有效面积可变的风扇喷嘴的制作方法

本主题大体上涉及具有有效面积可变的风扇喷嘴的燃气涡轮发动机。

背景技术：

涡轮风扇发动机大体上包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。越过风扇的空气的第一部分可以通过旁通空气流(限定于核心与外部机舱之间)而流过核心，且越过风扇的空气的第二部分可以提供给核心。

按照顺序流动的次序，涡轮风扇发动机的核心大体上包括压缩区段、燃烧区段、涡轮区段以及排气区段。在运行中，提供给核心的空气流过压缩区段，在压缩区段中，一个或更多个轴向压缩机逐步地使空气压缩，直到空气到达燃烧区段为止。在燃烧区段内，使燃料与压缩的空气混合且焚烧，以提供燃气。将燃气从燃烧区段发送至涡轮区段。通过涡轮区段的燃气流驱动涡轮区段，然后，被发送穿过排气区段，例如到达大气。

涡轮风扇发动机的风扇限定风扇压力比。某些涡轮风扇发动机设计有限定相对低的风扇压力比(诸如小于大约1.4的风扇压力比)的风扇。然而，在以这样的低的风扇压力比运行时，这样的风扇可能经历航空力学的颤振(aeromechanicalflutter)。为了减轻这样的颤振，涡轮风扇发动机典型地包括可变面积的风扇喷嘴，以卸载风扇，或更具体地，风扇的多个风扇叶片。典型地，可变面积的风扇喷嘴包括具有能够在直径上扩展的后端的机舱。然而，这样的可变面积的风扇喷嘴可能相对地复杂且沉重，可能地降低涡轮风扇发动机的总体效率且增加其费用。

因此，其他示范性的涡轮风扇发动机包括可变节距的风扇以减轻航空力学的颤振。然而，再一次，可变节距的风扇也可能相对地复杂。因此，具有限定相对低的风扇压力比的风扇且包括能够减轻航空力学的颤振的一个或更多个构件的涡轮风扇发动机将特别地有益。更具体地，具有限定相对低的风扇压力比的风扇且包括能够减轻航空力学的颤振的一个或更多个构件，而不要求相对沉重的额外的系统的涡轮风扇发动机将是特别有用的。

技术实现要素：

在以下的描述中，将部分地陈述本发明的方面和优点，或可以从描述显而易见本发明的方面和优点，或可以通过实践本发明而学习本发明的方面和优点。

在本公开的一个示范性的方面，提供用于使燃气涡轮发动机运行的方法，该燃气涡轮发动机包括：风扇；核心，其与风扇流动连通；以及机舱组件，其包围风扇和核心的至少一部分，以与核心一起限定旁通通道。机舱组件包括在完全地装入的位置与完全地展开的位置之间可移动的推力反向器系统。该方法包括：使风扇以小于大约二(2)的风扇压力比运行；和将推力反向器系统从完全地装入的位置移动至部分地展开的位置。部分地展开的位置位于完全地装入的位置与完全地展开的位置之间。该方法还包括将推力反向器系统保持于部分地展开的位置处，以允许额外的量的空气流退出旁通通道。

在本公开的示范性的实施例中，提供涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机包括：风扇，其限定运行期间的风扇压力比；和核心，其与风扇流体连通。涡轮风扇发动机还包括机舱组件，机舱组件包围风扇和核心的至少一部分，以与核心一起限定旁通通道。机舱组件包括：风扇罩，其环绕风扇延伸；和推力反向器系统，其在完全地装入的位置、部分地展开的位置以及完全地展开的位置之间是可移动的。推力反向器系统配置成保持于部分地展开的位置处，以允许额外的量的空气流从旁通通道退出。

本发明的第一技术方案提供了一种用于使燃气涡轮发动机运行的方法，该燃气涡轮发动机包括风扇、与所述风扇流动连通的核心以及包围所述风扇和所述核心的至少一部分以与所述核心一起限定旁通通道的机舱组件，所述机舱组件包括在完全地装入的位置与完全地展开的位置之间可移动的推力反向器系统，所述方法包括：使所述风扇以小于大约二(2)的风扇压力比运行；将所述推力反向器系统从所述完全地装入的位置移动至部分地展开的位置，所述部分地展开的位置位于所述完全地装入的位置与所述完全地展开的位置之间；以及将所述推力反向器系统保持于所述部分地展开的位置处，以允许额外的量的空气流退出所述旁通通道。

