飞行器引擎
阅读说明：本技术 飞行器引擎 (Aircraft engine ) 是由 M·西尔维斯特 G·休斯 于 2021-06-03 设计创作，主要内容包括：一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)包括风扇系统,该风扇系统具有逆向行波第一襟翼模式、即风扇RTW,并且包括：风扇(23),其位于引擎核心的上游；和风扇轴(36)；和前引擎结构(42),其布置为支撑风扇轴(36)并具有前引擎结构点头模式,该前引擎结构点头模式包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的一对模式；和齿轮箱(30)。包括风扇系统(23、36)和布置成驱动风扇轴(36)的齿轮箱输出轴(35)的LP转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式、即转子RW和第一正向涡动转子动态模式1FW。引擎(10)具有最大起飞速度MTO。下述公式的反向涡动频率裕度在15％到50％的范围内：(A gas turbine engine (10) for an aircraft comprises a fan system having a reverse traveling wave first flap mode, fan RTW, and comprising: a fan (23) located upstream of the engine core; and a fan shaft (36); and a front engine structure (42) arranged to support the fan shaft (36) and having a front engine structure nodding pattern comprising a pair of modes at similar but unequal natural frequencies in orthogonal directions; and a gearbox (30). The LP rotor system comprising a fan system (23, 36) and a gearbox output shaft (35) arranged to drive the fan shaft (36) has a first reverse whirling rotor dynamic mode, i.e. rotor RW and a first forward whirling rotor dynamic mode 1 FW. The engine (10) has a maximum takeoff speed MTO. The reverse whirl frequency margin of the following formula is in the range of 15% to 50%:)
技术领域
本公开涉及一种具有改进的动态特性的飞行器引擎，并且更具体地涉及通过避免固有频率与其潜在的激发源之间的频率重合而具有改进的振动模式处理的引擎，以及使用这种引擎的方法。
发明内容
根据第一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，其包括：引擎核心(engine core)，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(core shaft)；和风扇系统，该风扇系统具有逆向行波第一襟翼模式、即风扇RTW。风扇系统包括：位于引擎核心的上游的风扇，该风扇包括多个风扇叶片；和风扇轴。该引擎还包括齿轮箱和齿轮箱输出轴，该齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴。齿轮箱接收来自芯轴的输入并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以低于芯轴的转速来驱动风扇。风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成具有第一逆向涡动转子动态模式、即转子RW的低压(LP)转子系统。该引擎具有最大起飞速度MTO。下述公式的反向涡动频率裕度(backwardwhirl frequency margin)在15％到50％的范围内：
反向涡动频率裕度可以大于25％。
反向涡动频率裕度可以大于20％、25％、30％或35％，并/或可选地小于50％、45％或40％。反向涡动频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
如果转子第一逆向涡动模式(转子RW)和/或逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)在最大风扇轴转速(MTO，本文中就轴的旋转频率而言进行限定)之上具有的频率裕度不足，则可以由惯性参照系中静止的强迫载荷来激发这些模式中的一者或两者(如由查看引擎的外部观察者所查看)。因此，将反向涡动频率裕度保持在要求保护的范围内可以允许减小或避免该响应放大。
在MTO速度下模式风扇RTW或转子RW的最低频率可以在4Hz到22Hz的范围内，可选地在5Hz到15Hz的范围内。
MTO速度可以在25Hz到45Hz的范围内。
MTO速度可以在25Hz到30Hz的范围内，并且风扇具有大于216cm(85英寸)的风扇直径。
MTO速度可以在35Hz到45Hz的范围内，并且风扇具有小于216cm(85英寸)的风扇直径。
LP转子系统可以具有第一正向涡动转子动态模式1FW，并且下述公式的正向涡动频率裕度(forward whirl frequency margin)可以在10％到100％的范围内：
正向涡动频率裕度可以大于20％、30％、40％或50％，并/或可选地小于100％、90％、80％、70％或60％。正向涡动频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
