以共同地改变所述多个翼型件中的相应翼型件的螺距角；以及单一致动器组件，所述单一致动器组件包括分别联接到所述多个翼型件中的对应一个翼型件的多个单一致动器，所述多个单一致动器分别能够移动以改变所述多个翼型件中的所述对应一个翼型件的所述螺距角。

根据任何前述条项所述的螺距改变组件，其中，所述螺距改变组件包括导向轮叶螺距改变组件，并且其中所述多个翼型件包括导向轮叶，或者其中所述螺距改变组件包括风扇叶片螺距改变组件，并且其中所述多个翼型件包括风扇叶片。

根据任何前述条项所述的螺距改变组件，其中，所述协调环包括：向外协调环；向内协调环；以及轴承组件，所述轴承组件设置在所述向内协调环和所述向外协调环之间。

根据任何前述条项所述的螺距改变组件，其中，所述协调环将线性运动和旋转运动中的至少一个共同地转换到所述多个翼型件中的相应翼型件。

根据任何前述条项所述的螺距改变组件，其中，所述整体致动器组件包括三个整体致动器。

根据任何前述条项所述的螺距改变组件，其中，所述航空燃气涡轮发动机包括开式转子航空燃气涡轮发动机。

一种用于具有多个导向轮叶的航空燃气涡轮发动机的螺距改变组件，所述螺距改变组件包括：一个或多个致动器，所述一个或多个致动器被构造为改变所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶的螺距角；以及多个连杆臂，所述多个连杆臂能够分别通过所述一个或多个致动器中的至少一个致动器的致动来移动，其中所述多个连杆臂中的相应连杆臂直接或间接联接到所述多个导向轮叶中的对应一个导向轮叶；其中所述多个连杆臂中的相应连杆臂具有与分别对应于所述多个导向轮叶中的另一个导向轮叶的所述多个连杆臂中的至少另一个连杆臂不同的长度，其中所述多个连杆臂中的相应一个连杆臂的所述长度将所述多个连杆臂中的所述相应一个连杆臂的位移和/或运动范围定向为所述多个导向轮叶中的对应一个导向轮叶绕导向轮叶轴线的旋转包络，其中所述多个导向轮叶中的所述对应一个导向轮叶的所述旋转包络不同于所述多个导向轮叶中的至少另一个导向轮叶的所述旋转包络。

一种开式转子航空发动机，包括：核心发动机；多个非管道式翼型件；以及螺距改变组件，所述螺距改变组件包括：整体致动器组件，所述整体致动器组件包括一个或多个整体致动器和协调环，所述协调环能够通过所述一个或多个整体致动器的致动来移动，以共同地改变所述多个非管道式翼型件中的相应非管道式翼型件的螺距角；以及单一致动器组件，所述单一致动器组件包括分别联接到所述多个非管道式翼型件中的对应一个非管道式翼型件的多个单一致动器，所述多个单一致动器分别能够移动以改变所述多个非管道式翼型件中的所述对应一个非管道式翼型件的所述螺距角。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述协调环将线性运动和旋转运动中的至少一个共同地转换到所述多个非管道式翼型件中的相应非管道式翼型件。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述整体致动器组件包括三个整体致动器。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述螺距改变组件包括导向轮叶螺距改变组件，并且其中所述多个非管道式翼型件包括导向轮叶。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述螺距改变组件包括风扇叶片螺距改变组件，并且其中所述多个非管道式翼型件包括风扇叶片。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述协调环包括：向外协调环；向内协调环；以及风扇轴承组件，所述风扇轴承组件设置在所述向内协调环和所述向外协调环之间。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述向外协调环限定非管道式风扇组件的转子部分的一部分，并且所述向内协调环限定所述非管道式风扇组件的定子部分的一部分。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述多个单一致动器分别联接到所述协调环。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述单一致动器组件包括多个连杆臂，其中所述多个连杆臂中的相应连杆臂分别设置在以下中的一个之间：所述协调环和所述多个单一致动器中的对应一个单一致动器，或所述多个非管道式翼型件中的所述对应一个非管道式翼型件和所述多个单一致动器中的所述对应一个单一致动器。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述多个连杆臂中的至少一些连杆臂具有不同于所述多个连杆臂中的至少另一个连杆臂的长度。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述多个单一致动器中的相应单一致动器包括：第一致动器机构，所述第一致动器机构提供对所述多个非管道式翼型件中的所述对应一个非管道式翼型件的所述螺距角的航向调整；以及第二致动器机构，所述第二致动器机构提供对所述多个非管道式翼型件中的所述对应一个非管道式翼型件的所述螺距角的精细调整。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述第一致动器机构具有对应于绕所述多个非管道式翼型件中的所述对应一个非管道式翼型件的螺距轴线的运动范围的10％至100％的第一行程长度，并且其中所述第二致动器机构具有对应于所述多个非管道式翼型件中的所述对应一个非管道式翼型件的所述螺距轴线的所述运动范围的1％至40％的第二行程长度。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述螺距改变组件包括：多个子组致动器组件，所述多个子组致动器组件分别包括子组致动器，所述子组致动器被构造为改变相对于翼型件子组的螺距角，所述翼型件子组对应于所述多个子组致动器组件中的相应子组致动器组件，其中所述翼型件子组包括所述多个非管道式翼型件的一部分。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述多个非管道式翼型件包括导向轮叶，或者其中所述多个非管道式翼型件包括风扇叶片；其中所述风扇叶片位于所述导向轮叶的上游。

