下游开放风扇螺旋桨位置的优化.pdf

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1、(10)申请公布号 CN 102652093 A (43)申请公布日 2012.08.29 CN 102652093 A *CN102652093A* (21)申请号 201080055478.4 (22)申请日 2010.11.18 12/643,554 2009.12.21 US B64C 11/00(2006.01) B64C 11/48(2006.01) (71)申请人 波音公司 地址 美国伊利诺伊州 (72)发明人 MD莫尔 KL鲍伦 RB朗特雷 (74)专利代理机构 北京纪凯知识产权代理有限 公司 11245 代理人 赵蓉民 (54) 发明名称 下游开放风扇螺旋桨位置的优化 (57。

2、) 摘要 本发明涉及控制飞机反转开放风扇引擎， 即 CROF 引擎， 的方法和设备。螺旋桨的直径在飞机 第一飞行状况的至少一部分期间被设定为第一直 径。螺旋桨的直径在飞机第二飞行状况的至少一 部分期间被设定为不同于第一直径的第二直径。 (30)优先权数据 (85)PCT申请进入国家阶段日 2012.06.07 (86)PCT申请的申请数据 PCT/US2010/057275 2010.11.18 (87)PCT申请的公布数据 WO2011/084246 EN 2011.07.14 (51)Int.Cl. 权利要求书 2 页 说明书 10 页 附图 18 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局。

3、 (12)发明专利申请 权利要求书 2 页 说明书 10 页 附图 18 页 1/2 页 2 1. 一种控制飞机的反转开放风扇引擎的螺旋桨的方法， 该反转开放风扇引擎即 CROF 引擎， 该方法包括 ： 在所述飞机的第一飞行状况的至少一部分期间将所述螺旋桨的直径设定为第一直径 ； 以及 在所述飞机的第二飞行状况的至少一部分期间将所述螺旋桨的直径设定为不同于所 述第一直径的第二直径。 2. 根据权利要求 1 所述的方法， 其中所述第一飞行状况包括起飞和爬升飞行状况， 且 其中设定所述螺旋桨的直径包括设定下游螺旋桨 （306） 的直径。 3.根据权利要求1和2所述的方法， 其中所述第二飞行状况包括。

4、巡航飞行状况， 且其中 下游螺旋桨 （306） 的直径被设定在与所述第一直径不同的所述第二直径。 4. 根据权利要求 1-3 中任一项所述的方法， 其中设定所述下游螺旋桨 （306） 的直径为 所述第一收缩直径包括 ： 在所述起飞和爬升飞行状况之前将所述下游螺旋桨 （306） 的直径设定为所述第一直 径。 5. 一种设备， 其包括 ： 具有多个螺旋桨的反转开放风扇引擎 （300） ， 即 CROF 引擎 ； 以及 致动器 （322） ， 其在飞机的第一飞行状况的至少一部分期间将所述多个螺旋桨中的一 个螺旋桨的直径设定为第一直径， 并用于在所述飞机的第二飞行状况的至少一部分期间将 该一个螺旋桨的。

5、直径设定为不同于所述第一直径的第二直径。 6. 根据权利要求 5 所述的设备， 其中所述一个螺旋桨包括所述多个螺旋桨中的下游螺 旋桨 （306） 。 7.根据权利要求5和6所述的设备， 其中所述第一飞行状况包括起飞和爬升飞行状况， 且其中所述第一直径包括比所述 CROF 引擎 （300） 的上游螺旋桨 （314） 的直径小的第一收缩 直径。 8. 根据权利要求 5-7 中任一项所述的设备， 其中在所述飞机的所述第二飞行状况的所 述至少一部分期间， 所述致动器 （332） 将所述下游螺旋桨 （306） 的直径设定为不同于所述 第一直径的所述第二直径包括 ： 在所述起飞和爬升飞行状况的至少一部分期。

6、间， 所述致动器 （332） 增加所述下游螺旋 桨 （306） 的直径。 9. 根据权利要求 5-8 中任一项所述的设备， 进一步包括 ： 桨叶平衡器 （330） ， 其用于确保所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶的长度一致 地增加， 且所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶总是处于基本相同长度， 其中所述桨叶平衡器包括 ： 第一板件 （332） ， 其具有多个第一槽 （336） ； 第二板件 （334） ， 其具有与所述多个第一槽对齐以形成多个对齐的槽的多个第二槽 （338） ； 以及 销 （340） ， 其连接到每个桨叶致动器 （332） 并延伸通过所述多个对齐的槽中的相应一 个对齐的槽。 。