1FW模式在其与第一引擎指令线(1EO)相交情况中的频率可以计算出或者从坎贝尔图(Campbell Diagram)读取。类似地，在MTO速度下1EO的频率可以计算出或者从坎贝尔图读取，其中，1EO与MTO线相交。
在坎贝尔图上1FW与同步(第一引擎指令)线1EO的交点通常称为“同步1FW”。因此，上面的等式可以重写为：
下述公式的互相频率裕度(mutual frequency margin)在5％到50％的范围内：
互相频率裕度可大于10％。
互相频率裕度可以大于10％、15％、20％或25％，并/或可选地小于50％、45％、40％或35％。互相频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
在MTO速度下模式风扇RTW和模式转子RW之间的频率差可以在2Hz到15Hz的范围内，可选地在5Hz到15Hz的范围内。
引擎可以包括布置成支撑风扇轴的前引擎结构。前引擎结构可以具有前引擎结构点头模式、即模式FSN，其可以包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的一对模式。限定为下述公式的前引擎结构频率裕度可以在5％到50％的范围内：
前引擎结构频率裕度可以大于10％。
前引擎结构频率裕度可以大于10％、15％、20％或25％，并/或可选地小于50％、45％、40％或35％。前引擎结构频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
同步风扇RTW或同步转子RW的最高频率和模式FSN之间的频率差可以在2Hz到15Hz的范围内，可选地在2Hz到10Hz的范围内。
前结构点头模式对的最低固有频率可以在14Hz到26Hz的范围内，可选地在15Hz到25Hz的范围内。
如以上关于1FW所提及，“同步”风扇RTW或转子RW指的是相应模式(风扇RTW或转子RW)与第一引擎指令线的交点——即，使用在所述线相交处的频率值。以上文示出的比来选择使用具有最高同步频率的风扇RTW和转子RW中的任何一种模式。
将理解的是，在许多实施例中，模式FSN总体上具有恒定的频率。在存在任何变化的情况中，使用同步频率值(即，在模式FSN线与第一引擎指令线相交时的频率值)。
根据第二方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎的操作方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，其包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式、即风扇RTW并且包括位于引擎核心的上游的风扇、和风扇轴，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱和齿轮箱输出轴，该齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴，其中，齿轮箱接收来自芯轴的输入，并经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以低于芯轴的转速来驱动风扇；并且其中，风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成具有第一逆向涡动转子动态模式、即转子RW的LP转子系统。
该方法包括操作引擎，使得下述公式的反向涡动频率裕度在15％到50％的范围内：
反向涡动频率裕度可以大于20％、25％、30％或35％，并/或可选地小于50％、45％或40％。反向涡动频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括在高达引擎的最大起飞MTO速度的速度下操作引擎。该方法可以包括在MTO速度下操作引擎。
该方法可以包括操作引擎，以使得在MTO速度下模式风扇RTW或转子RW的最低频率在4Hz到22Hz的范围内，可选地在5Hz到15Hz的范围内。
风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成具有第一逆向涡动转子动态模式、即转子RW的LP转子系统，并且该方法包括操作引擎，使得下述公式的正向涡动频率裕度在10％到100％的范围内：
正向涡动频率裕度可以大于20％、30％、40％或50％，并/或可选地小于100％、90％、80％、70％或60％。正向涡动频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括操作引擎，使得同步1FW与在MTO速度下的第一引擎指令线之间的频率差在8Hz到45Hz的范围内，可选地在20Hz到40Hz的范围内。
根据一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括：引擎核心，其包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；以及风扇系统，其包括位于引擎核心的上游的风扇、和风扇轴，该风扇包括多个风扇叶片。引擎还包括齿轮箱和齿轮箱输出轴，该齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴。齿轮箱接收来自芯轴的输入并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以低于芯轴的转速来驱动风扇。风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成具有第一正向涡动转子动态模式1FW的LP转子系统。引擎具有最大起飞速度MTO。下述公式的正向涡动频率裕度在10％到100％的范围内：
正向涡动频率裕度可以大于30％。
正向涡动频率裕度可以大于20％、30％、40％或50％，并/或可选地小于90％、80％、70％或60％。正向涡动频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
如果转子第一正向涡动模式(1FW)在最大风扇速度(MTO速度)之上具有的频率裕度不足，则可通过转子上的失衡来激发该模式。因此，可以适当地调节正向涡动频率裕度，选择落入要求保护的范围内的值，以减小或避免该模式的激发。
