在飞行器滑行期间操作函道式风扇推进系统的系统和方法与流程

本发明的领域大体涉及燃气涡轮发动机，且更具体地说，涉及一种在飞行器滑行期间操作燃气涡轮发动机系统的系统和方法。

背景技术：

由函道式风扇推进系统供电的飞行器在机场的跑道与登机口区之间滑行时使用函道式风扇推进系统。当滑行时，飞行器由机场部门限制于某些地面速度，并且也可针对安全流量管理而操作性地限于某些速度。然而，在发动机空转时，一些已知函道式风扇推进系统产生比所需要更多的推力。因此，飞行员使用飞行器制动系统将飞行器的地面速度减小到有限速度内。此制动使用使制动器过早地磨损，从而需要额外维修工时和花费。

技术实现要素：

在一个实施例中，提供一种用于飞行器的反推器组件。所述反推器组件包括可在完全收起位置与完全展开位置之间的连续行进范围内移动的可移动部分，其中远离所述完全收起位置的移动打开反推器排气通道。所述反推器组件还包括一个或多个致动器组件，其连接到所述可移动部分且可在前推模式中操作以调节所述可移动部分沿着所述连续行进范围的位置，使得通过所述反推器排气通道的气流相应地变化。所述反推器组件进一步包括节流阀装置，其包括与地面空转动力杆相关联的第一位置和与所述前推模式相关联的第二位置。所述节流阀装置至所述第二位置内的移动与所述节流阀装置至所述第一位置内的移动是分开且不同地致动。另外，所述反推器组件包括致动器锁，其连接到所述一个或多个致动器组件，且被构造以抑制所述前推模式的致动，直到符合多个先决条件。

视需要，所述多个先决条件包括轮上重量(wow)指示和大于零且小于预定起飞速度的地面速度。还视需要，通过移动所述节流阀装置的节流阀把手通过弓形路径，将所述节流阀装置定位到所述第一位置。可通过移动所述节流阀装置的节流阀把手通过非弓形路径来将所述节流阀装置定位到所述第二位置。视需要，可通过移动所述节流阀装置的节流阀把手通过弓形路径来将所述节流阀装置定位到所述第一位置，且可通过垂直于所述弓形路径移动所述节流阀装置的所述节流阀把手来将所述节流阀装置定位到所述第二位置。还视需要，所述反推器组件可被实施在枢转门型反推器组件和平移机罩(transcowl)型反推器组件中的至少一个中。所述反推器组件可被构造以当将所述节流阀装置移动远离所述第一位置或所述第二位置时移动到所述完全收起位置。所述一个或多个致动器组件可从液压供应系统、气动动力源和电源中的至少一个供电。所述反推器可被构造以使用级联组件、所述级联组件的开放段、所述级联组件的断开段和具有去耦同步的枢转门组件中的至少一个控制从所述反推器排气通道排出的空气的方向。

在另一实施例中，提供一种在滑行操作模式期间操作飞行器的方法。所述方法包括确定所述飞行器在所述滑行操作模式中，和接收节流阀装置在与所述飞行器的一个或多个燃气涡轮发动机的地面空转动力杆相关联的第一位置中的指示。通过第一节流阀装置输入操纵，所述节流阀装置可移动到所述第一位置内。所述方法还包括接收所述节流阀装置在与所述一个或多个燃气涡轮发动机的中间前推模式相关联的第二位置中的指示，其中通过第二节流阀装置输入操纵，所述节流阀装置可移动到所述第二位置内。所述方法进一步包括由电子控制系统在所述中间前推模式中将所述一个或多个燃气涡轮发动机的反推器组件自主调节到在完全展开位置与完全收起位置之间的多个中间位置中的一个以控制所述飞行器的地面速度。

视需要，所述方法包括接收轮上重量(wow)信号和/或地面速度(grndspd)信号。还视需要，所述方法包括确定所述接收的地面速度(grndspd)信号大于大致零向前速度且小于基于所述飞行器的起飞速度确定的预定阈值速度范围。所述方法可包含接收小于预定范围的发动机动力等级指示。视需要，所述方法可包括从具有与所述第一节流阀装置输入操纵不同的所述第二节流阀装置输入操纵的所述节流阀装置接收所述节流阀装置在所述第二位置中的所述指示。还视需要，所述方法包括操作所述反推器组件的致动器组件以将所述反推器组件的可移动部分定位在所述完全收起位置与所述完全展开位置之间的多个中间位置中。所述方法还可包括同时变化从风扇喷嘴出口排出的第一空气量和通过排气通道排出的第二空气量。

在又一实施例中，提供一种反推器组件。所述反推器组件包括被构造以将空气流从入口用通道输送到喷嘴的风扇函道。所述风扇函道包括被构造以将所述空气流的一部分用通道输送到环境的排气通道。所述反推器组件还包括致动器组件，其可选择性地操作以连续地变化用通道输送通过所述排气通道的所述空气流的所述部分的量；和操作性地连接到所述致动器组件的致动器锁。所述致动器锁被构造以选择性地防止所述致动器组件在完全收起位置与完全展开位置之间调节。

视需要，所述反推器组件包括致动器中间锁，其连接到所述致动器组件且被构造以抑制中间前推操作模式的致动，直到符合多个先决条件。还视需要，所述反推器组件包括控制器，其被构造以接收包括以下中的至少一个的飞行器参数：车轮上重量(wow)、地面速度(grndspd)、海拔高度(alat)、襟翼位置(flaps)和反推器位置(trp)。还视需要，所述控制器被进一步构造以接收节流阀位置和发动机传感器测量结果中的至少一个，发动机传感器测量结果包括风扇旋翼速度(n1)、芯旋翼速度(n2)和压缩机排放静压(ps3)中的至少一个。所述控制器可体现于多个分开的单独计算装置中。视需要，所述控制器被进一步构造以从驾驶舱超控系统接收机舱渗出自动/抑制切换信号，且可被构造以基于所述机舱渗出自动/抑制切换信号收起所述反推器组件。视需要，所述反推器组件可包括被构造以控制所述致动器组件的致动器的相对位置的同步化系统，所述致动器组件可使用所述同步化系统上的致动器锁而锁定于所述完全收起位置与多个中间位置中的任一个之间，且所述致动器锁可被构造以防止所述致动器组件从每一中间位置移动到所述完全展开位置。