7、10. 根据权利要求 5-9 中任一项所述的设备， 进一步包括 ： 权 利 要 求 书 CN 102652093 A 2 2/2 页 3 桨距控制系统 （350） ， 其用于控制所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶的桨距。 权 利 要 求 书 CN 102652093 A 3 1/10 页 4 下游开放风扇螺旋桨位置的优化 技术领域 0001 本公开大体涉及推进系统， 如飞机推进系统， 且特别涉及飞机推进系统的方法和 设备。更特别地， 本公开涉及优化反转开放风扇引擎的下游螺旋桨位置的方法和设备。 背景技术 0002 当前用于反转开放风扇 （CROF） 飞机引擎的 CROF 螺旋桨系统要求下游螺。

8、旋桨的桨 叶具有一定程度 “剪切 （cropping） ” ， 以便减小由于超出上游螺旋桨之外的流管的自然收缩 所导致的起飞社区噪声。 当前的合法噪声限制和本地机场噪声法规会要求桨叶剪切量足够 将下游螺旋桨的直径减少百分之二十或更大从而满足噪声要求。 0003 然而， 剪切减小有效翼展且因此减少针对下游螺旋桨的给定桨距的升力， 且要求 增加桨距从而恢复损失的推力从而满足起飞推力要求。在某些情形中， 不能满足未剪切推 力。 然而增加的桨距可导致阻力增加和非设计 （off design） 工况 （起飞、 爬升、 下降、 翻转都 是非设计工况） 的性能退化， 这也增加剪切螺旋桨的与尾流相关的自发噪声。

9、 （self-noise） 。 0004 具有一个或多个 CROF 引擎的飞机在起飞阶段碰到的不可接受的噪声水平是由尾 流相互作用和桨叶涡流相互作用 （BVI） 噪声所驱动的。BVI 噪声是由如下事实引起的， 即， 随着流管以涡流被通常在下游螺旋桨桨叶的最高载荷区处的下游螺旋桨所 “切断” （相互作 用） 的方式收缩 （收缩角度是飞行马赫数和飞机角度的函数） ， 上游螺旋桨产生的翼梢涡流 （tip vortice） 倾向于沿径向向内方向朝向下游螺旋桨衰减。随着下游螺旋桨切断这些涡 流， 固有的桨叶流道音调水平 （tone level） 增加， 且新的相互作用音调产生。此外， 不稳叶 片应力加剧。

10、， 其可引起需要加强/加固螺旋桨， 且额外的引擎振动加固/处理导致重量和成 本增加。 通常， 要求厚度比最佳性能所优选的更厚的螺旋桨机翼来加强强度， 这会增加波阻 （wave drag） ， 波阻会削弱螺旋桨性能并产生噪声。 0005 相对于被 “剪切的” 下游螺旋桨的噪声害处可高达 6EPN（有效感知噪声） dB（分贝） （累积到三个当前认证测量点规则） 。虽然下游螺旋桨桨叶的翼稍不总是字面描述为 “剪切 的” （即， 削断） ， 不过具有比上游螺旋桨更短直径的下游螺旋桨通常被本领域技术人员称为 被 “剪切的” 。 0006 减小 CROF 飞机引擎的 CROP 螺旋桨系统的下游螺旋桨直径保。

11、持与减小飞机有效 翼展的的空气动力学原理相同， 并且导致空气动力学效率的直接减小， 这种减小对于 CROF 引擎而言能够高达巡航 SFC（比燃料消耗量） 的百分之五。典型的飞机水平块燃料 （Block Fuel） 害处， 包括整体任务段 （起飞、 爬升、 巡航、 下降） 的变化害处， 通常比指定 SFC 害处稍 微差 （1-2%） 。 不幸的是， 该燃料燃烧害处通常针对整个任务， 即使起飞段的噪声敏感部分也 仅持续几分钟。 0007 而且， 飞机寿命周期可以为 20-30 年， 且在该寿命期间， 合法的噪声认证标准以及 本地机场制度通常变得更严格。为了避免飞机和引擎产品寿命周期中的早期昂贵的改。

12、进， 这些因素可驱动更进一步的引擎性能妥协， 以便确保当前交通工具设计能够在客户接收飞 机时满足可能的未来噪声要求。 说 明 书 CN 102652093 A 4 2/10 页 5 0008 人们提出的一种解决 CROF 噪声问题的方法是急剧改变飞机总体布置和配置从而 屏蔽 / 包含螺旋桨系统产生的噪声。然而， 对于同等类别的有效负荷范围要求， 该类解决 方案通常涉及不可接受的害处， 包括由于每单位有效载荷的飞机质量 （OEW） 增加所导致的 TAROC（总飞机相关的操作成本） 的增加， 由于增加的受湿面积 （wetted area） 和重心平衡 （center of gravity trim。