风扇系统可具有逆向行波第一襟翼模式、即风扇RTW。LP转子系统可以具有第一逆向涡动转子动态模式、即转子RW。
下述公式的反向涡动频率裕度可以在15％到50％的范围内：
下述公式的互相频率裕度可以在5％到50％的范围内：
引擎可以包括布置成支撑风扇轴的前引擎结构。前引擎结构可以具有前引擎结构点头模式，所述前引擎结构点头模式可以包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的一对模式。下述公式的前引擎结构频率裕度可以在5％到50％的范围内：
根据一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，其包括：引擎核心，其包括涡轮、压缩机、以及芯轴，该芯轴将所述涡轮连接到所述压缩机；以及风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式、即风扇RTW。风扇系统包括：位于引擎核心的上游的风扇，该风扇包括多个风扇叶片；以及风扇轴。引擎还包括齿轮箱和齿轮箱输出轴，该齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴。齿轮箱接收来自芯轴的输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以低于芯轴的转速来驱动风扇。风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成具有第一逆向涡动转子动态模式、即转子RW的LP转子系统。引擎具有最大起飞速度MTO。下述公式的互相频率裕度在5％到50％的范围内：
互相频率裕度可以大于10％。
互相频率裕度可以大于10％、15％、20％或25％，并/或可选地小于50％、45％、40％或35％。互相频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
如果转子第一逆向涡动模式(转子RW)和逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)具有不足的互相频率裕度(即，如果它们在频率上彼此过于靠近)，则这些模式会相互作用，使得如以上描述的任何强迫都可能激发这两种模式，而非仅仅一种模式。这可能再次导致振动响应的振幅有害地增大。因此，可以适当地调节互相频率裕度，选择落入要求保护的范围内的值，以减少或避免这种相互作用。
下述公式的反向涡动频率裕度可以在15％到50％的范围内：
LP转子系统可以具有第一正向涡动转子动态模式1FW。下述公式的正向涡动频率裕度可以在10％到100％的范围内：
引擎可以包括布置成支撑风扇轴的前引擎结构。前引擎结构可以具有前引擎结构点头模式，所述前引擎结构点头模式可以包括一对模式。该对模式可以在正交方向上处于类似但不相等的固有频率。下述公式的前引擎结构频率裕度可以在5％到50％的范围内：
根据一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，其包括：引擎核心，其包括涡轮、压缩机、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；和风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式、即风扇RTW。风扇系统包括：位于引擎核心的上游的风扇，该风扇包括多个风扇叶片；和风扇轴。该引擎还包括布置成支撑风扇轴的前引擎结构，该前引擎结构具有前引擎结构点头模式，该前引擎结构点头模式包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的一对模式。该引擎还包括齿轮箱和齿轮箱输出轴，该齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴。齿轮箱接收来自芯轴的输入并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以低于芯轴的转速来驱动风扇。风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成具有第一逆向涡动转子动态模式、即转子RW的LP转子系统。引擎具有最大起飞速度MTO。下述公式的前引擎结构频率裕度在5％到50％的范围内：
前引擎结构频率裕度可以大于10％。
前引擎结构频率裕度可以大于10％、15％、20％或25％，并/或可选地小于45％、40％或35％。前引擎结构频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
正交模式的这种组合会导致响应于转子失衡的前引擎结构的振动呈现椭圆形轨道。椭圆形轨道可以包括正向行波分量和逆向行波分量二者；因此，提出了一种机制，如果它们与前引擎结构点头(FSN)频率重合或接近重合，则激发逆向涡动模式风扇RTW或转子RW。这种组合作用会使振动响应振幅迅速增大到噪扰(nuisance)的水平，或者在极端情况下增大到潜在破坏/危险的水平。因此，可以适当地调节前引擎结构频率裕度，选择落入要求保护的范围内的值，以减少或避免这种放大机制。
该引擎可以布置成安装在具有1000kg到3000kg的质量、并且可选地1500kg到2500kg的质量的机舱内。可以选择或调整机舱的质量以便调节FSN频率。
下述公式的反向涡动频率裕度可以在15％到50％的范围内：
LP转子系统可以具有第一正向涡动转子动态模式1FW。下述公式的正向涡动频率裕度可以在10％到100％的范围内：
下述公式的互相频率裕度可以在5％到50％的范围内：
在任何前述方面中，可以应用一个或多个以下特征：
·风扇的直径可以在215cm到420cm的范围内。
·风扇的直径可以大于或等于250cm。
·风扇的质量可以在300kg到1000kg的范围内。
·风扇绕引擎轴线的转动惯量可以在100kg·m2到600kg·m2的范围内。
·风扇轴的倾斜刚度可以在5×109N·mm/rad到12×109N·mm/rad的范围内。