技术方案1.一种用于飞行器的反推器组件，包括：

可移动部分，所述可移动部分可在完全收起位置与完全展开位置之间的连续行进范围内移动，其中远离所述完全收起位置的移动打开反推器排气通道；

一个或多个致动器组件，所述一个或多个致动器组件连接到所述可移动部分且可在中间前推模式中操作以调节所述可移动部分沿所述连续行进范围的位置，使得通过所述反推器排气通道的气流相应地变化；

节流阀装置，所述节流阀装置包括与地面空转动力等级相关联的第一位置和与所述中间前推模式相关联的第二位置，其中所述节流阀装置到所述第二位置内的移动与所述节流阀装置到所述第一位置内的移动分开且不同地致动；以及

致动器中间锁，所述致动器中间锁连接到所述一个或多个致动器组件且被构造成抑制所述中间前推模式的致动，直到符合多个先决条件。

技术方案2.根据技术方案1所述的反推器组件，所述多个先决条件包括轮上重量指示，以及大于零且小于预定起飞速度的地面速度。

技术方案3.根据技术方案1所述的反推器组件，所述节流阀装置可通过移动所述节流阀装置的节流阀把手通过弓形路径而定位到所述第一位置。

技术方案4.根据技术方案1所述的反推器组件，所述节流阀装置可通过移动所述节流阀装置的节流阀把手通过非弓形路径而定位到所述第二位置。

技术方案5.根据技术方案1所述的反推器组件，所述节流阀装置可通过移动所述节流阀装置的节流阀把手通过弓形路径而定位到所述第一位置，且其中所述节流阀装置可通过垂直于所述弓形路径移动所述节流阀装置的所述节流阀把手而定位到所述第二位置。

技术方案6.根据技术方案1所述的反推器组件，所述反推器组件被实施在枢转门型反推器组件和平移机罩型反推器组件中的至少一个中。

技术方案7.根据技术方案1所述的反推器组件，所述反推器组件被实施在阻断器-无门式反推器组件中。

技术方案8.根据技术方案1所述的反推器组件，所述反推器组件被构造成当移动所述节流阀装置远离所述第一位置或所述第二位置时移动到所述完全收起位置。

技术方案9.根据技术方案1所述的反推器组件，所述一个或多个致动器组件是从液压供应系统、气动动力源和电源中的至少一个提供动力。

技术方案10.根据技术方案1所述的反推器组件，被进一步构造成使用级联组件、所述级联组件的开放段、所述级联组件的断开段和具有去耦同步的枢转门组件中的至少一个控制从所述反推器排气通道排出的空气的方向。

技术方案11.一种在滑行操作模式期间操作飞行器的方法，所述方法包括：

确定所述飞行器处于所述滑行操作模式中；

接收节流阀装置处于与所述飞行器的一个或多个燃气涡轮发动机的地面空转动力等级相关联的第一位置中的指示，其中所述节流阀装置可通过第一节流阀装置输入操纵而移动到所述第一位置内；

接收所述节流阀装置处于与所述一个或多个燃气涡轮发动机的中间前推模式相关联的第二位置中的指示，其中所述节流阀装置可通过第二节流阀装置输入操纵而移动到所述第二位置内；以及

由电子控制系统在所述中间前推模式中在完全展开位置与完全收起位置之间自主地调节所述一个或多个燃气涡轮发动机的反推器组件以控制所述飞行器的地面速度。

技术方案12.根据技术方案11所述的方法，确定所述飞行器处于所述滑行操作模式中包括确定接收的地面速度信号大于大致零向前速度且小于基于所述飞行器的临界起飞速度确定的预定阈值速度范围。

技术方案13.根据技术方案11所述的方法，确定所述飞行器处于所述滑行操作模式中包括接收小于预定范围的发动机动力等级指示。

技术方案14.根据技术方案11所述的方法，接收所述节流阀装置处于所述第二位置中的所述指示包括从具有与所述第一节流阀装置输入操纵不同的所述第二节流阀装置输入操纵的所述节流阀装置接收所述指示。

技术方案15.根据技术方案11所述的方法，调节所述反推器组件包括操作所述反推器组件的致动器组件以在所述完全收起位置与所述完全展开位置之间的多个中间位置中定位所述反推器组件的可移动部分。

技术方案16.根据技术方案11所述的方法，所述飞行器包括函道式推进组件，所述函道式推进组件包括风扇函道，所述风扇函道包括风扇喷嘴出口和排气通道，且其中调节所述反推器组件包括同时变化从所述风扇喷嘴出口排出的第一空气量和通过所述排气通道排出的第二空气量。

技术方案17.一种反推器组件，包括：风扇函道，所述风扇函道被构造成将空气流从入口开口输送到风扇喷嘴出口，所述风扇函道包括被构造成将所述空气流的部分输送到大气的排气通道；致动器组件，所述致动器组件可选择性地操作以连续地变化输送通过所述排气通道的所述空气流的部分的量；以及致动器锁，所述致动器锁可操作地连接到所述致动器组件，所述致动器锁被构造成选择性防止所述致动器组件在完全收起位置与完全展开位置之间调节。

技术方案18.根据技术方案17所述的反推器组件，进一步包括致动器中间锁，所述致动器中间锁连接到所述致动器组件且被构造成抑制中间前推操作模式的致动，直到符合多个先决条件。