一种开式转子航空发动机，包括：核心发动机；非管道式风扇组件，所述非管道式风扇组件包括多个风扇叶片；导向轮叶组件，所述导向轮叶组件包括从所述核心发动机向外延伸的多个导向轮叶；风扇叶片螺距改变组件，所述风扇叶片螺距改变组件包括以下中的至少一个：整体致动器组件，所述整体致动器组件包括一个或多个整体致动器和协调环，所述协调环能够通过所述一个或多个整体致动器的致动来移动，以共同地改变所述多个风扇叶片中的相应风扇叶片的螺距角；以及单一致动器组件，所述单一致动器组件包括分别联接到所述多个风扇叶片中的对应一个风扇叶片的多个单一致动器，所述多个单一致动器分别能够移动以改变所述多个风扇叶片中的对应一个风扇叶片的所述螺距角。

一种开式转子航空发动机，包括：核心发动机；非管道式风扇组件，所述非管道式风扇组件包括多个风扇叶片；导向轮叶组件，所述导向轮叶组件包括从所述核心发动机向外延伸的多个导向轮叶；导向轮叶螺距改变组件，所述导向轮叶螺距改变组件包括以下中的至少一个：整体致动器组件，所述整体致动器组件包括一个或多个整体致动器和协调环，所述协调环能够通过所述一个或多个整体致动器的致动来移动，以共同地改变所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶的螺距角；以及单一致动器组件，所述单一致动器组件包括分别联接到所述多个导向轮叶中的对应一个导向轮叶的多个单一致动器，所述多个单一致动器分别能够移动以改变所述多个导向轮叶中的对应一个导向轮叶的所述螺距角。

一种航空燃气涡轮发动机，包括：核心发动机；一个或多个传感器，所述一个或多个传感器被构造为提供指示作用在所述航空燃气涡轮发动机上的激励负载的传感器数据；多个翼型件；以及螺距改变组件，所述螺距改变组件包括一个或多个致动器，所述一个或多个致动器能够致动以单独地和/或共同地改变所述多个翼型件中的相应翼型件的螺距角；以及电子控制器，所述电子控制器被构造为进行一种方法，所述方法包括：至少部分地基于所述传感器数据来确定作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载；至少部分地基于所述激励负载来确定翼型件螺距控制命令；以及将所述翼型件螺距控制命令输出到所述一个或多个致动器，其中所述翼型件螺距控制命令被构造为增强和/或补偿所述激励负载。