·前引擎结构的径向弯曲刚度可以在80kN/mm到180kN/mm的范围内。
该引擎可以包括布置成支撑风扇轴的前引擎结构。前引擎结构悬臂距离可以在800mm到1700mm的范围内，前引擎结构悬臂距离限定为安装在前引擎结构上的最前方风扇轴轴承与用于引擎的前支架(front mount)位于其处的沿前引擎结构的轴向位置处的径向平面之间的距离。
风扇轴可以由两个轴承支撑。轴承之间的风扇轴的长度可以在900mm到1800mm的范围内。
涡轮可以是第一涡轮，压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。引擎核心还可以包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可以布置成以高于第一芯轴的转速旋转。
根据一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎的操作方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，其包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；风扇系统，其包括位于引擎核心的上游的风扇、和风扇轴，该风扇包括多个风扇叶片；和齿轮箱；以及齿轮箱输出轴，其布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴，其中，齿轮箱接收来自芯轴的输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以低于芯轴的转速来驱动风扇，并且其中，风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成具有第一正向涡动转子动态模式1FW的LP转子系统。
该方法包括操作引擎，使得下述公式的正向涡动频率裕度在10％到100％的范围内：
正向涡动频率裕度可以大于20％、30％、40％或50％，并/或可选地小于90％、80％、70％或60％。正向涡动频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括在高达引擎的最大起飞速度MTO的速度下操作引擎。该方法可以包括在MTO速度下操作引擎。
根据一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎的操作方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，其包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；和风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式、即风扇RTW，并且包括位于引擎核心的上游的风扇、和风扇轴，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱和齿轮箱输出轴，该齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴，其中，齿轮箱接收来自芯轴的输入并经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以低于芯轴的转速来驱动风扇；其中，风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成具有第一逆向涡动转子动态模式、即转子RW的LP转子系统。
该方法包括操作引擎，使得下述公式的互相频率裕度在5％到50％的范围内：
互相频率裕度可以大于10％、15％、20％或25％，并/或可选地小于45％，40％或35％。互相频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括在高达引擎的最大起飞MTO速度的速度下操作引擎。该方法可以包括在MTO速度下操作引擎。
根据一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎的操作方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，其包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式、即风扇RTW并且包括位于引擎核心的上游的风扇、和风扇轴，该风扇包括多个风扇叶片；布置成支撑风扇轴的前引擎结构，该前引擎结构具有前引擎结构点头模式，该前引擎结构点头模式包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的一对模式；以及齿轮箱和齿轮箱输出轴，该齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴，其中，齿轮箱接收来自芯轴的输入，并经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以低于芯轴的转速来驱动风扇；其中，风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成具有第一逆向涡动转子动态模式、即转子RW的LP转子系统。
该方法包括操作引擎，使得下述公式的前引擎结构频率裕度在5％到50％的范围内：
前引擎结构频率裕度可以大于10％、15％、20％或25％，并/或可选地小于45％、40％或35％。前引擎结构频率裕度可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括在高达引擎的最大起飞MTO速度的速度下操作引擎。该方法可以包括在MTO速度下操作引擎。
前述方面中的任何一个的引擎可以用于执行前述方面中的任何一个的方法。
在以上描述的各个方面和实施例中，可以将限定的频率裕度布置成在飞行器正常操作期间保持在限定的范围内，该引擎被布置成向所述飞行器提供动力。
技术人员理解，针对引擎振动管理的要求最高的条件不会出现在最大速度(例如MTO速度)附近，而是在FSN、风扇RTW和转子RW模式中的一个或多个与1EO线相交的速度附近的操作速度范围内。