13、） 所导致的衰减的阻力， 以及与在存在机身、 机翼和操纵面时如何 安装引擎相关的额外的引擎比燃料消耗率害处。 此外， 针对同型号间抵触回避 （fratricide avoidance） 、 飞机负载能力以及维护和维修时不可通达的引擎位置， 对于这些替换选项通 常导致不可接受的引擎间近似性。 0009 因此， 有考虑上述一个或更多问题， 以及可能的其他问题的方法和设备是有利的。 发明内容 0010 在一个有利实施例中， 提出了用于控制飞机的反转开放风扇 （CROF） 引擎的螺旋桨 的方法。在飞机的第一飞行状况的至少一部分期间， 螺旋桨直径被设定成第一直径。在飞 机的第二飞行状况的至少一部分期间，。

14、 螺旋桨直径被设定成与第一直径不同的第二直径。 0011 在其他有利实施例中， 设备包括具有多个螺旋桨的反转开放风扇 （CROF） 引擎 ； 和 致动器。 致动器用于在第一飞行状况的至少一部分期间将多个螺旋桨的螺旋桨直径设定为 第一直径。 致动器用于在第二飞行状况的至少一部分期间将多个螺旋桨的螺旋桨直径设定 为与第一直径不同的第二直径。 0012 特征、 功能和优点可在本公开的不同实施例中独立实现， 或可在其他实施例中组 合， 其中进一步的细节可参考下面的说明和附图看出。 附图说明 0013 有利实施例的新颖特征在权利要求中给出。 然而， 有利实施例以及优选使用模式、 其中进一步的目的和优点可。

15、结合附图， 参考下面本公开的有利实施例的详细说明理解， 其 中 ： 0014 图 1 示出根据有利实施例的飞机制造和服役方法 ； 0015 图 2 示出可实施有利实施例的飞机 ； 0016 图 3 示出根据有利实施例的飞机引擎的方框图 ； 0017 图 4 示出可实施有利实施例的飞机的顶视图 ； 0018 图 5 示出图 4 中示出的飞机引擎的侧视图 ； 0019 图6A和图6B分别示意示出飞机反转开放风扇螺旋桨系统的上游和下游螺旋桨和 螺旋桨桨叶的相对位置从而辅助解释有利实施例， 其中下游螺旋桨桨叶没有被剪切 ； 0020 图6C和图6D分别示意示出飞机反转开放风扇螺旋桨系统的上游和下游螺旋。

16、桨和 螺旋桨桨叶的相对位置从而辅助解释有利实施例， 其中下游螺旋桨桨叶被剪切 ； 0021 图7示出根据有利实施例的图5中示出的反转开放风扇引擎的螺旋桨系统的侧透 视图 ； 0022 图 8 示出根据有利实施例的图 7 中示出的螺旋桨系统的侧透视图， 其中下游螺旋 桨桨叶被除去从而示出螺旋桨系统的特征 ； 0023 图 9 示出根据有利实施例的图 7 中示出的螺旋桨系统的下游螺旋桨壳体的内部， 说 明 书 CN 102652093 A 5 3/10 页 6 从而示出桨叶致动器系统 ； 0024 图 10 示出图 9 中示出的桨叶致动器系统的桨叶致动器的侧视图 ； 0025 图 11 示出根据有。

17、利实施例的图 10 中示出的桨叶致动器的侧视图， 其中桨叶致动 器的可运动构件在延伸位置 ； 0026 图 12 示出根据有利实施例的反转开放风扇引擎的下游螺旋桨桨叶的示例性收缩 方案的曲线 ； 0027 图 13 示出反转开放风扇引擎的下游螺旋桨剪切 / 直径减小百分比与百分比效率 损失和 Delta dB 噪声比的示例性关系的曲线 ； 0028 图 14 示出根据有利实施例的图 7 中示出的反转开放风扇引擎的下游螺旋桨壳体 的透视图， 其中壳体罩板件被除去从而示出桨叶平衡器系统的特征 ； 0029 图 15 示出根据有利实施例的图 14 中示出的下游螺旋桨壳体的透视图， 其中壳体 罩板件被。

18、附接到壳体 ； 0030 图 16 示出根据有利实施例的图 15 中示出的下游螺旋桨壳体的透视图， 其中下游 螺旋桨桨叶处于第一收缩长度 ； 0031 图 17 示意示出根据有利实施例的图 14-16 中示出的桨叶平衡器系统的操作 ； 0032 图 18 示出根据有利实施例控制飞机的飞机引擎中的螺旋桨的过程的流程图 ； 以 及 0033 图 19 示出根据有利实施例控制飞机的飞机引擎中的螺旋桨的过程的流程图。 具体实施方式 0034 更具体参考附图， 本公开的实施例可结合图 1 中示出的飞机制造和服役方法 100 以及图2中所示的飞机200描述。 首先参考图1， 根据本发明有利实施例示出飞机制。