技术方案19.根据技术方案17所述的反推器组件，进一步包括控制器，所述控制器被构造成接收包括轮上重量、地面速度、海拔高度、襟翼位置和反推器位置中的至少一个的飞行器参数。

技术方案20.根据技术方案17所述的反推器组件，进一步包括被构造成控制所述致动器组件的致动器的相对位置的同步化系统，其中所述致动器组件可使用所述同步化系统上的致动器锁而锁定于所述完全收起位置与多个中间位置中的任一个之间，所述致动器锁被构造成防止所述致动器组件从每一中间位置移动到所述完全展开位置。

附图说明

图1到17示出本说明书中描述的方法和设备的实施例。

图1是飞行器的立体图。

图2是如图1示出的燃气涡轮发动机且包括示例性反推器组件的示例性函道式推进组件的侧视图。

图3是在收起位置中的可与在图1和2示出的函道式推进组件一起使用的枢转门式反推器组件的侧面视图。

图4是在完全展开位置中的图3的反推器组件的侧面视图。

图5是在多个可选择中间位置中的一个中的图3的枢转门式反推器组件的侧面视图。

图6是可与图1和2示出的函道式推进组件一起使用的在收起位置中的阻断器-无门式平移机罩(“transcowl”)反推器组件的部分截面侧视图。

图7是在完全展开位置中的图6的阻断器-无门式反推器组件的部分截面侧视图。

图8是在中间位置中的图6的阻断器无门式反推器组件的部分截面侧视图。

图9是在收起位置中的具有图6的平移机罩的函道式推进组件的立体图。

图10是在完全展开位置中的具有图6的平移机罩的函道式推进组件的立体图。

图11是在多个可选择中间位置中的一个中的具有图6的平移机罩的函道式推进组件的立体图。

图12是在多个可选择中间位置中的一个中的具有图6的平移机罩的函道式推进组件的轴向视图。

图13是对于可与图2示出的函道式推进组件一起使用的节流阀装置的推力对节流杆的曲线图。

图14是在图13的曲线图中描述的节流阀装置的示意图。

图15是可与图2示出的函道式推进组件一起使用的反推器控制系统的另一实施例的示意图。

图16上可与图2示出的函道式推进组件一起使用的反推器控制系统的另一实施例的示意图。

图17是在滑行操作模式期间操作飞行器的方法的流程图。

虽然各种实施例的具体特征可能在一些图中展示而未在其它图中展示，但这仅仅是为了方便起见。可结合任何其它附图的任何特征参考和/或主张附图的任何特征。

除非另外指明，否则本说明书中所提供的附图用来说明本发明的实施例的特征。这些特征被认为适用于包括本发明的一个或多个实施例的广泛多种系统。由此，附图并非意在包括所属领域的技术人员已知的实践本说明书中所公开的实施例所需的所有常规特征。

具体实施方式

本说明书中描述反推器系统和操作反推器系统的方法的实施例。安装在飞行器推进系统上的反推器系统通常在两个离散操作位置中的任一个中操作，这两个离散操作位置是完全收起或完全展开。本说明书中描述为一种取决于操作模式跨中间位置自主地调节反推装置系统的致动器的反推器系统。在飞行器滑行期间，命令与平移机罩相关联的锁开闩，且命令反推器致动器到中间行程位置，因此将排气管的开放段曝露于环境。中间位置允许一定百分比的压缩气流在延长的持续时间内在舱外排出，因此减小将另外通过将气流排出喷嘴而产生的前推力。地面空转推力的减小合乎需要地用来维持飞行器滑行速度低于建立的极限且减少制动磨损和/或降低制动温度。当符合某些先决条件时，反推器可在发动机处于空转动力等级时通过扰乱通过风扇函道中的中间定位的反推器开口的风扇排放空气中的一些来自主地开始调节发动机的前推。在各种实施例中，先决条件包括轮上重量指示，和大于零且小于预定起飞速度的地面速度。使用调节的部分展开的反推器系统在减小的推力下的操作与枢转门式反推器系统、平移机罩(transcowl)式反推器系统和阻断器-无门式反推器系统兼容。自主操作准许在关键操作周期期间的减小的飞行员负荷。举例来说，在设定所要的地面速度后或在确定地面速度设定后，飞行员不需要手动调整反推器系统的操作。基于飞行器和发动机传感器和其它数据，自动维持风扇函道放出空气过道的位置。在不需要反推器系统的自主操作的情况下，驾驶舱超控系统可用于使反推器系统的操作返回到手动模式。为了调节发动机的净前推，枢转门或平移机罩可定位于收起与完全展开之间的无限数目个位置中。在阻断器门式反推器系统的一些实施例中，阻断器门随平移机罩在平移机罩的全部行进跨越上移动。在其它实施例中，阻断器门的移动独立于平移机罩的移动。

描述的操作方法使飞行器发动机能够在向前地面空转动力设定下产生较小推力，同时维持用于从用于飞行器舱上的系统的发动机的渗出排出的足够压力。本说明书中描述的操作还准许在所有发动机运转的情况下的飞行器滑行，这(1)减小在滑出到跑道期间关停的冷发动机上的废气温度(egt)突增，(2)且减小排气喷射速度和在飞行器后的爆炸损坏半径。所描述的操作还减少对在滑行期间的制动操作的需求，这降低了在起飞开始时的制动温度，且对于在拒绝起飞的情况下的总能量吸收能力是最佳的。在实施例中，可利用现有反推器硬件致动系统来减小向前地面空转推力。