本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，所述机舱组件包括包围所述风扇的风扇罩，其中所述推力反向器系统包括定位于所述风扇罩的后部的平移罩，并且其中将推力反向器移动至所述部分地展开的位置包括将所述平移罩从所述风扇罩向后地移动，以在其间限定开口。

本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，将所述推力反向器系统从所述完全地装入的位置移动至所述部分地展开的位置包括将所述平移罩向后地移动至少大约五英寸。

本发明的第四技术方案是在第二技术方案中，所述风扇限定风扇直径，并且其中将所述推力反向器系统从所述完全地装入的位置移动至所述部分地展开的位置包括将所述平移罩向后地移动等于所述风扇直径的至少大约2%的距离。

本发明的第五技术方案是在第二技术方案中，将所述推力反向器保持于所述部分地展开的位置处包括允许穿过所述旁通通道的空气流的至少大约百分之十五(15%)穿过限定在所述平移罩与所述风扇罩之间的所述开口而退出。

本发明的第六技术方案是在第一技术方案中，将所述推力反向器移动至所述部分地展开的位置包括将所述推力反向器的叶栅节段维持于所述旁通通道的基本上外侧的位置处。

本发明的第七技术方案是在第一技术方案中，所述燃气涡轮发动机是涡轮风扇发动机，并且其中所述风扇是节距固定的风扇。

本发明的第八技术方案是在第一技术方案中，使所述风扇以小于大约二(2)的风扇压力比运行包括使所述风扇以小于大约1.5的风扇压力比运行。

本发明的第九技术方案是在第一技术方案中，使所述风扇以小于大约二(2)的风扇压力比运行包括在滑行运行模式的期间使所述风扇运行。

本发明的第十技术方案是在第一技术方案中，进一步包括：将所述推力反向器系统从所述部分地展开的位置移动至所述完全地装入的位置；以及将所述推力反向器系统锁定于所述完全地装入的位置处。

本发明的第十一技术方案是在第十技术方案中，进一步包括：通过开始将所述推力反向器系统从所述完全地装入的位置移动的运行，从而确认所述推力反向器系统锁定于所述完全地装入的位置处。

本发明的第十二技术方案提供了一种涡轮风扇发动机，包括：风扇，其限定运行期间的风扇压力比；核心，其与所述风扇流动连通；以及机舱组件，其包围所述风扇和所述核心的至少一部分，以与所述核心一起限定旁通通道，所述机舱组件包括：风扇罩，其环绕所述风扇延伸；以及推力反向器系统，其在完全地装入的位置、部分地展开的位置以及完全地展开的位置之间是可移动的，所述推力反向器系统配置成保持于所述部分地展开的位置处，以允许额外的量的空气流从所述旁通通道退出。

本发明的第十三技术方案是在第十二技术方案中，所述机舱组件进一步包括包围所述风扇的风扇罩，其中所述推力反向器系统包括定位于所述风扇罩的后部的平移罩，并且其中将所述推力反向器系统从所述完全地装入的位置移动至部分地展开的位置包括将所述平移罩从所述风扇罩向后地移动，使得在所述推力反向器系统位于所述部分地展开的位置处时，所述机舱组件限定在所述风扇罩与所述平移罩之间的开口。

本发明的第十四技术方案是在第十三技术方案中，在所述推力反向器系统位于所述部分地展开的位置处时，限定于所述风扇罩与所述平移罩之间的所述开口为沿着所述涡轮风扇发动机的轴向方向至少大约五英寸长。

本发明的第十五技术方案是在第十三技术方案中，在所述推力反向器系统位于所述部分地展开的位置处时，限定于所述风扇罩与所述平移罩之间的所述开口允许在运行的期间，穿过所述旁通通道的空气流的至少大约百分之十五(15%)穿过所述旁通通道而退出。

本发明的第十六技术方案是在第十二技术方案中，在所述推力反向器系统位于所述部分地展开的位置处时，所述推力反向器系统的叶栅节段依然位于所述旁通通道的基本上外侧的位置处。