一种开式转子航空发动机，包括：核心发动机；多个导向轮叶，所述多个导向轮叶定位在所述核心发动机内或从所述核心发动机延伸；以及螺距改变组件，所述螺距改变组件可操作地联接到所述多个导向轮叶，所述螺距改变组件包括：一个或多个致动器，所述一个或多个致动器被构造为改变所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶的螺距角；以及多个连杆臂，所述多个连杆臂能够分别通过所述一个或多个致动器中的至少一个致动器的致动来移动，其中所述多个连杆臂中的相应连杆臂直接或间接联接到所述多个导向轮叶中的对应一个导向轮叶；其中所述多个连杆臂中的相应连杆臂具有与分别对应于所述多个导向轮叶中的另一个导向轮叶的所述多个连杆臂中的至少另一个连杆臂不同的长度，其中所述多个连杆臂中的相应一个连杆臂的所述长度将所述多个连杆臂中的所述相应一个连杆臂的位移和/或运动范围定向为所述多个导向轮叶中的所述对应一个导向轮叶绕导向轮叶轴线的旋转包络，其中所述多个导向轮叶中的所述对应一个导向轮叶的所述旋转包络不同于所述多个导向轮叶中的至少另一个导向轮叶的所述旋转包络。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，在所述一个或多个致动器的第一位置处，所述多个导向轮叶在所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶之间具有一致螺距角，并且其中，在所述一个或多个致动器的第二位置处，所述多个导向轮叶在所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶之间具有不一致螺距角。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，在所述一个或多个致动器的第一位置处，所述多个导向轮叶在所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶之间具有第一不一致螺距角，并且其中，在所述一个或多个致动器的第二位置处，所述多个导向轮叶在所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶之间具有第二不一致螺距角。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述螺距改变组件包括：单一致动器组件，其中所述一个或多个致动器分别包括直接或间接联接到所述多个导向轮叶中的对应一个导向轮叶的单一致动器，所述单一致动器能够移动以改变所述多个导向轮叶中的所述对应一个导向轮叶的所述螺距角。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述螺距改变组件包括：整体致动器组件，所述整体致动器组件包括所述一个或多个致动器和协调环，其中所述协调环能够通过致动所述一个或多个致动器来移动，以共同地改变所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶的所述螺距角；其中所述多个连杆臂在所述协调环和所述多个导向轮叶中的所述对应一个导向轮叶之间延伸。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述螺距改变组件包括：多个单一致动器，其中所述多个单一致动器中的相应单一致动器设置在所述多个连杆臂中的对应一个连杆臂和所述多个导向轮叶中的对应一个导向轮叶之间。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述多个导向轮叶包括第一导向轮叶和第二导向轮叶，其中所述第一导向轮叶和所述第二导向轮叶位于反向设置的周向位置处。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述第一导向轮叶具有对应于水平向左取向的第一周向位置，并且其中所述第二导向轮叶具有对应于水平向右取向的第二周向位置。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述第一周向位置是从七点钟位置到十一点钟位置；和/或其中所述第二周向位置是从一点钟位置到五点钟位置。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述第一周向位置是九点钟位置；和/或其中所述第二周向位置是三点钟位置。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述第一导向轮叶具有第一周向位置，并且所述第二导向轮叶具有第二周向位置，并且其中所述第一周向位置与所述第二周向位置相差π-弧度+/-(1/3)-π-弧度。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述第一周向位置与所述第二周向位置相差π-弧度+/-(1/6)-π-弧度。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述第一周向位置对应于水平向左取向，并且所述第二周向位置对应于水平向右取向；或者其中所述第一周向位置对应于竖直向上取向，并且所述第二周向位置对应于竖直向下取向。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，包括：电子控制器，其中所述电子控制器被构造为在巡航飞行条件期间将所述一个或多个致动器致动到第一位置，并且在以下中的至少一个期间将所述一个或多个致动器致动到第二位置：爬升飞行条件、下降飞行条件、以及起飞飞行条件。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，包括：电子控制器，其中所述电子控制器被构造为响应于作用在所述开式转子航空发动机上的激励负载而致动所述一个或多个致动器。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述激励负载包括对应于所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶的一个或多个周向位置的不对称负载，并且其中所述多个导向轮叶中的相应导向轮叶的所述旋转包络被至少部分地选择为至少部分地抵消所述不对称负载。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述导向轮叶包括出口导向轮叶。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，其中，所述导向轮叶包括入口导向轮叶。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，包括：由所述核心发动机可旋转地驱动的非管道式风扇组件。