以下描述参考附图，其中在没有相反的表示的情况下，不同图中相同的数字表示类似元件。

图1是飞行器100的立体图。在实施例中，飞行器100包括机身102，其包括机头104、定位在机头104内的驾驶舱105、尾部106和在其间延伸的中空细长主体108。飞行器100还包括机翼110，所述机翼在侧向方向112上远离机身102延伸。机翼110包括在飞行器100在正常飞行期间的运动方向116上的前向前边缘114以及机翼110的相对边缘上的后向后边缘118。飞行器100进一步包括至少一个燃气涡轮发动机120，所述至少一个燃气涡轮发动机被构造成驱动叶片式可旋转构件122或风扇以产生推力。至少一个燃气涡轮发动机120连接到发动机吊架124，所述发动机吊架可以将至少一个燃气涡轮发动机120连接到飞行器100。例如，发动机吊架124可以例如以最接近尾部106的推动器构造(未展示)将至少一个燃气涡轮发动机120连接到机翼110和机身102中的至少一个。

图2是可用作燃气涡轮发动机120(图1中展示)的示例性函道式推进组件200的侧视图。函道式推进组件200包括示例性反推器组件202。在一个实施例中，反推器组件202为平移机罩(“transcowl”)反推器，且下文将更详细地论述。在其它实施例中，反推器组件202体现为枢转门型反推器。在其它实施例中，反推器组件202可体现为其它类型的反推器。此外，在示例性实施例中，函道式推进组件200包括发动机芯204，其包括高压压缩机206、燃烧器208和高压涡轮机210。函道式推进组件200还包括沿着纵轴244轴向安置于发动机芯204的下游的低压涡轮机212。风扇组合件214和在一些实施例中低压压缩机或升压器轴向定位于发动机芯204的上游。在示例性实施例中，函道式推进组件200包括环形芯机罩216，其围绕发动机芯204延伸且包括径向外表面218和径向内表面220。函道式推进组件200还包括入口开口222、风扇喷嘴出口224和芯喷嘴出口226。

函道式推进组件200进一步包括风扇机舱228，其包围风扇组合件214且与芯机罩216径向向外间隔。机舱228包括环形后机罩。在示例性实施例中，环形后机罩为平移机罩(translatingcowl或transcowl)229。平移机罩229具有径向外表面230和径向内表面232。风扇函道234限定于芯机罩216的径向外表面218与机舱228的径向内表面232之间。

在操作期间，入口气流236进入入口开口222，流过风扇组合件214，且在下游排出。入口气流236的芯气流部分238经用通道输送通过发动机芯204，经压缩，与燃料混合，且点燃以用于产生从发动机芯204通过芯喷嘴出口226排出的燃烧气体240。入口气流236的风扇函道气流部分242在下游用通道输送通过风扇函道234，通过风扇喷嘴出口224从风扇函道234排出。

仅借助于实施例在图中描绘函道式推进组件200，在其它示例性实施例中，函道式推进组件200可具有任何其它合适的构造，包括例如涡轮螺旋桨发动机、军事用途发动机和基于海洋或陆地的航改发动机。

图3是在收起位置中的可与函道式推进组件200(图1和2中示出)一起使用的枢转门式反推器组件300的侧面视图。图4是在完全展开位置中的反推器组件300的侧面视图。图5是在多个可选择中间位置中的一个中的反推器组件300的侧面视图。在飞行器滑行期间使用反推器组件300将前推力减小到低于空转推力等级。在实施例中，反推器组件300包括在图3中示出的收起位置与在图4中示出的完全打开位置之间可选择地移动的可移动部分306。可移动部分306可维持于收起位置与完全打开位置之间的多个中间位置中。

在一个实施例中，反推器组件300包括三个主要部分，即，定位于反推器组件300的相对前段中的静止前向机罩304、在静止前向机罩304下游的可移动部分306和固定下游套圈308。静止前向机罩304包括确保机舱228的外部表面的空气动力连续性的外部面板310，和形成风扇函道234的外边界的内部面板312。通过还确保用于控制可移动部分306的致动器组件316的支撑的前框架314来连接外部面板310与内部面板312。在实施例中，致动器组件316包括致动器318。虽然仅说明一个致动器318，但反推器组件300可包括多个致动器318。在一些实施例中，可将多个致动器318中的一些联合在一起以同时操作。在其它实施例中，多个致动器318可相互独立地操作。

在示例性实施例中，可移动部分306包括一个或多个门302，其中的每一个围绕大体上垂直于纵轴244的旋转轴320枢转安装(图2中示出)。举例来说，可围绕风扇函道234沿周向间隔多个门302。

因此，在致动器318的动作下，每一门302可在收起或关闭位置与打开位置之间切换，在收起或关闭位置中，门302确保静止前向机罩304与下游套圈308之间的结构连续性，使得实质上无放出空气从风扇函道234用通道输送，在打开位置中，门302清除静止前向机罩与下游套圈308之间的排气通道322，使得流过风扇函道234的空气的反推部分323被用通道输送通过排气通道322以提供反推力。

如图4所示，在枢转期间，门302的下游部分324至少部分阻挡风扇函道234，由此迫使风扇函道气流部分242的反推部分323通过排气通道322流过风扇函道234。当门302打开时，引导流过风扇函道234的空气的递减量的间隙气流部分325穿过门302的下游部分324与芯机罩216的径向外表面218之间的间隙327，且到风扇喷嘴出口224。在一些实施例中，为了例如冷却或压力调节目的，允许少量间隙气流部分325通过间隙327逸出。在其它实施例中，在门302的行进末端密封间隙327，且完全阻挡间隙气流部分325。

门302包括外部面板326，其在收起或直接推进模式中可与静止前向机罩304对准，且确保与下游套圈308的外部表面的外空气动力连续性。门302还包括内部面板328和连接外部面板326与内部面板328的上游框架330。

在图5中，当经由致动器组件316的操作在图3中示出的完全收起位置与图4中示出的完全展开位置之间连续地调整门302时，示出门302在无限多个可选择中间位置中的一个中。在多个中间位置中的任一个中，引导流过风扇函道234的空气的可选择量的间隙气流部分325穿过门302的下游部分324与芯机罩216的径向外表面218之间的间隙327，且到风扇喷嘴出口224。引导流过风扇函道234的空气的风扇函道排出气流部分329按选择性地可变化的量通过排气通道322以变化由函道式推进组件200产生的前推量。因此，反推器组件300能够在函道式推进组件200中提供可变量的推力，包括小于怠速推力的量。如上所述，枢转门式反推器组件300利用中间枢转门位置在风扇函道234中创造过道以允许空气在舱外流动/泄漏(扰乱风扇喷嘴推力)。因此，当飞行器例如正在跑道与登机口区之间滑行时，在各种中间位置间调节可移动部分306的位置以调节函道式推进组件200的前推。