发明人理解，具有大风扇直径和悬臂式在前引擎支架的前方的转子系统的齿轮传动的涡轮风扇引擎，引入了新颖的质量和刚度特性并因此引入了新颖的动态特性。因此，可以调节转子刚度和引擎前引擎结构刚度，以便减少或避免固有频率与其潜在激发源之间的频率重合。
如本文中所使用，“大”风扇直径可以表示大于216cm(85英寸)并且可选地大于250cm(100英寸)的风扇直径。
如本文别处所指出，本公开涉及气体涡轮引擎。这种气体涡轮引擎可以包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴。这种气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的风扇(具有风扇叶片)。
尽管并非是排他性的，但是本公开的布置对于经由齿轮箱驱动的风扇特别有利。因此，气体涡轮引擎可以包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并且将驱动输出到风扇，以便以低于芯轴的转速来驱动风扇。齿轮箱的输入可以例如经由正轴(spur shaft)和/或正齿轮直接来自芯轴或者间接来自芯轴。芯轴可以刚性地连接涡轮和压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中风扇以较低的速度旋转)。
如本文描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可以具有任何合适的总体架构。例如，气体涡轮引擎可以具有连接涡轮和压缩机的任何期望数量的轴，例如一个、两个或三个轴。仅作为示例，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可以布置成以高于第一芯轴的转速旋转。
在这样的布置中，第二压缩机可以在轴向上定位于第一压缩机的下游。第二压缩机可以被布置成接收(例如，例如经由总体上环形的管道直接接收)来自第一压缩机的流。
齿轮箱可以被布置成由构造成(例如在使用中)以最低转速旋转的芯轴(例如，以上示例中的第一芯轴)来驱动。例如，齿轮箱可以被布置成仅由构造成(例如在使用中)以最低转速旋转的芯轴(例如，以上示例中仅是第一芯轴而不是第二芯轴)来驱动。替代地，齿轮箱可以布置成由任何一个或多个轴驱动，例如由以上示例中的第一和/或第二轴驱动。
齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为输出到风扇的旋转速率低于来自芯轴的输入的旋转速率)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述的那样。齿轮箱可以具有任何期望的减速比(限定为输入轴的转速除以输出轴的转速)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少为3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。齿轮比可以例如在前一句中的任何两个值之间。仅作为示例，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的比。在一些布置中，齿轮比可以在这些范围之外。
在如本文描述和/或要求保护的任何气体涡轮引擎中，可在风扇和压缩机的轴向下游设置燃烧器。例如，在设置第二压缩机的地方，燃烧器可以正好位于第二压缩机的下游(例如，在第二压缩机的出口处)。作为其他示例，在设置第二涡轮的地方，燃烧器的出口处的流可以被提供至第二涡轮的入口。燃烧器可设置在涡轮的上游。
所述压缩机或每个压缩机(例如，如以上描述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每个级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该定子轮叶可以是可变的定子轮叶(因为它们的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可在轴向上彼此偏移。
所述涡轮或每个涡轮(例如，如以上描述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每个级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可在轴向上彼此偏移。
每个风扇叶片可以被限定为具有径向跨度，该径向跨度从在径向内部气洗位置或0％跨度位置处的根部(或毂)延伸到在100％跨度位置处的尖端。毂处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径之比可以小于(或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。毂处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径之比可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在0.28到0.32的范围内。这些比通常可以被称为毂与尖端之比。毂处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前方的)部分处测量。当然，毂与尖端之比是指风扇叶片的气洗部分，即在任何平台径向外侧的部分。
可以在引擎中心线和风扇叶片在其前缘处的尖端之间测量风扇的半径。风扇直径(其可能仅是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下任何一个：220cm、230cm、240cm、250cm(大约100英寸)、260cm、270cm(大约105英寸)、280cm(大约110英寸)、290cm(大约115英寸)、300cm(大约120英寸)、310cm、320cm(大约125英寸)、330cm(大约130英寸)、340cm(大约135英寸)、350cm、360cm(大约140英寸)、370cm(大约145英寸)、380cm(大约150英寸)、390cm(大约155英寸)、400cm、410cm(大约160英寸)或420cm(大约165英寸)。风扇直径可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(例如，这些值可以形成上限或下限)，例如，在240cm到280cm或330cm到380cm的范围内。