本发明的第十七技术方案是在第十二技术方案中，所述风扇是节距固定的风扇。

本发明的第十八技术方案是在第十二技术方案中，在所述风扇限定小于大约二(2)的风扇压力比时，所述推力反向器配置成保持于所述部分地展开的位置处。

本发明的第十九技术方案是在第十二技术方案中，在使所述涡轮风扇发动机以滑行运行模式运行时，所述推力反向器配置成保持于所述部分地展开的位置处。

本发明的第二十技术方案是在第十二技术方案中，所述机舱组件进一步包括配置成将所述推力反向器系统锁定于所述完全地装入的位置处的锁定机构。

参考下文的描述和所附权利要求，将更清楚地理解本发明的这些及其他特征、方面以及优点。合并于本说明书中且组成本说明书的一部分的附图图示本发明的实施例，并且连同描述一起用来解释本发明的原理。

附图说明

参考附图而在说明书中陈述针对本领域普通技术人员的本发明的包括其最佳模式的完整的和实现的公开，在附图中：

图1是根据本主题的各种实施例的示范性的燃气涡轮发动机的示意横截面图。

图2是具有位于完全地展开的位置处的推力反向器系统的根据本公开的另一示范性的实施例的示范性的涡轮风扇发动机的透视图。

图3是分别在视图的上半部分和下半部分中描绘位于完全地装入的位置处和位于完全地展开的位置处的推力反向器系统的图2的示范性的涡轮风扇发动机的轴向侧视截面图。

图4是位于完全地装入的位置和完全地展开的位置(以幻影线呈现)处的示范性的推力反向器系统的区段的近观截面图。

图5是描绘位于部分地展开的位置处的推力反向器系统的图2的示范性的涡轮风扇发动机的轴向侧视截面图。

图6提供了按照本公开的示范性的实施例的锁定机构的示意图。

图7提供了按照本公开的示范性的方面的用于使涡轮风扇发动机运行的方法的流程图。

零件列表

10涡轮风扇喷气发动机

12纵向或轴向中心线

14风扇区段

16核心涡轮发动机

18外壳

20入口

22低压压缩机

24高压压缩机

26燃烧区段

28高压涡轮

30低压涡轮

32喷气排气区段

34高压轴/转轴

36低压轴/转轴

37核心空气流路

38风扇

40叶片

42盘

44致动部件

46动力齿轮箱

48机舱

50风扇壳体或机舱

52出口导向导叶

54下游区段

56旁通空气流通道

58空气

60入口

62空气的第一部分

64空气的第二部分

66燃气

68定子导叶

70涡轮转子叶片

72定子导叶

74涡轮转子叶片

76风扇喷嘴排气区段

78热气路径

100推力反向器系统

102入口组件

104风扇罩

106平移罩

108叶栅系统

110叶栅节段

112致动器(46)

114拉杆40c

116连杆48

118风扇壳体50a

120风扇壳体50b

122内壁52

124外壁54

125导向的连接件

126节段40b的后端

128开口56

130内部风扇壳体118的后端

132外部风扇壳体120的后端

134内壁122的前端

136外壁124的前端

138节段的前端

140锁定机构

142接合处

144杠杆

146致动器

148钩

150挡块。

具体实施方式

现在，将对本发明的本实施例详细地作出参考，在附图中，图示本发明的一个或更多个示例。详述使用数字标示和字母标示来指附图中的特征。附图和描述中的相同的或类似的标示用于指本发明的相同的或类似的零件。如本文中所使用的，术语“第一”、“第二”以及“第三”可以能互换地用于将一个构件与另一个区分开，并且，不旨在表明个别的构件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，并且，“下游”是指流体流至的方向。

现在参考附图，其中在所有的附图中，同一数字指示相同的元件，图1是按照本公开的示范性的实施例的燃气涡轮发动机的示意横截面图。更具体地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是在本文中被称为“涡轮风扇发动机10”的高旁通涡轮风扇喷气发动机10。如图1中所示，涡轮风扇发动机10限定轴向方向a(与供参考而设置的纵向中心线12平行地延伸)以及径向方向r。涡轮风扇发动机10还可以限定围绕轴向方向a周向地延伸的周向方向(未示出)。通常，涡轮风扇10包括风扇区段14和安置于风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。

所描绘的示范性的核心涡轮发动机16通常被包围在基本上管状的外壳18内，外壳18限定环形入口20。按照顺序流动的关系，外壳18包覆：压缩机区段，其包括增压器或低压(lp)压缩机22和高压(hp)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(hp)涡轮28和低压(lp)涡轮30；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(hp)轴或转轴34将hp涡轮28与hp压缩机24传动地连接。低压(lp)轴或转轴36将lp涡轮30与lp压缩机22传动地连接。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段以及喷嘴区段32共同限定穿过这些区段的核心空气流路37。