在一些实施例中，枢转门302由例如但不限于反推器控制系统1500(图15中示出)的合适控制器在满足滑行条件时自主地展开和/或调节，使得不需要手动飞行员干预。存在驾驶舱超控系统以防止在不合需要的条件下(例如，在易于有外来物碎片(fod)的滑行道上)的部分展开。

在某些实施例中，围绕发动机沿圆周的排出空气的方向是通过去耦枢转门302之间的同步或使用排气通道322中的“断开段”阻挡在预定位置处的风扇函道渗出气流部分329来管理。在一些实施例中，可能需要在向上方向上排出空气以避免将空气吹到地面上，例如，对于可搅拌可吸收到200内的粒子或碎片的安装有翼形部的装设。在其它实施例中，向下远离翼形部排出空气可为合乎需要的。去耦枢转门302之间的同步和/或使用断开段(即，不准许气流穿过其的板料)准许围绕函道式推进组件200的圆周不均匀地排出风扇函道渗出气流部分329。

图6是在收起位置602中的可与函道式推进组件200(图1和2中示出)一起使用的阻断器-无门式平移机罩(“transcowl”)反推器组件600的部分截面侧视图。图7是在完全展开位置604中的阻断器-无门式反推器组件600的部分截面侧视图。图8是在中间位置606中的阻断器-无门式反推器组件600的部分截面侧视图。在示例性实施例中，反推器组件600包括由限定机舱228的一部分的平移机罩229界定的可移动部分607。在示例性实施例中，平移机罩229可移动地连接到外部面板310。在示例性实施例中，平移机罩229包括围绕风扇函道234沿圆周安置的多个可分开移动的平移机罩229。在可选择的实施例中，平移机罩229为整体结构。

在示例性实施例中，反推器组件600还包括致动器组件610，其连接到平移机罩229以在相对于外部面板310的大体轴向方向上选择性平移平移机罩229以变化流过风扇函道234和反推器组件600的空气量。在示例性实施例中，致动器组件610定位于由机舱228限定的区域的一部分内。致动器组件610包括多个沿周向间隔的致动器或电动机612，和多个延伸杆614。举例来说，所述杆可以是但不限于滚珠螺钉。在示例性实施例中，每一杆614连接到相应电动机612和到平移机罩229，使得取决于由电动机612的通电产生的旋转，激励电动机612使平移机罩229在前向方向620或后方向622上平移。在示例性实施例中，致动器组件610可经但不限于以电方式、气动方式或液压方式提供动力以将平移机罩229从平移机罩229抵靠外部面板310完全缩回的收起位置602移动到中间位置606，其中平移机罩229平移到在外部面板310后且远离外部面板310一段距离的位置。在收起位置602中，风扇函道234具有限定于芯机罩216的径向外表面218与平移机罩229之间的第一风扇函道区624。在中间位置606中，风扇函道234具有限定于芯机罩216的径向外表面218与平移机罩229之间的第二风扇函道区626。在示例性实施例中，第二风扇函道区626小于第一风扇函道区624。取决于电动机612的通电，致动器组件610的操作还使平移机罩229能够从中间位置606平移到完全展开位置604或返回到收起位置602。在完全展开位置604中，平移机罩229从外部面板310充分延伸。在完全展开位置604中，风扇函道234具有界定于芯机罩216的径向外表面218与平移机罩229之间的第三风扇函道区628。在示例性实施例中，第三风扇函道区628小于第一函道区624和第二函道区626。并有专用锁以确保针对超出中间位置的意外展开的三条防御线。

在示例性实施例中，反推器组件600还包括级联盒640，其包括定位于平移机罩229与外部面板310之间或在平移机罩229与外部面板310的接合处的多个级联转动叶片。因而，级联盒640与用通道输送通过在完全展开位置604中的风扇函道234的风扇函道气流部分242的反推部分323流动连通地选择性定位，同时维持预定风扇区匹配。

在示例性实施例中，平移机罩229包括径向外面板650和连接到径向外面板650的径向内面板652。在示例性实施例中，空腔656分别界定于外面板650与内面板652之间。空腔656经定大小以当平移机罩229在收起位置602中时在其中容纳级联盒640。

在飞行器100在于地面上滑行期间的操作期间，飞行员/操作员可将可移动部分607(即，平移机罩229)选择性地定位于收起位置602、完全展开位置604或无限多个可选择中间位置606中的任一个中。举例来说，当飞行器正在助跑起飞模式中操作时，操作员可将平移机罩229选择性地定位于收起位置602中。在收起位置602中，平移机罩229抵靠外部面板310完全缩回使得从风扇组合件214排出的大体上所有风扇函道气流部分242经用通道输送通过风扇函道234且在风扇喷嘴出口224处退出风扇函道234。

当飞行器正在跑道与登机口区之间滑行时，飞行员/操作员可以视需要选择中间位置606，在此期间，通过轴向平移平移机罩229来控制平移机罩229以调节函道式推进组件200的前推。另一选择为，当已满足所有联锁和先决条件时，可自动选择中间位置606。可调节平移机罩229以维持可选择的地面速度或其它参数。虽然平移机罩229从外部面板310部分地延伸且风扇函道区从第一风扇函道区624减小到第二风扇函道区626，但风扇函道气流部分242的风扇函道渗出气流部分329经用通道输送通过级联盒640且在不提供前推的情况下排放到环境，同时维持总体区匹配。