根据任何前述条项所述的开式转子航空发动机，包括：任何前述条项所述的螺距改变组件。

一种包括计算机可执行指令的非暂时性计算机可读介质，所述计算机可执行指令在由与航空燃气涡轮发动机的电子控制器相关联的处理器执行时，使所述电子控制器进行控制所述航空燃气涡轮发动机的方法，所述方法包括：利用所述电子控制器至少部分地基于作用在所述航空燃气涡轮发动机上的激励负载来确定所述航空燃气涡轮发动机的多个翼型件中的至少一个翼型件的翼型件螺距控制命令；以及利用所述电子控制器将所述翼型件螺距控制命令输出到一个或多个致动器，所述一个或多个致动器能够致动以改变所述多个翼型件中的所述至少一个翼型件的螺距角，其中所述翼型件螺距控制命令被构造为增强和/或补偿作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述多个翼型件包括多个风扇叶片，并且其中所述翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个风扇叶片中的至少一个风扇叶片的螺距角；和/或其中所述多个翼型件包括多个导向轮叶，并且其中所述翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个导向轮叶中的至少一个导向轮叶的螺距角。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述激励负载包括不对称负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述不对称负载对应于所述非管道式翼型件中的一个或多个非管道式翼型件的周向位置。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述不对称负载包括循环负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述循环负载包括1P负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述激励负载包括自生负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述自生负载包括以下中的至少一个：气动弹性负载和陀螺负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载包括作用在所述多个风扇叶片中的一个或多个风扇叶片上的激励负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载包括作用在所述多个导向轮叶中的一个或多个导向轮叶上的激励负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述多个翼型件包括多个风扇叶片和多个导向轮叶，并且其中作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载包括作用在所述多个风扇叶片中的一个或多个风扇叶片上的激励负载，并且其中所述翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个导向轮叶中的至少一个导向轮叶的螺距角。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述激励负载包括对应于所述多个翼型件中的相应翼型件的一个或多个周向位置的不对称负载，并且其中所述翼型件螺距控制命令被构造为至少部分地抵消所述不对称负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述多个翼型件中的所述至少一个翼型件的所述翼型件螺距控制命令包括一个或多个翼型件螺距控制命令，所述一个或多个翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个翼型件中的第一翼型件的第一螺距角和所述多个翼型件中的第二翼型件的第二螺距角；并且其中所述多个翼型件中的所述第一翼型件和所述多个翼型件中的所述第二翼型件位于反向设置的周向位置处。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述一个或多个翼型件螺距控制命令包括：第一翼型件螺距控制命令，所述第一翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个翼型件中的所述第一翼型件的所述第一螺距角；以及第二翼型件螺距控制命令，所述第二翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个翼型件中的所述第二翼型件的所述第二螺距角。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述一个或多个翼型件螺距控制命令被构造为改变以下中的至少一个：与水平向左取向相对应的周向位置处的所述多个翼型件中的所述第一翼型件的所述第一螺距角，以及与水平向右取向相对应的周向位置处的所述多个翼型件中的所述第二翼型件的所述第二螺距角。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，与所述水平向左取向相对应的所述周向位置是从七点钟位置到十一点钟位置；和/或其中与所述水平向右取向相对应的所述周向位置是从一点钟位置到五点钟位置。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，包括进一步的计算机可执行指令，所述进一步的计算机可执行指令在由所述处理器执行时使所述电子控制器进一步进行控制所述航空燃气涡轮发动机的所述方法，包括：利用所述电子控制器确定作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载，其中所述激励负载至少部分地基于来自一个或多个传感器的传感器数据来确定。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，作为一个或多个翼型件激励现象的结果或与一个或多个翼型件激励现象相关，所述激励负载作用在所述航空燃气涡轮发动机上，所述一个或多个翼型件激励现象包括以下中的至少一个：循环激励和自生激励。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，确定所述激励负载包括确定指示自生激励的传感器值的变化。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述自生激励包括以下中的至少一个：气动弹性激励和陀螺激励。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，确定所述激励负载包括以下中的至少一个：确定所述传感器值的幅度和/或所述传感器值的所述幅度的斜率；和/或确定所述传感器值的频率和/或所述传感器值的所述频率的斜率。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述方法包括：至少部分地基于所述传感器值的所述幅度和/或所述传感器值的所述频率大于阈值来确定气动弹性负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述方法包括：至少部分地基于所述传感器值的所述幅度和/或所述传感器值的所述频率小于所述阈值来确定标称操作条件。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述方法包括：至少部分地基于所述传感器值的所述幅度的所述斜率和/或所述传感器值的所述频率的所述斜率大于阈值斜率来确定气动弹性负载。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述方法包括：至少部分地基于所述传感器值的所述幅度的所述斜率和/或所述传感器值的所述频率的所述斜率小于所述阈值斜率来确定标称操作条件。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，确定所述翼型件螺距控制命令包括：确定所述多个翼型件中的相应翼型件的所述螺距角的基线调度；以及确定所述基线调度的一个或多个变化，所述基线调度的所述一个或多个变化被构造为改变所述多个翼型件中的一个或多个翼型件的所述螺距角。

根据任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质，其中，确定所述翼型件螺距控制命令包括：确定第一翼型件螺距控制命令，所述第一翼型件螺距控制命令被构造为致动整体致动器，以共同地改变所述多个翼型件中的相应翼型件的所述螺距角；以及确定第二翼型件螺距控制命令，所述第二翼型件螺距控制命令被构造为致动一个或多个单一致动器，所述一个或多个单一致动器分别被构造为单独地改变所述多个翼型件中的相应一个翼型件的所述螺距角。