19、造和服 役方法。在试制 / 预生成期间， 飞机制造和服役方法 100 可包括图 2 中的飞机 200 的规格 和设计 102 以及材料采购 104。 0035 生产过程中， 发生图 2 中的飞机 200 的部件和子组件制造 106 和系统整合 108。然 后， 图 2 中的飞机 200 可经历认证测试和交付 110， 以便服役 112。在客户使用中， 图 2 中飞 机 200 例行日常维护和维修 114， 这可包括改良、 重构、 翻新和其他维护或维修。 0036 飞机制造和服役方法 100 的每个过程可由系统集成商、 第三方和 / 或操作者进行 或执行。在这些例子中， 操作者可以是客户。为了本。

20、说明的目的， 系统集成商可包括但不限 于任何数目的飞机制造商和主要系统分包商 ； 第三方可包括但不限于任何数目的卖主、 分 包商和供应商 ； 以及操作者可以是航空公司、 租赁公司、 军事单位、 服务组织等等。 0037 现在参考图2， 其示出可实施有利实施例的飞机。 在该例子中， 飞机200是通过图1 中飞机制造和服役方法 100 生产的， 并可包括带有多个系统 204 的机身 202 和内部 206。系 统 204 的例子包括一个或更多推进系统 208、 电气系统 210、 液压系统 212 和环境系统 214。 可包括任何数目的其他系统。虽然示出了航空航天示例， 不过不同的有利实施例可用于。

21、其 他工业， 如汽车工业。 0038 这里实施的设备和方法可在图1中飞机制造和服役方法100的至少一个阶段中实 施。如这里所用， 短语 “至少一个” ， 当与列表项一起使用时， 意味着可使用一个或更多列表 项的不同组合， 且仅需要列表中各项中的一个。例如，“项 A、 项 B 和项 C 中至少一个” 可包 说 明 书 CN 102652093 A 6 4/10 页 7 括但不限于项 A 或项 A 和项 B。该例子也可包括项 A、 项 B 和项 C， 或项 B 和项 C。 0039 作为一个示例性例子， 图 1 中部件和子组件中生产的部件或子组件可以以类似于 飞机 200 处于图 1 中的服役 1。

22、12 期间所生产的部件或子组件的方式被生产或制造。作为另 一个例子， 大量设备实施例、 方法实施例或其组合可在生产阶段中利用， 如图 1 中部件和子 组件制造 106 和系统整合 108。 0040 下面参考图 3， 其示出根据有利实施例的飞机引擎的方框图。引擎通常由附图标 记 300 指示， 且在这里所述的有利实施例中， 其可以是反转开放风扇 （CROF） 引擎。CROF 引 擎 300 可实现在图 2 中示出的推进系统 208 中。CROF 引擎 300 具有 CROF 螺旋桨系统 302， 其可包括上游螺旋桨 304 和下游螺旋桨 306。 0041 上游螺旋桨304具有多个上游螺旋桨桨。

23、叶312， 下游螺旋桨306具有多个下游螺旋 桨桨叶 314。在图 3 中所示的有利实施例中， 上游螺旋桨 304 和下游螺旋桨 306 均具有六个 螺旋桨桨叶。 然而应该理解， 这仅是示例性的， 因为螺旋桨可具有任何所需数目的螺旋桨桨 叶， 且不试图将有利实施例限制成具有任何特定数目螺旋桨桨叶的螺旋桨。 0042 上游螺旋桨桨叶 312 可具有固定长度， 即固定的桨叶翼展， 从而提供具有固定直 径的上游螺旋桨304。 例如但不限于， 上游螺旋桨桨叶312可具有固定长度从而形成具有从 约 12 英尺 （144 英寸） 到约 14 英尺 （168 英寸） 的固定直径的上游螺旋桨 304。然而下游。

24、螺 旋桨桨叶 314 可具有可变长度 / 桨叶翼展， 从而形成具有可变直径的下游螺旋桨。具体地， 下游螺旋桨桨叶 314 的长度可在第一收缩长度 314A 和第二伸长长度 314B 之间变化。当下 游螺旋桨桨叶在第一收缩长度 314A 时， 下游螺旋桨可以例如但不限于具有比上游螺旋桨 304 的固定直径小约百分之五到约百分之二十的直径 ； 且当下游螺旋桨桨叶在第二伸长长 度 314B， 下游螺旋桨 306 的直径基本等于上游螺旋桨 304 的固定直径。 0043 下游螺旋桨 306 也具有控制下游螺旋桨桨叶 314 长度的桨叶致动器系统 320。桨 叶致动器系统 320 可具有多个桨叶致动器 。

25、322， 每个都控制一个下游螺旋桨桨叶 314 的长 度。在这里所述的有利实施例中， 桨叶致动器 322 是液压致动器， 其控制一个下游螺旋桨桨 叶 314 的长度在第一收缩长度 314A 和第二伸长长度 314B 之间 ； 然而， 应该理解， 这仅是为 了示例， 因为桨叶致动器系统 320 可采取其他形式， 且桨叶致动器 322 可以不同方式被驱 动。 0044 根据有利实施例， 桨叶致动器 322 可通过来自公共储液器 （reservoir） 323 的增压 液压流体被驱动， 从而帮助确保桨叶致动器一致地操作， 以便多个下游螺旋桨桨叶一致移 动并总具有相同长度从而避免旋转不平衡。 0045。