当飞行器已着陆且操作员希望实行反推时，操作员可选择将平移机罩229从收起位置602或中间位置606分别移动到完全展开位置604。具体地说，在示例性实施例中，将第二风扇函道区626减小到第三风扇函道区628，即，大致零区，以限制风扇流。在完全展开位置604中，第三风扇函道区628防止风扇函道气流部分242的基本上所有风扇函道渗出气流部分329用通道输送通过风扇函道234，且因此将风扇函道气流部分242的大体上所有风扇函道渗出气流部分329用通道输送通过级联盒640，从而有助于实行反推以使飞行器变慢。

图9是在收起位置602中的具有平移机罩229的函道式推进组件200的立体图。图10是在完全展开位置604中的具有平移机罩229的函道式推进组件200的立体图。图11是在多个可选择中间位置606中的一个中的具有平移机罩229的函道式推进组件200的立体图。图12是在多个可选择中间位置606中的一个中的具有平移机罩229的函道式推进组件200的轴向视图。从反推器组件202排出的空气经垂直向上引导远离跑道以防止排放的空气的再次吸入。用以控制排出的空气的方向的系统硬件包括级联组件，例如但不限于以上描述的级联盒640。此类级联组件可包括合适的开放段(未示出)和/或断开段1002。用以控制排出的空气的方向的系统硬件还可包括去耦枢转门(当使用时)之间的同步，如上关于枢转门302所描述。结合冗余中间位置锁使用的驾驶舱超控系统防止在不合需要的条件(易于有fod的滑行道)下的部分展开。图9到12说明在飞行器滑行期间操作函道式推进组件200以减小前推力的方法。在收起位置602中，无空气通过反推器组件202排放。在完全展开位置604中，仅通过反推器组件202排放空气，且基本上无空气是通过风扇喷嘴出口224排放，但燃烧气体仍然通过芯喷嘴出口226退出。在中间位置606中，可变量的空气通过反推器组件202排放以变化命令提供小于地面怠速的飞行器100的受控制速度的前推力的量。

在实施例中，平移平移机罩229的中间位置用以创造通过风扇函道234的过道以允许空气在舱外流动/泄漏(扰乱风扇喷嘴推进)。当满足滑行条件，不需要手动飞行员干预时，平移机罩229由控制子系统(以下描述)自主地展开。结合冗余中间位置锁使用的驾驶舱超控系统防止在不合需要的条件下的部分展开。

图13是对于可与函道式推进组件200(图2中展示)一起使用的节流阀装置1400的推力对节流杆的曲线图1300。图14是节流阀装置1400的示意图。在实施例中，曲线图1300包括以节流阀层级为单位分级的x轴1302和以函道式推进组件200的推力为单位分级的y轴1304。迹线1305说明推力对节流阀装置1400的各种位置的回应。节流阀装置1400被划分成多个节流阀层级区域。在实施例中，节流阀装置1400包括前推节流阀层级区域1306、反推节流阀层级区域1308和空转推进节流阀层级区域1310。空转平坦区域1312和中间反推器展开区域1314包括于空转推进节流阀层级区域1310内。在示例性实施例中，节流阀装置1400包括可移动通过弓形路径1406的节流阀把手1404，且x轴1302上的节流阀层级对应于节流阀把手1404的角位。在其它实施例中，节流阀装置1400以任一合适方式界定节流阀层级。

当节流阀装置1400定位于中间反推器展开区域1314中时，在中间前推操作模式中操作反推器组件202。致动器组件316(图3到5中示出)或可选择地致动器组件610(图6到8中示出)可在中间前推模式中操作以沿着可移动部分的连续行进范围分别调节可移动部分306或可移动部分607的位置，使得通过反推器排气通道322的风扇函道渗出气流部分329相应地变化，如上所述。在一个实施例中，例如通过沿着弓形路径1406将节流阀装置1400的节流阀把手1404移动到对应的位置而将节流阀装置1400定位到与区域1310中的地面空转动力等级相关联的第一位置1402，且接着将节流阀装置1400致动到与区域1314中的中间前推操作模式相关联的第二位置1403。

在各种实施例中，通过与节流阀装置1400到第一位置1402内的移动分开且不同地致动的次节流阀动作将节流阀装置1400致动到第二位置1403内。节流阀装置1400到第二位置1403内的分开且不同的致动确保不会意外地进入到中间前推操作模式，且允许当不需要中间前推操作模式时根据现有操作的节流阀装置1400的传统操作。在一些此类实施例中，第二位置1403是通过节流阀装置1400的不同于被致动以到达第一位置1402的节流阀装置1400的组件不同的组件的移动来致动。举例来说，当节流阀把手1404定位于第一位置1402处时，第二位置1403通过开关1408的操作来界定。另一选择为，在一些此类实施例中，第二位置1403是通过移动被致动以到达第一位置1402的节流阀装置1400的相同组件来致动，但所述移动具有不同类型或方向。举例来说，第二位置1403是在沿着弓形路径1406将节流阀把手1404移动到第一位置1402后在节流阀把手1404上向上或垂直于弓形路径1406径向向外拉动来界定。在可选择的实施例中，以任一合适方式将节流阀装置1400致动到第二位置1403。