对于所描绘的实施例，风扇区段14包括固定节距的风扇38，其具有多个风扇叶片40。风扇叶片40可通过横过动力齿轮箱46的lp轴36而围绕纵向轴线12旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，以用于使lp轴36的旋转速度逐步减低至更高效的旋转风扇速度。

仍然参考图1的示范性的实施例，盘42被可旋转的前毂48覆盖，前毂48空气动力学地异型成促进空气流穿过多个风扇叶片40。另外，示范性的涡轮风扇发动机10包括环形机舱组件50，环形机舱组件50周向地环绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。应当意识到，机舱组件50可以配置成相对于核心涡轮发动机16而由多个周向地间隔开的出口导向导叶52支撑。此外，机舱组件50的下游区段54可以于壳体18的外部部分上延伸，以便于在其间限定旁通空气流通道56。如将在下文中参考示范性的实施例而更详细地讨论的，机舱组件50包括推力反向器系统100，推力反向器系统100被描绘为位于完全地装入的位置处。

在涡轮风扇发动机10的运行的期间，大量空气58穿过机舱50的相关联的入口60和/或风扇区段14而进入涡轮风扇10。随着大量空气58横穿风扇叶片40，空气58的如箭头62所指示的第一部分被指引或发送至旁通空气流通道56中，并且，空气58的如箭头64所指示的第二部分被指引或发送至核心空气流路37中，或更具体地，被指引或发送至lp压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比一般被称为旁通比。然后，在空气的第二部分64发送穿过高压(hp)压缩机24时，空气的第二部分64的压力增加。然后，空气的第二部分64流动至燃烧区段26中，在燃烧区段26中，使空气的第二部分64与燃料混合且焚烧，以提供燃气66。

燃气66被发送穿过hp涡轮28，在hp涡轮28中，经由与外壳18联接的hp涡轮定子导叶68和与hp轴或转轴34联接的hp涡轮转子叶片70的连续的级而提取来自燃气66的热能和/或动能的一部分，因而促使hp轴或转轴34旋转，由此支持hp压缩机24的运行。然后，燃气66被发送穿过lp涡轮30，在lp涡轮30中，经由与外壳18联接的lp涡轮定子导叶72和与lp轴或转轴36联接的lp涡轮转子叶片74的连续的级而从燃气66提取热能和动能的第二部分，因而促使lp轴或转轴36旋转，由此支持lp压缩机22的运行和/或风扇38的旋转。

随后，燃气66被发送穿过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32，以提供推进推力。同时地，由于在从涡轮风扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前，空气的第一部分62被发送穿过旁通空气流通道56，因而空气的第一部分62的压力显著地增加，从而同样地提供推进推力。hp涡轮28、lp涡轮30以及喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定热气路径78，热气路径78用于将燃气66发送穿过核心涡轮发动机16。

然而，应当意识到，图1中所描绘的示范性的涡轮风扇发动机10仅经由示例而提供，并且，在其他示范性的实施例中，涡轮风扇发动机10可能具有任何其他合适的配置，包括例如任何其他合适的数量的轴或转轴。

现在，参考图2至图4，提供了按照本公开的另一示范性的实施例的涡轮风扇发动机10。图2至图4中所描绘的示范性的涡轮风扇发动机10包括按照本公开的示范性的实施例的推力反向器系统100。具体地，图2提供示范性的涡轮风扇发动机10的透视图，其中推力反向器系统100位于完全地展开的位置处；图3提供沿着轴向方向a的示范性的涡轮风扇发动机10的横截面示意图，图3的上半部分描绘位于完全地装入的位置处的推力反向器系统100，并且，图3的下半部分描绘位于完全地展开的位置处的推力反向器系统100；并且，图4提供示范性的推力反向器系统100的近观示意图。图2至图4的示范性的涡轮风扇发动机10可以按与图1的示范性的涡轮风扇发动机10基本上相同的方式配置。因此，相同的编号可以指相同的构件或功能上等效的构件。

如所描绘的，涡轮风扇发动机10的机舱组件50大体上包括入口组件102、风扇罩104以及推力反向器系统100。入口组件102定位于机舱组件50的前端，并且，风扇罩104定位于入口组件102的后部且至少部分地环绕风扇38。推力反向器系统100继而至少部分地定位于风扇罩104后部。如所描绘的，核心16的外壳18限定旁通通道56的径向地向内的边界，并且，机舱组件50限定旁通通道56的径向地向外的边界。在某些运行的期间，发动机10的旁通空气经过旁通通道56，并且，通过风扇退出喷嘴76而退出。