26、 致动器系统 320 的操作可由图 3 所示飞机的飞行管理系统 （FMS） 325 控制。 0046 为了进一步确保下游螺旋桨桨叶一致移动并总具有相同长度， 桨叶致动器系统 320 可包括桨叶平衡器系统 330。桨叶平衡器系统 330 是后曳机构 （trailing mechanism） ， 而非驱动机构， 并且用作防止桨叶不平衡的冗置系统。桨叶平衡器系统 330 可具有被包括 在下游螺旋桨的壳体内的第一板件 332， 以及作为下游螺旋桨壳体的罩并刚性固定到第一 板件的第二板件 334。第一板件 332 内可具有多个径向槽 336， 第二板件 334 内可具有多个 螺旋形弯曲槽 338。销 3。

27、40 可附接到每个桨叶致动器 322 的可运动构件 324， 其可由储液 器 323 的液压流体驱动进和出并且延伸通过第一和第二板件 332 和 334 内的相应对齐的槽 336 和 338。第一和第二板件 332 和 334 中的对齐的槽 336 和 338 确保每个桨叶致动器的 说 明 书 CN 102652093 A 7 5/10 页 8 销 340 总是在其相应槽内的相同位置， 且因此， 可运动构件 324 总是一致地移动， 且附接到 可运动构件 324 的下游螺旋桨桨叶 314 总是一致地移动并总是具有相同长度。 0047 桨叶致动器系统 320 可包括调节下游螺旋桨桨叶 314 的。

28、桨距 （pitch） 的桨距控 制系统 350， 且上游螺旋桨 304 也可包括调节上游螺旋桨桨叶 312 的桨距的桨距控制系统 355。上游和下游螺旋桨 304 和 306 的螺旋桨桨叶的桨距可由 FMS 325 控制。 0048 下面参考图4， 其示出可实施有利实施例的飞机顶视图。 飞机400可实施为图2中 飞机 200。在该示例性例子中， 飞机 400 具有附接到机身 406 的机翼 402 和 404。飞机 400 也可包括引擎 408、 机翼引擎 410、 水平稳定翼 412 和竖直稳定翼 414。 0049 在这里所述的有利实施例中， 引擎 408 和 410 可以是反转开放风扇 。

29、（CROF） 引擎。 然而应该理解， 这仅是示例性的， 因为有利实施例也可包括其他类型引擎， 例如但不限于， 具有一个螺旋桨盘的引擎或 “单旋转开放风扇 （SROF） ” 引擎。而且， 应该理解， 有利实施例 可以被用在不同类型的飞机上被安装在飞机的不同位置上并被利用在具有一个或更多个 引擎的飞机上。 0050 下面参考图 5， 其示出图 4 中所示的飞机引擎的侧视图。具体地， 图 5 更详细地示 出图 4 中示出的机翼安装的引擎 410。引擎 410 是 CROF 飞机引擎并具有 CROF 螺旋桨系统 500， 该 CROF 螺旋桨系统 500 具有两个反转螺旋桨 510 和 512。螺旋桨。

30、 510 通常被称为 “上 游” 螺旋桨 510， 且螺旋桨 512 通常称为 “下游” 螺旋桨 512。上游螺旋桨 510 具有多个上游 螺旋桨桨叶 514， 下游螺旋桨 512 具有多个下游螺旋桨桨叶 516。在这里所述的有利实施例 中， 每个螺旋桨510和512可具有绕其等距隔开的六个螺旋桨桨叶， 但应该理解这仅是示例 性的， 因为螺旋桨可具有任何所需数目的螺旋桨桨叶。 0051 CROF螺旋桨系统500的下游螺旋桨512的螺旋桨桨叶516可在飞机起飞和爬升过 程中要求 “剪切” ， 以便减小社区噪声 （这里使用的术语 “起飞和爬升” 可指从飞机开始沿飞 机跑道运动直到飞机达到通常巡航速。

31、率和高度的区间， 该通常巡航速率和高度例如是马赫 0.8 和 35000 英尺） 。 0052 图6A和图6B分别示意示出飞机反转开放风扇螺旋桨系统的上游和下游螺旋桨和 螺旋桨桨叶的相对位置， 其中下游螺旋桨桨叶无剪切 ； 图6C和图6D分别示意示出飞机反转 开放风扇螺旋桨系统的上游和下游螺旋桨和螺旋桨桨叶的相对位置， 其中下游螺旋桨桨叶 有剪切从而辅助解释有利实施例。 0053 当飞机以相对低速行驶时， 例如在起飞和爬升操作中， 如果上游螺旋桨桨叶 514 和下游螺旋桨桨叶516具有相同长度， 如图6B所示， 以便上游螺旋桨510和下游螺旋桨512 具有相同直径， 如图 6A 所示， 则尾流。