一种用于航空燃气涡轮发动机的激励负载控制系统，所述激励负载控制系统包括：一个或多个传感器，所述一个或多个传感器被构造为提供指示作用在所述航空燃气涡轮发动机上的激励负载的传感器数据；螺距改变组件，所述螺距改变组件包括一个或多个致动器，所述一个或多个致动器能够致动，以单独地和/或共同地改变所述航空燃气涡轮发动机的多个翼型件中的相应翼型件的螺距角；以及电子控制器，所述电子控制器被构造为进行一种方法，所述方法包括：至少部分地基于所述传感器数据来确定作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载；至少部分地基于所述激励负载来确定翼型件螺距控制命令；以及将所述翼型件螺距控制命令输出到所述一个或多个致动器，其中所述翼型件螺距控制命令被构造为增强和/或补偿所述激励负载。

根据任何前述条项所述的激励负载控制系统，其中，所述一个或多个传感器包括以下中的至少一个：一个或多个空气动力学入射传感器；一个或多个振动传感器，所述一个或多个振动传感器被构造为进行基于振动的条件监测；以及一个或多个应变计。

根据任何前述条项所述的激励负载控制系统，其中，所述一个或多个传感器包括所述一个或多个空气动力学入射传感器，其中所述一个或多个空气动力学入射传感器包括以下中的至少一个：攻角传感器和侧滑角传感器。

根据任何前述条项所述的激励负载控制系统，其中，所述一个或多个传感器包括所述一个或多个振动传感器，其中所述一个或多个振动传感器包括以下中的至少一个：加速度计、应变计、涡流传感器、声学传感器、光学位移传感器和陀螺仪。

根据任何前述条项所述的激励负载控制系统，其中，所述一个或多个传感器包括所述一个或多个振动传感器，其中所述一个或多个振动传感器位于以下中的至少一个上、处、内或附近：所述航空燃气涡轮发动机的一个或多个轴承组件；所述航空燃气涡轮发动机的风扇组件；以及所述航空燃气涡轮发动机的导向轮叶组件。

根据任何前述条项所述的激励负载控制系统，其中，所述一个或多个传感器包括所述一个或多个应变计，其中所述一个或多个应变计联接到所述多个翼型件中的相应翼型件和/或包含在所述多个翼型件中的相应翼型件内。

根据任何前述条项所述的激励负载控制系统，其中，所述一个或多个传感器包括所述一个或多个应变计，其中所述一个或多个应变计联接到所述航空燃气涡轮发动机的发动机支撑结构和/或包含在所述航空燃气涡轮发动机的发动机支撑结构内。

根据任何前述条项所述的激励负载控制系统，包括：一个或多个位置指示器，所述一个或多个位置指示器被构造为确定所述多个翼型件中的至少一个翼型件的周向位置，和/或一个或多个螺距角指示器，所述一个或多个螺距角指示器分别被构造为确定所述多个翼型件中的至少一个翼型件的螺距角。

根据任何前述条项所述的激励负载控制系统，其中，所述多个翼型件包括以下中的至少一个：多个风扇叶片和多个导向轮叶。

根据任何前述条项所述的激励负载控制系统，其中，所述航空燃气涡轮发动机包括开式转子航空燃气涡轮发动机。

一种控制航空燃气涡轮发动机的方法，所述方法包括：利用电子控制器至少部分地基于作用在所述航空燃气涡轮发动机上的激励负载来确定所述航空燃气涡轮发动机的多个翼型件中的至少一个翼型件的翼型件螺距控制命令；以及利用所述电子控制器将所述翼型件螺距控制命令输出到一个或多个致动器，所述一个或多个致动器能够致动以改变所述多个翼型件中的所述至少一个翼型件的螺距角，其中所述翼型件螺距控制命令被构造为增强和/或补偿作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载。

根据任何前述条项所述的方法，其中，所述方法使用任何前述条项所述的开式转子燃气涡轮发动机来进行。

根据任何前述条项所述的方法，其中，所述方法使用任何前述条项所述的激励负载控制系统来进行。

根据任何前述条项所述的方法，其中，所述方法使用任何前述条项所述的非暂时性计算机可读介质来进行。

一种控制器，所述控制器被构造为进行任何前述条项所述的方法的一个或多个步骤。

一种燃气涡轮发动机，包括用于进行任何前述条项所述的方法的一个或多个步骤的装置。

该书面描述使用示例来描述当前公开的主题，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践这样的主题，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何结合的方法。本公开主题的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。权利要求的范围包括这样的其他示例，该其他示例包括与权利要求的文字语言没有区别或与权利要求的文字语言无实质区别的结构元素。