图2至图4的推力反向器系统100包括：平移的罩(平移罩)106，其可滑动地安装至风扇罩104；和叶栅系统108。如从图2显而易见的，平移罩106是机舱组件50的最后的区段，位于风扇罩104的后部且为核心16的外壳18划界。在位于完全地展开的位置处(参见图2和图3的底部部分)时，叶栅系统108同样地位于风扇罩104的后部且为核心16的外壳18划界。对比而言，在位于完全地装入的位置处(参见图3的顶部部分)时，叶栅系统108至少部分地装入风扇罩104内。此外，由于在位于完全地装入的位置处时，叶栅系统108至少部分地装入风扇罩104内(以及滑动/平移至展开的位置处)，因而包括叶栅系统108的结构可能不增加机舱组件50的总体轴向长度。

叶栅系统108被描绘为由多个单个的叶栅节段110形成/包括多个单个的叶栅节段110，这些叶栅节段110环绕机舱组件50的圆周周向地间隔开。如从图3和图4显而易见的，叶栅系统108的节段110适应于从在图3的上半部分中示出且在图4的详细视图中示出的完全地装入的位置展开至在各图3的下半部分中示出且在图4以幻影线示出的完全地展开的位置。对于所描绘的实施例，在推力反向器系统100从完全地装入的位置移动至完全地展开的位置(即，展开)时，平移罩106和叶栅系统108适应于沿发动机10的向后的方向一致地平移。更具体地，为了将叶栅系统108展开至旁通通道56中，使平移罩106大体上沿着轴向方向a从风扇罩104向后地移动，并且，使叶栅系统108枢转至旁通通道56中，导致穿过展开的叶栅系统108而使通道56内的旁通空气流转向，以提供推力反向效果。出于该目的，图2至图4将叶栅节段110表示为通过安装至机舱组件50的相应的致动器112而与机舱组件50可枢转地联接。致动器112配置成使推力反向器系统100从完全地装入的位置移动至完全地展开的位置。致动器112能够是任何合适的类型，并且，能够由例如气动马达、液压马达或电动马达驱动。另外，叶栅系统110被描绘为利用导向的连接件125来与机舱组件50的固定结构联接。而且，图3和图4将叶栅节段110表示为利用拉杆114来与核心16的外壳18可枢转地联接，并且，将平移罩106表示为通过连杆116而与叶栅节段110可枢转地联接，以用于与叶栅节段110一起平移。

叶栅系统108和平移罩106沿着轴向方向a沿向后的方向平移的运动导致叶栅节段110以图3和图4中所表示的方式展开至旁通通道56中。能够从这些图意识到，在完全地装入时，叶栅节段110被包围且完全地隐藏于风扇罩104的内外发动机风扇壳体118、120与平移罩106的内外壁122、124之间。因此，在推力反向器系统100完全地装入时，内部发动机风扇壳体118和平移罩106的内壁122限定旁通通道56的径向地外部的流动表面的一部分，并且，使叶栅系统108与导管56完全地分离。该配置的优点在于，本发明的推力反向器系统100不具有在正常的发动机运行的期间，限定旁通通道56的径向地外部的流动表面的任何部分的阻挡门(blockerdoor)。所以，推力反向器系统100能够配置成，在推力反向器系统100位于完全地装入的位置处时，避免将增大空气动力阻力且降低发动机10的空气动力性能的表面中断(间隙和台阶)和导管泄漏。另一优点在于，平移罩106的整个内壁122能够将其整个表面区域的不间断的声学处理(未示出)合并，以促进增强的发动机噪声衰减。

对比而言，在移动至完全地展开的位置时，推力反向器系统100的叶栅节段110可以全部地横过导管56的径向宽度而延伸，但不要求如此，使得其后端126接触(或将近接触)核心16的外壳18。如图3中所表示的，当导管56内的旁通空气遇到叶栅系统108时，通过节段110中的格栅开口而使该空气转向，并且，通过周向开口128而排出，周向开口128限定于内外发动机风扇壳体118、120的后端130、132与平移罩106的内外壁122、124的前端134、136之间(图4)。如图3中所描绘的，各节段110能够装备有促进沿着核心16的外壳18的外表面流动的空气的捕获的延伸部分。