32、相互作用和桨叶涡流相互作用 （BVI） 噪声会导致过度 的社区噪声。BVI 噪声是由下面的事实引起的， 即随着流管以使得图 6B 和图 6D 中虚线 610 所示的涡流路径如图 6B 的 612 处 （通常在螺旋桨桨叶的最高负载区处） 示意示出的被下游 螺旋桨桨叶 516“切断” （即， 与其相互作用） 的方式收缩 （收缩角是飞行马赫数和飞行角度 的函数） ， 则由上游螺旋桨产生的翼梢涡流倾向于沿径向向内方向朝向下游螺旋桨衰减。随 着下游螺旋桨切断这些涡流， 固有的桨叶流道音调水平增加且形成新的相互作用音调。 0054 如图 6C 和图 6D 所示， 为了减小起飞阶段的社区噪声， 下游螺旋桨桨。

33、叶 516 可被 “剪切” ， 以便下游螺旋桨 512 的直径比上游螺旋桨 510 的直径小足够的量以致下游螺旋桨 桨叶 516 不延伸到涡流路径 610 中， 如图 6D 所示。 说 明 书 CN 102652093 A 8 6/10 页 9 0055 另一方面， 如图 6B 所示， 在正常巡航速率， 例如在马赫 0.8 时， 流管的收缩几乎不 存在， 如实线 620 所示。因此， 下游螺旋桨桨叶不再延伸到涡流路径中， 且下游螺旋桨 512 可具有与上游螺旋桨 510 基本相同的直径， 而不引起不可接受的社区噪声， 且同时提供最 大性能。 0056 虽然下游螺旋桨直径相对上游螺旋桨直径的减小。

34、使得能够在起飞和爬升操作中 减小社区噪声， 但这种直径的减小也导致螺旋桨空气动力学效率的减小， 且因此减小推进 效率， 并增加飞机燃料消耗。不幸的是， 该燃料燃烧害处通常针对整个飞行任务， 即使起飞 和爬升操作的最为噪声敏感部分仅持续几分钟。 0057 根据有利实施例， 提供了控制螺旋桨的设备和方法， 其优化了所有飞行状况期间 反转开放风扇螺旋桨系统的下游螺旋桨的位置。根据有利实施例， 飞机的 CROF 引擎具有 CROF 螺旋桨系统， 其中下游螺旋桨的螺旋桨桨叶的长度被设定为第一收缩长度， 以便在起 飞和爬升操作期间下游螺旋桨的直径小于上游螺旋桨的直径， 以便减小社区噪声， 且在起 飞和爬升。

35、操作期间随着飞机速率增加， 其长度逐渐伸长到第二伸长长度， 直到在飞机巡航 速度时下游螺旋桨的直径基本等于上游螺旋桨的直径。 通过以该方式控制下游螺旋桨的直 径， 在起飞和爬升操作期间实现了有效的噪声减小， 且在巡航速度保持飞机飞行效率。 0058 下面参考图 7， 其示出根据有利实施例， 图 5 中示出的反转开放风扇引擎的螺旋桨 系统的侧透视图。如图 7 所示， CROF 螺旋桨系统 500 可具有上游螺旋桨 510 的上游螺旋桨 桨叶 514 从其延伸的上游螺旋桨壳体 702， 以及下游螺旋桨 512 的下游螺旋桨桨叶 516 从 其延伸的下游螺旋桨壳体 704。如本领域技术人员已知， 在。

36、 CROF 螺旋桨系统 500 的操作期 间， 上游螺旋桨壳体 702 和下游螺旋桨壳体 704 可沿相反方向旋转从而使得沿相反方向旋 转上游和下游螺旋桨 510 和 512。 0059 如前面所示， 上游螺旋桨510的螺旋桨桨叶514可具有固定长度， 以便上游螺旋桨 510 具有固定直径， 例如但不限于 12-14 英尺。然而， 下游螺旋桨 512 的螺旋桨桨叶 516 可 以具有可变长度， 以便下游螺旋桨 512 的直径可以具有可变直径。 0060 根据有利实施例， 下游螺旋桨 512 的螺旋桨桨叶 516 被 “剪切” 成， 在飞机起飞和 爬升操作期间具有第一收缩长度， 以便下游螺旋桨 。