图15是可与函道式推进组件200(图2中展示)一起使用的反推器控制系统1500的实施例的示意图。在实施例中，反推器控制系统1500的组件提供冗余安全锁以防止反推器组件202、300的不希望的展开。在实施例中，用于反推器控制系统1500的动力从例如流体电动机等电动机1502传递或由电气电动机传递，流体电动机例如但不限于液压电动机或风动电动机。中心驱动单元1504通过第一轴1506连接到电动机1502。中心驱动单元1504还通过第二轴1510连接到齿轮箱1508。旋转动力通过一个或多个可挠性轴1512、1514传输到中心驱动单元1504或从中心驱动单元1504传输，以对其它装备提供动力或从不同于电动机1502的来源接收动力。额外可挠性轴1516、1518用以将旋转动力从齿轮箱1508传输到多个致动器318，例如，上部端致动器1520和下部端致动器1522。每一致动器1520、1522连接到相应门302(图3到5中示出)。上部端致动器1520和下部端致动器1522的操作使相应门302操作以在中间位置(图5中示出)中收起、展开或操作反推器组件300。每一致动器1520和1522连接到相关联的致动器锁1524、1526。当在锁定位置中时，冗余致动器锁1524、1526防止上部端致动器1520和下部端致动器1522操作而展开反推器组件300。致动器锁1524、1526通常由一个或多个控制器或计算装置自动控制，所述控制器或计算装置例如但不限于全权限数字电子控制(fadec)和/或发动机接口控制单元(eicu)。fadec或第一计算装置1528和/或eicu或第二计算装置1530可体现于单独计算装置中，或可体现为较大计算装置的部分或子系统，且可分布于多个计算装置当中。除了致动器锁1524、1526外，额外安全锁可与齿轮箱1508、中心驱动单元1504和/或电动机1502一起使用。

图16是可与函道式推进组件200(图2中示出)一起使用的反推器控制系统1600的实施例的示意图。在实施例中，反推器控制系统1600的组件提供冗余安全锁以防止反推器组件202、600的不希望的展开。在实施例中，从与反推器控制系统1600流动连通地连接的液压供应系统1602传递用于反推器控制系统1600的动力。在其它实施例中，用于反推器控制系统1600的动力是电力。

可体现于例如第一计算装置1528和/或第二计算装置1530中的电子控制系统控制平移机罩229从锁定且收起位置到解锁且展开位置的移动，以用于产生反推力和/或减小的前推力，且使平移机罩229从展开位置返回到收起且锁定位置。反推器控制系统1600包括多个致动器组件610，每一致动器组件610连接到相应平移机罩229，且由一个或多个同步机构1604和相关联的同步机构锁1605互连。致动器组件610中的每一个由一个或多个动力源驱动。所述一个或多个动力源可体现于例如液压供应系统1602、气动动力源1606或电源1608中。如将在下文更详细地论述，致动器组件610中的一个或多个包括防止平移机罩229从收起或中间位置的不希望的移动的冗余锁定机构。

在实施例中，至少一些致动器组件610包括致动器主锁1610和/或致动器中间锁1612。致动器主锁1610是使用由第一计算装置1528和/或第二计算装置1530控制的锁开关1614致动。致动器中间锁1612还由第一计算装置1528和/或第二计算装置1530控制。在实施例中，致动器组件610由液压供应系统1602通过隔离控制阀(icv)1616和方向控制阀(dcv)1618提供动力。icv1616和dcv1618的操作和第二计算装置1530控制机罩锁1620，其进一步防止反推器组件202、600的不希望的操作。第二计算装置1530还控制中间机罩锁1622。三个独立锁定机构提供安全性以防止反推器系统从收起或中间位置的意外展开。

icv1616和dcv1618各通过相应继电器加以电控，icv1616由icv接地继电器1624电控，且dcv1618通过dcv抑制继电器1626电控。icv接地继电器1624和dcv抑制继电器1626由飞行器动力系统1628电力供应。

在实施例中，第一计算装置1528和第二计算装置1530被构造以使用物理传感器和虚拟传感器接收表示函道式推进组件200和飞行器100的感测的和虚拟参数的多个信号。虽然第一计算装置1528和第二计算装置1530的以下特征是关于图16描述和说明，但应理解，这些特征还适用于如在反推器控制系统1500(图15中展示)中实施的第一计算装置1528和第二计算装置1530。第一计算装置1528被构造以接收表实施例如发动机传感器参数1630的信号，所述参数包括风扇旋翼速度n1、芯旋翼速度n2和高压压缩机排放静压ps3。第一计算装置1528还被构造以接收表实施例如飞行器参数1632的信号，所述参数包括轮上重量wow、地面速度grndspd、海拔高度alt、襟翼位置flaps和反推器位置trp。第一计算装置1528还被构造以从如图13中所示出的节流阀装置1400接收表示节流阀位置或节流阀层级1634的信号。举例来说，节流阀层级1634指示节流阀装置1400在第一位置1402、第二位置1403或另一位置中。第二计算装置1530被构造以从第一计算装置1528接收表示飞行器参数1632、节流阀层级1634和其它测量结果1635的信号，包括例如发动机传感器参数1630。第二计算装置1530还被构造以从飞行器100(图1中示出)的驾驶舱105中的驾驶舱超控系统1638接收表示机舱渗出自动/抑制切换信号1636的信号。

在于地面上的操作期间，在各种实施例中通过轮上重量wow确定，实现在中间反推器展开区域1314(图13中示出)中的操作，这准许反推器组件202、300、600的部分展开。如与在无反推器组件202、300、600的部分展开的情况下在发动机怠速下操作燃气涡轮发动机120相比，反推器组件202、300、600的部分展开准许燃气涡轮发动机120在发动机怠速下产生减少量的前推力。在滑行时的此减小的前推力准许较少使用飞行器100的制动器，这倾向于减少对制动器的磨损和降低制动器的温度。

在各种实施例中，飞行器地面速度(grndspd)和测量的发动机动力等级实现(1)机罩锁1620和/或中间机罩锁1622的解锁，(2)同步机构1604和相关联的同步机构锁1605的解锁，和(3)反推器致动器组件316、610上的位置导致风扇函道渗出气流部分329在前推操作期间被用通道输送通过排气通道322。

出于飞行安全原因，用以移动反推器的致动器组件316、610的致动器中的一个或多个包括多个锁以提供防止不希望的反推器移动的冗余锁定功能。在实施例中，此类锁体现于例如致动器锁1524、1526、同步机构锁1605、致动器主锁定1610、致动器中间锁1612、机罩锁1620和中间机罩锁1622中。此类锁中的每一个还受到电控制和致动器动力控制影响，以提供冗余锁定备份以符合对于反推器平移机罩滞留的规章要求。