如从上文显而易见的，所描绘的实施例在某种程度上将阻挡门的功能的常规的任务合并至叶栅系统108中，并且，通过将旋转加到叶栅的传统的平移运动而实现该合并。为了服务于该任务，各叶栅节段110必须具有足够的长度且充分地向下成角度，从而(在某些实施例中)完全地阻挡风扇旁通通道56。为此，很可能节段110可以比在涡轮风扇发动机10中可能另外采用的固定叶栅更长。

然而，应当意识到，所描绘的示范性的推力反向器系统100仅经由示例而提供，并且，在其他示范性的实施例中，推力反向器系统100可以具有任何其他合适的配置。例如，虽然图2至图4的实施例将各叶栅节段110描绘为装备有两个不同的连杆114和连杆116，连杆114和连杆116在各节段110的后端126附近可旋转地联接，从而在展开的期间，赋予节段110的旋转移动并对节段110的旋转移动进行控制，在其他示范性的实施例中，可以除去连杆114，以便进一步减小可能导致空气动力学或声学低效的空气动力阻力及其他扰流。另外，应当意识到，除了叶栅系统108能够使旁通通道56内的空气流转向的要求以外，叶栅节段110的平移旋转运动不取决于任何特定的类型的叶栅设计。例如，在一些其他实施例中，推力反向器系统100可以不包括所示出的连杆114、116中的任一个，而作为替代，可以例如依赖于叶栅系统108和运动展开系统的几何结构。此外，鉴于图2至图4中所表示的叶栅节段110具有不会在展开期间故意地弯曲、折曲或折叠的刚性构造，具有这些能力中的任一个的叶栅节段110也都属于本公开的范围内。最后，还应当意识到，推力反向器系统100及其单独的构件能够由各种材料(包括一般在航空航天空间的应用中使用的金属材料、塑性材料以及复合材料)构造且通过机械加工、铸造、模制、层压等以及这些制法的组合而制作。

特别地参考图3，且现在还参考图5，推力反向器系统100在完全地装入的位置与完全地展开的位置之间的移动包括推力反向器系统100的展开的期间的至少两个截然不同的阶段。在初始的/“向后移动”阶段的期间，各叶栅节段110大体上沿着轴向方向a相对于风扇罩104而与平移罩106一起向后平移，其中节段110与风扇罩104之间的旋转移动最小。在随后的/“旋转移动”阶段的期间，随着与其致动器112联接的叶栅节段110的前端138进一步向后移动，由于拉杆114限制节段110的后端126的向后移动而造成各叶栅节段110围绕其前端138枢转，导致后端126朝向核心16的外壳18径向地向内移动，直到各节段110呈现其完全地展开的位置且横过导管56的径向宽度而延伸为止。

然而，值得注意，图5中所描绘的示范性的涡轮风扇发动机10配置成，在某些运行的期间，将推力反向器系统100保持于部分地展开的位置处(参见图5)。更具体地，如所讨论的，推力反向器系统100通过两个截然不同的阶段而从完全地装入的位置展开至完全地展开的位置。对于所描绘的实施例，涡轮风扇发动机10配置成，当在本文中被称为“部分地展开的位置”的初始的向后移动阶段的期间或在此阶段结束时，使推力反向器系统100的移动停止，并且，将推力反向器系统100保持于这样的部分地展开的位置处。在示范性的推力反向器系统100定位于部分地展开的位置处时，推力反向器系统100允许额外的量的空气流从旁通通道56径向地退出，而涡轮风扇发动机10，且更具体地，风扇38继续生成纯向前的推力。

进一步参考上文的讨论，为了使推力反向器系统100从完全地装入的位置移动至部分地展开的位置，推力反向器系统100的平移罩106大体上沿着轴向方向a远离风扇罩104而向后地移动，使得机舱组件50将开口128限定于风扇罩104与平移罩106之间。开口128通常可以是环形开口。另外，在至少某些示范性的实施例中，在推力反向器系统100位于部分地展开的位置处时，限定于风扇罩104与平移罩106之间的开口128可以为沿着轴向方向a至少大约三英寸长。然而，备选地，在其他示范性的实施例中，开口128可以作为替代而为沿着轴向方向a至少大约五英寸长、沿着轴向方向a至少大约七英寸长，或沿着轴向方向a至少大约九英寸长。例如，在推力反向器系统100位于部分地展开的位置处时，限定于风扇罩104与平移罩106之间的开口128的长度可以是(沿着径向方向r)风扇38的直径的至少大约2%、风扇38的直径的至少大约4%、风扇38的直径的至少大约6%或任何其他合适的尺寸。应当意识到，如在本文中所使用的，诸如“大约”或“大概”的近似形式的术语是指属于10%的误差界限内。