37、512 的直径在起飞和爬升操作中的至少 一部分期间小于上游螺旋桨 510 的直径 ； 且随着飞机速率增加而长度逐渐增加， 直到下游 螺旋桨的螺旋桨桨叶在第二伸长长度， 其基本等于上游螺旋桨的螺旋桨桨叶的固定长度， 以便下游螺旋桨的直径在巡航速度时基本等于上游螺旋桨的固定直径。 0061 下面参考图 8， 其示出根据有利实施例， 图 7 中示出的 CROF 螺旋桨系统的侧透视 图， 其中下游螺旋桨的螺旋桨桨叶被除去从而示出螺旋桨系统的特征。具体地， 如图 8 所 示， 每个下游螺旋桨桨叶 516 延伸通过下游螺旋桨壳体 704 的侧壁中的大体圆形板件 812 中的槽 810。如下面解释， 每个圆。

38、形板件 812 均被包括在下游螺旋桨桨叶致动器系统的桨 距控制系统中， 并且可旋转从而旋转下游螺旋桨512的螺旋桨桨叶516以便提供桨距控制。 上游螺旋桨桨叶 514 也可包括桨距控制机构 820， 其可以是传统类型， 从而提供上游螺旋桨 510 的螺旋桨桨叶 514 的桨距控制。 0062 下面参考图 9-11， 图 9 示出根据有利实施例的图 7 中示出的螺旋桨系统的下游螺 旋桨壳体的内部， 从而示出桨叶致动器系统， 而图 10 和图 11 示出图 9 中示出的桨叶致动器 系统的桨叶致动器的侧视图。 说 明 书 CN 102652093 A 9 7/10 页 10 0063 如图 9 所示。

39、， 下游螺旋桨 512 的下游螺旋桨壳体 704 可具有下游螺旋桨桨叶致动 器系统 910 以用于控制下游螺旋桨桨叶 516 的长度从而控制下游螺旋桨 512 的直径。更具 体地， 下游螺旋桨桨叶致动器系统 910 可具有多个桨叶致动器 912 （图 9 中示意示出） ， 每个 桨叶致动器 912 均用于控制 / 调节下游螺旋桨桨叶 516 中一个不同桨叶的长度。 0064 如图 10 和图 11 所示， 每个桨叶致动器 912 均可具有可运动构件 914， 例如附接到 下游螺旋桨桨叶 516 的活塞。每个可运动构件 914 可在汽缸 916 内在第一收缩位置和第二 伸长位置之间移动。图 10。

40、 示出可运动构件 914 在汽缸 916 中的第一收缩位置， 而图 11 示 出可运动构件 914 在汽缸 916 中的第二伸长位置。 0065 当每个可运动构件914均处于图10中所示的第一收缩位置时， 每个下游螺旋桨桨 叶516均处于第一收缩长度， 其小于上游螺旋桨桨叶的固定长度， 以便下游螺旋桨512的直 径小于上游螺旋桨 510 的直径。另一方面， 当可运动构件 914 在如图 11 中所示的第二伸长 位置时， 下游螺旋桨桨叶 516 在第二伸长长度， 其基本等于上游螺旋桨桨叶 514 的长度， 以 便下游螺旋桨 512 的直径基本等于上游螺旋桨 510 的直径。 0066 根据有利实。

41、施例， 每个桨叶致动器9 12的可运动构件914在第一收缩位置和第二 伸长位置之间由液压压力驱动。具体地， 液压流体可分别经由桨叶致动器 912 中的管 1040 和1042被输送到腔室1030和1032以及从其中移出， 如图10和图11所示。 管1040和1042 连接到图 10 和图 11 中在 1050 处示意示出的公共液压流体储液器。液压流体储液器 1050 进而可由图 2 中 212 示出的飞机液压系统供应， 或由另一个液压流体源供应。腔室 1030 和 1032 由 O 型圈 1035 和 1036 保持在流体密封状态。 0067 根据有利实施例， 压力下来自储液器 1050 的液。

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

43、缓地伸长和收缩可运动构件 914。 0068 如下面的解释， 在飞机起飞前， 例如飞机已经在前一次飞行之后着陆后， 可运动构 件 914 可被定位在第一收缩位置。如下面的解释， 在飞机开始起飞后， 液压流体被逐渐输送 到腔室 1030 中并逐渐从腔室 1032 流出并返回到储液器 1050， 从而导致可运动构件 914 在 汽缸 916 中逐渐向上移动， 直到可运动构件达到图 11 中示出的第二伸长位置。 0069 具体地， 在起飞和爬升期间随着飞机速率增加并且参考图 6A-6D 描述的桨叶 - 涡 流路径 / 流管， 腔室 1030 中液压压力逐渐增加， 且腔室 1032 中液压压力逐渐释放。