Claims (10)

1.一种包括计算机可执行指令的非暂时性计算机可读介质，所述计算机可执行指令在由与航空燃气涡轮发动机的电子控制器相关联的处理器执行时，使所述电子控制器进行控制所述航空燃气涡轮发动机的方法，其特征在于，所述方法包括：

利用所述电子控制器至少部分地基于作用在所述航空燃气涡轮发动机上的激励负载来确定所述航空燃气涡轮发动机的多个翼型件中的至少一个翼型件的翼型件螺距控制命令；以及

利用所述电子控制器将所述翼型件螺距控制命令输出到一个或多个致动器，所述一个或多个致动器能够致动以改变所述多个翼型件中的所述至少一个翼型件的螺距角，其中所述翼型件螺距控制命令被构造为增强和/或补偿作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载。

2.根据权利要求1所述的非暂时性计算机可读介质，其特征在于，其中，所述多个翼型件包括多个风扇叶片，并且其中所述翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个风扇叶片中的至少一个风扇叶片的螺距角；和/或

其中所述多个翼型件包括多个导向轮叶，并且其中所述翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个导向轮叶中的至少一个导向轮叶的螺距角。

3.根据权利要求1所述的非暂时性计算机可读介质，其特征在于，其中，所述多个翼型件包括多个风扇叶片和多个导向轮叶，并且其中作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载包括作用在所述多个风扇叶片中的一个或多个风扇叶片上的激励负载，并且其中所述翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个导向轮叶中的至少一个导向轮叶的螺距角。

4.根据权利要求1所述的非暂时性计算机可读介质，其特征在于，其中，所述激励负载包括对应于所述多个翼型件中的相应翼型件的一个或多个周向位置的不对称负载，并且其中所述翼型件螺距控制命令被构造为至少部分地抵消所述不对称负载。

5.根据权利要求1所述的非暂时性计算机可读介质，其特征在于，其中，所述多个翼型件中的所述至少一个翼型件的所述翼型件螺距控制命令包括一个或多个翼型件螺距控制命令，所述一个或多个翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个翼型件中的第一翼型件的第一螺距角和所述多个翼型件中的第二翼型件的第二螺距角；并且

其中所述多个翼型件中的所述第一翼型件和所述多个翼型件中的所述第二翼型件位于反向设置的周向位置处。

6.根据权利要求5所述的非暂时性计算机可读介质，其特征在于，其中，所述一个或多个翼型件螺距控制命令包括：

第一翼型件螺距控制命令，所述第一翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个翼型件中的所述第一翼型件的所述第一螺距角；以及

第二翼型件螺距控制命令，所述第二翼型件螺距控制命令被构造为改变所述多个翼型件中的所述第二翼型件的所述第二螺距角。

7.根据权利要求5所述的非暂时性计算机可读介质，其特征在于，其中，所述一个或多个翼型件螺距控制命令被构造为改变以下中的至少一个：与水平向左取向相对应的周向位置处的所述多个翼型件中的所述第一翼型件的所述第一螺距角，以及与水平向右取向相对应的周向位置处的所述多个翼型件中的所述第二翼型件的所述第二螺距角。

8.根据权利要求7所述的非暂时性计算机可读介质，其特征在于，其中，与所述水平向左取向相对应的所述周向位置是从七点钟位置到十一点钟位置；和/或

其中与所述水平向右取向相对应的所述周向位置是从一点钟位置到五点钟位置。

9.根据权利要求1所述的非暂时性计算机可读介质，其特征在于，包括进一步的计算机可执行指令，所述进一步的计算机可执行指令在由所述处理器执行时使所述电子控制器进一步进行控制所述航空燃气涡轮发动机的所述方法，包括：

利用所述电子控制器确定作用在所述航空燃气涡轮发动机上的所述激励负载，其中所述激励负载至少部分地基于来自一个或多个传感器的传感器数据来确定。

10.根据权利要求9所述的非暂时性计算机可读介质，其特征在于，其中，作为一个或多个翼型件激励现象的结果或与一个或多个翼型件激励现象相关，所述激励负载作用在所述航空燃气涡轮发动机上，所述一个或多个翼型件激励现象包括以下中的至少一个：循环激励和自生激励。