值得注意，在示范性的推力反向器系统100位于部分地展开的位置处时，推力反向器系统100的大部分的构件依然位于旁通通道56的外侧。例如，在示范性的推力反向器系统100位于部分地展开的位置处时，由于叶栅节段110未向内地枢转，因而推力反向器系统100的叶栅节段110依然位于旁通通道56的基本上外侧的位置处。

此外，如在上文中简略地讨论的，将推力反向器系统100移动至部分地展开的位置可以允许额外的量的空气流退出旁通通道56。因此，实际上，将推力反向器系统100移动至部分地展开的位置允许涡轮风扇发动机10限定更大的有效的风扇喷嘴喉部区域(即，在喷嘴区段76处)。更具体地，对于所描绘的实施例，将推力反向器系统100移动至部分地展开的位置，使得机舱组件50将开口128限定于平移罩106与风扇罩104之间，允许在运行的期间，穿过旁通通道56的空气流(即，旁通空气)的至少大约15%穿过开口128而退出。然而，在其他示范性的实施例中，将推力反向器系统100移动至部分地展开的位置可以进一步允许在运行的期间，穿过旁通通道56的空气流的至少大约20%、至少大约25%或至少大约30%穿过开口128而退出。在上文的实施例中的任一个中，将推力反向器系统100移动至部分地展开的位置允许增加的穿过旁通通道56的总体空气流，这是因为，除了风扇喷嘴喉部区域(即，喷嘴区段76)之外，开口128也提供用于穿过旁通通道56的空气流来流动的路径。

包括以这样的方式配置的机舱组件50的涡轮风扇发动机10可以配置成，在风扇限定相对低的风扇压力比(即，横过风扇38的压力比)时，将推力反向器系统100保持于部分地展开的位置处。例如，涡轮风扇发动机10可以配置成，在风扇38限定小于大约二(2)、或进一步小于大约一点五(1.5)、小于大约1.35或小于大约1.25的风扇压力比时，将推力反向器系统100保持于部分地展开的位置处。这样的配置可以使风扇38以这样的相对低的风扇压力比运行的期间的航空力学的颤振不稳定性的程度最小化。更具体地，通过将推力反向器系统100保持于部分地展开的位置处，从而增大的有效的风扇喷嘴区域可以从风扇叶片40卸载一部分的空气流，以减轻这样的风扇叶片40的航空力学的颤振不稳定性。

在至少某些示范性的实施例中，使风扇38以相对低的风扇压力比运行可以与风扇38所要求的相对低的量的推力的时间相对应。例如，使风扇38以相对低的风扇压力比运行可以与涡轮风扇发动机10的滑行运行模式，即，安装有涡轮风扇发动机10的飞行器的滑行运行模式相对应。因此，在某些示范性的实施例中，涡轮风扇发动机10可以配置成，在使涡轮风扇发动机10以滑行运行模式运行时，将推力反向器系统100保持于部分地展开的位置处。

而且，为了确保在涡轮风扇发动机10的其他运行模式的期间，推力反向器系统100不会无意地移动至部分地展开的位置(或完全地展开的位置)，示范性的机舱组件50可以进一步包括锁定机构140，锁定机构140配置成，在推力反向器系统100位于完全地装入的位置处时，阻挡推力反向器系统100移动。例如，现在，参考图6，提供包括示范性的锁定机构140的按照本公开的示范性的实施例的机舱组件50的近观示意图。更具体地，图6描绘接合处142，在推力反向器系统100位于完全地装入的位置处时，接合处142位于示范性的平移罩106与风扇罩104之间。接合处142可以包括密封特征(例如，风扇罩104与平移罩106之间的弹性密封件或垫圈)，以防止推力反向器系统100位于装入位置时的任何空气泄漏。锁定机构140大体上包括杠杆144，杠杆144可旋转地附接到定位于风扇罩104上的致动器146，杠杆144具有位于远端处的钩148。在锁定机构140位于锁定位置处时(示出)，杠杆144的钩148与平移罩106上的挡块150接合，以防止平移罩106相对于风扇罩104而移动。对比而言，在锁定机构140位于解锁位置处时(以幻影线示出)，使杠杆144的钩148与平移罩106上的挡块150脱离，使得平移罩106可以相对于风扇罩104而大体上沿着轴向方向a移动。可以使锁定机构140独立于推力反向器系统100而运行。因此，通过启动锁定机构140且独立地尝试将推力反向器系统100从完全地装入的位置移动，从而可以检查锁定机构140以确保其运行。