44、， 从而导 致可运动构件 914 在汽缸 916 中向外移动， 进而导致螺旋桨桨叶 516 长度逐渐增加。腔室 1030 中液压压力继续增加， 直到可运动构件 914 处于第二伸长位置， 且携带的螺旋桨桨叶 因而处于第二伸长长度。 0070 图 10 和图 11 也示出管 1060， 其连接到桨叶致动器 912。如下面解释的那样， 管 1060 承载联动系统 （linkage system） （未示出） ， 其用于旋转齿轮 1062 进而旋转可运动构 件 914 和与其附接的螺旋桨桨叶 516， 从而提供桨距控制。而且， 液压管路 1040 和 1042 优 说 明 书 CN 10265209。

45、3 A 10 8/10 页 11 选包括在 1070 示意示出的液压供应阀， 从而控制供应到腔室 1030 和 1032 的供应压力的方 向， 且在紧急情形中， 使得能够例如从地勤 （ground service） 或从辅助动力单元快速释放 所有液压压力。 0071 现在参考图 12， 其示出根据有利实施例的 CROF 引擎的下游螺旋桨桨叶的示例性 收缩方案的曲线图。该曲线图通常由附图标记 1200 表示， 且其上的曲线 1210 代表作为向 前飞行马赫数的函数的示例性收缩方案。 0072 如图 12 所示， 在向前速率为零时， 下游螺旋桨桨叶被剪切， 以便下游螺旋桨的直 径通常比上游螺旋桨直。

46、径小 15% 和 25% 之间。随着在起飞和爬升期间飞机的向前飞行马赫 数的增加， 下游螺旋桨桨叶逐渐伸长 （延长） ， 直到其在飞机速率约为马赫0.6时达到第二伸 长长度。 此时， 下游螺旋桨桨叶和上游螺旋桨桨叶基本处于相同长度， 且上游螺旋桨和下游 螺旋桨的直径也大约相同。 0073 基于飞机 FMS 规定的逻辑， 在曲线 1210 的任一侧上的图 12 中阴影面积 1220 表 示操作公差带 （operational tolerance band） ， 从而允许由于但不限于冲角 （angle of attack） 导致的可接收计划偏差 （schedule deviation） 。 007。

47、4 应该理解， 图 12 中所示的曲线仅是收缩方案的示例， 因为其他收缩方案也是可以 的。然而， 需要选择最大化飞机效率的收缩方案。这方面， 图 13 示出剪切对飞机效率和噪 声的影响的曲线图。 0075 具体地， 图13示出反转开放风扇引擎的下游螺旋桨的剪切/直径减小百分比与百 分比效率损失和 Delta dB 噪声比的示例性关系的曲线图。该曲线图通常由附图标记 1300 表示， 且在起飞和爬升操作开始时， 其中下游螺旋桨桨叶被剪切成使得下游螺旋桨的直径 比上游螺旋桨的直径小百分之十到百分之二十之间， 则曲线1320所示的delta噪声减小高 于百分之十， 且曲线 1330 所示的效率损失约。

48、为百分之五。然而， 随着下游螺旋桨桨叶的剪 切量逐渐减小， 则效率损失和 Delta 噪声减小逐渐减小， 直到在巡航速度， 效率损失和噪声 减小二者均为零。如图 13 所示， 曲线 1320 和 1330 任一侧上的阴影面积表示围绕名义趋势 的公差带。 0076 如从图 13 中清楚看出， 通过逐渐增加下游螺旋桨桨叶的长度 （即， 下游螺旋桨的 翼展或直径） ， 飞机操作效率在该阶段期间也逐渐增加从而导致任务所需燃料的减少。 0077 随着下游螺旋桨桨叶在飞机起飞和爬升期间长度逐渐伸长， 理想的是所有桨叶一 致地移动以便下游螺旋桨的所有桨叶的长度在所有时间均是相同的从而避免不平衡问题。 如前面。

49、描述， 每个下游螺旋桨桨叶的运动都可由液压致动器控制， 其中每个液压致动器被 连接到公共储液器从而帮助确保下游螺旋桨桨叶一致地移动。 然而， 根据有利实施例， 可提 供桨叶平衡器系统从而进一步确保下游螺旋桨桨叶一致地移动并总是具有相同长度， 即使 系统的任何部件或各桨叶致动器中存在液压蠕变 （creep） 或液压故障仍如是。而且， 该有 利实施例的有益特征与引擎故障 （engine-out） 情形有关。如果任一飞机引擎失去动力， 则 其他引擎的下游螺旋桨直径应该直接增加， 从而提供推力的递增。 操作上， 这要么当飞行员 触发 “toga” （起飞和复飞） 按钮时被启动 ； 要么在飞机飞行计算机装配有引擎故障检测能 力的情况下自动进行。 在该情形中， 期望液压流体将非常快地排出， 这使得桨叶平衡器系统 非常重要。 0078 现在参考图 14-16， 其示出根据有利实施例确保下游螺旋桨桨叶的一致 / 均一运 说 明 书 CN 102652093 A 11 9/10 页。