图17是在滑行操作模式期间操作飞行器的方法1700的流程图。举例来说，方法1700由反推器控制系统1500或反推器控制系统1600执行。在实施例中，方法1700包括确定1702飞行器处于滑行操作模式中。在一个实施例中，飞行员通过设定开关或将滑行操作模式输入到飞行器100(图1中示出)的控制接口内来指示飞行器处于滑行操作模式中。另一选择为，滑行操作模式可通过比较飞行器100的行为与和滑行操作模式一致的存储的行为比较的算法来自动确定。存储的行为可体现于存储于与飞行器100相关联的计算装置中的任一个中的规则或查找表元件中。计算装置中的至少一些可为飞行器100通信存取，但驻留于飞行器100的舱外。算法可接收飞行器100的轮上重量和地面速度的指示，其可用以确定飞行器100不在空中，和飞行器100的速度与滑行一致且不处于足够高的速度，这可指示飞行器100已刚着落或处于起飞翻滚。所述算法亦可接收反推器组件202的位置指示。反推器组件202经展开的指示还将指示飞行器100不在滑行，而是相反地正在着陆。

方法1700还包括接收1704例如节流阀装置1400(图14中示出)的节流阀装置处于与飞行器的一个或多个燃气涡轮机的地面空转动力等级相关联的第一位置中的指示。通过第一节流阀装置输入操纵，所述节流阀装置可移动到所述第一位置内。在实施例中，第一节流阀装置输入操纵包括平移节流阀把手1404通过弓形路径1406，或可选择地通过线性或其它非弓形路径，到第一位置1402。在其它实施例中，第一节流阀装置输入操纵包括旋转节流阀把手1404通过旋转路径到第一位置1402。方法1700进一步包括接收1706节流阀装置处于与一个或多个燃气涡轮发动机的中间前推操作模式相关联的第二位置中的指示。通过第二节流阀装置输入操纵，所述节流阀装置可移动到所述第二位置内。在实施例中，第二节流阀输入装置操纵包括当节流阀把手1404在第一位置1402中以操纵节流阀装置1400到第二位置1403内时，在节流阀把手1404上向上拉动。在各种实施例中，致动触发器或其它开关1408也可为第二节流阀输入装置操纵。

方法1700还包括在中间前推模式中在如上所述的完全展开位置与完全收起位置之间调节1708反推器组件202、300、600，以控制飞行器100的地面速度。在完全展开位置与完全收起位置之间使用反推器组件202、300、600控制飞行器100的地面速度限制对飞行器100的制动器的磨损，这节省了与制动器相关联的维护费用，包括零件、劳动力、安排维护活动和与飞行器100闲置相关联的成本。在实施例中，飞行器100包括函道式推进组件200，函道式推进组件包括风扇函道234，风扇函道包括风扇喷嘴出口224和排气通道322。在完全展开位置与完全收起位置之间调节反推器组件以控制飞行器100的地面速度是通过同时变化例如流过风扇函道234、从风扇喷嘴出口224排放的空气的间隙气流部分325的第一空气量和例如通过排气通道322渗出的风扇函道渗出气流部分329的第二空气量来实现。

以上描述的反推器系统提供用于在地面上的滑行操作期间调节通过飞行器反推器的风扇函道渗出的高效方法。具体地说，以上描述的经调节的风扇函道渗出包括修改的反推器控制以准许无限且连续可变量的空气在滑行操作期间从燃气涡轮发动机风扇函道渗出。渗出的空气不提供前推力，且可或可不提供到燃气涡轮发动机的任何反推力。渗出的空气将减小由燃气涡轮发动机产生的前推力。

如本说明书中所使用，“虚拟传感器”可指与例如物理传感器的基于来自其它系统的输入的物理传感器相当的产生输出测量的数学算法或模型。在各种实施例中，“虚拟传感器”是软件构造，其接收来自一个或多个物理传感器的输入，并且使用此类输入来计算虚拟传感器的位置处的工艺参数，在所述位置针对所述参数的物理传感器不存在、不实际或已经变得不可操作。

本说明书中所描述的方法、系统和设备的示例性技术效果包括以下中的至少一个：(a)确定飞行器处于滑行操作模式中，(b)接收节流阀装置处于与飞行器的一个或多个燃气涡轮发动机的地面空转动力等级相关联的第一位置中的指示，其中节流阀装置可通过第一节流阀装置输入操纵移动到第一位置，(c)接收节流阀装置处于与一个或多个燃气涡轮发动机的中间前推模式相关联的第二位置中的指示，其中节流阀装置可通过第二节流阀装置输入操纵移动到第二位置，和(d)在完全展开位置与完全收起位置之间调节反推器组件以控制飞行器的地面速度。

将燃气涡轮发动机前推力减小到低于发动机空转前推力量的方法和的系统的以上描述的实施例提供用于减少飞行器制动磨损和后续维修零件和劳动力成本的有成本效益且可靠的方式。通常，在发动机空转时的滑行操作期间，发动机推力可能不足够低得来管理飞行器滑行速度，从而引起使用飞行器制动器。此使用增加了对制动器的磨损，缩短了其寿命。结果，本说明书中描述的方法和系统有助于以有成本效益且可靠的方式减少飞行器零件和劳动力花费。

尽管本发明的各种实施例的具体特征可s在一些图中展示而不在其它图中展示，但这仅仅是为了方便。根据本发明的原则，图的任何特征可以与任何其它图的任何特征组合引用和/或要求保护。

本书面描述使用实施例来公开包括最佳模式的实施例，并且还使所属领域的技术人员能够实践所述实施例，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，并且可以包括所属领域的技术人员想到的其它实施例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么此类其它实施例希望在权利要求书的范围内。