然而，应当意识到，所描绘的示范性的锁定机构140仅经由示例而提供，并且，在其他示范性的实施例中，可以提供任何其他合适的锁定机构140。例如，在其他示范性的实施例中，锁定机构140可以包括可缩回的销，该销配置有狭槽，以将平移罩106可释放地锁定至风扇罩104。而且，在其他实施例中，可以独立于推力反向器系统100而手动地或自动地控制锁定机构140。例如，可以响应于传感器而自动地控制锁定机构，该传感器配置成确定附接有涡轮风扇发动机10的飞行器的一个或更多个轮子位于地面上的时间(例如，重量传感器)。

现在参考图7，提供按照本公开的示范性的方面的用于使燃气涡轮发动机运行的示范性的方法(200)的流程图。例如，示范性的方法(200)可以配置成用于使燃气涡轮发动机运行，该燃气涡轮发动机包括：风扇；核心，其与风扇流体连通；以及机舱组件，其包围风扇和核心的至少一部分，以与核心一起限定旁通通道。另外，通过示范性的方法(200)而运行的燃气涡轮发动机的机舱组件可以包括在完全地装入的位置与完全地展开的位置之间可移动的推力反向器系统。因此，示范性的方法(200)可以配置成使在上文中参考图2至图5而讨论的涡轮风扇发动机10运行。

示范性的方法(200)包括在(202)使风扇以小于大约二的风扇压力比运行。然而，在其他示范性的方面，在(202)使风扇以小于大约二的风扇压力比运行的步骤可以进一步包括使风扇以小于大约1.5或更低的风扇压力比运行。值得注意，在(202)使风扇以小于大约二的风扇压力比运行的步骤可以与风扇期望相对低的量的推力的运行条件相对应。例如，在某些示范性的方面，使风扇以小于大约二的风扇压力比运行的步骤可以包括在燃气涡轮发动机和/或附接有燃气涡轮发动机的飞行器的滑行运行模式的期间使风扇运行。

仍然参考图7，示范性的方法(200)另外包括在(204)将推力反向器组件从完全地装入的位置移动至部分地展开的位置。部分地展开的位置位于完全地装入的位置与完全地展开的位置之间。值得注意，在(204)将推力反向器移动至部分地展开的位置的步骤可以包括将推力反向器组件的平移罩从机舱组件的风扇罩向后地移动，以在其间限定开口，并且，还可以包括将推力反向器系统的叶栅节段维持于燃气涡轮发动机的旁通通道的大体上外侧的位置处。

示范性的方法(200)还可以包括在(206)将推力反向器系统保持于部分地展开的位置处，以允许额外的量的空气流退出旁通通道。值得注意，将推力反向器保持于部分地展开的位置处的步骤可以允许穿过旁通通道的空气流的至少大约15%穿过在平移罩与风扇罩之间限定的开口而退出。

此外，所描绘的示范性的方法(200)包括在(208)将推力反向器组件从部分地展开的位置移动至完全地装入的位置的步骤和在(210)将推力反向器组件锁定于完全地装入的位置处的步骤。例如，示范性的方法(200)可以在(208)将推力反向器系统移动至完全地装入的位置，并且，在燃气涡轮发动机或附接有燃气涡轮发动机的飞行器的滑行运行模式之后且在起飞运行模式之前，可以在(210)将推力反向器系统锁定于完全地装入的位置处。在(210)将推力反向器组件锁定于完全地装入的位置处的步骤可以确保在飞行的期间，不会无意地使推力反向器组件移动至部分地展开的位置或完全地展开的位置。

仍然参考图7，示范性的方法(200)另外包括，在(212)，通过开始将推力反向器组件从完全地装入的位置移动的运行，从而确认推力反向器组件锁定于完全地装入的位置处。在某些示范性的方面，可以提供用于在(210)将推力反向器系统锁定于完全地装入的位置处的锁定组件，并且，使该锁定组件独立于推力反向器系统而运行。另外，在(212)确认推力反向器组件锁定于完全地装入的位置处的步骤还可以发生于例如燃气涡轮发动机或附接有燃气涡轮发动机的飞行器的飞行运行模式之前。

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