风扇的转速在使用中会变化。总体上，对于具有较大直径的风扇，转速较低。仅作为非限制性示例，风扇在巡航条件下的转速可以小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅作为其他非限制性示例，对于具有在220cm到300cm(例如240cm到280cm或250cm到270cm)的范围内的风扇直径的引擎，风扇在巡航条件下的转速可以在1700rpm到2500rpm的范围内，例如在1800rpm到2300rpm的范围内，例如在1900rpm到2100rpm的范围内。仅作为其他非限制性示例，对于具有在330cm到380cm的范围内的风扇直径的引擎，风扇在巡航条件下的转速可以在1200rpm到2000rpm的范围内，例如在1300rpm到1800rpm的范围内，例如在1400rpm到1800rpm的范围内。
在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇绕旋转轴线旋转。这种旋转导致风扇叶片的尖端以速度U尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端载荷可以限定为dH/U尖端 2，其中dH是跨风扇的焓升(例如，1-D平均焓升)，并且U尖端是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可以限定为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。在巡航条件下的风扇尖端载荷可大于(或大约为)以下中的任何一个：0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4。风扇尖端载荷可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在0.28到0.31或0.29到0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可以具有任何期望的旁路比，其中旁路比被限定为在巡航条件下通过旁路管道的流的质量流率与通过核心的流的质量流率之比。在一些布置中，旁路比可以大于(或大约为)以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。旁路比可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(例如，这些值可以形成上限或下限)，例如在12到16、13到15或13到14的范围内。旁路管道可以是基本上环形的。旁路管道可以位于核心引擎的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由机舱和/或风扇壳体限定。
如本文所描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可以被限定为风扇上游的滞止压力与最高压压缩机的出口处(在进入燃烧器之前)的滞止压力之比。作为非限制性示例，如本文所描述和/或要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可以大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(例如，这些值可以形成上限或下限)，例如在50到70的范围内。
引擎的比推力可以限定为引擎的净推力除以通过引擎的总质量流。在巡航条件下，本文描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。比推力可以在由前一句中的任何两个值界定的包含范围内(例如，这些值可以形成上限或下限)，例如，在80Nkg-1s到100Nkg-1s、或85Nkg-1s到95Nkg-1s的范围内。与常规的气体涡轮引擎相比，这种引擎可以特别高效。
如本文描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅作为非限制性示例，如本文描述和/或要求保护的气体涡轮能够产生至少(或大约为)以下中的任何一个的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可以在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。仅作为示例，如本文描述和/或要求保护的气体涡轮能够产生在330kN到420kN、例如350kN到400kN范围内的最大推力。上文提到的推力可以是在标准大气条件下、在海平面处、加15摄氏度(环境压力101.3kPa，温度30摄氏度)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮入口处的流的温度可能特别高。该温度(其可以称为TET)可以在燃烧器的出口处(例如紧接在其自身可以称为喷嘴引导轮叶的第一涡轮轮叶的上游)测量。在巡航时，TET可以至少(或大约为)以下中的任何一个：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。在巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。引擎在使用时的最大TET可以例如至少(或大约为)以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET在由前一句中的任何两个值所界定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在1800K到1950K的范围内。可以例如在高推力条件下、例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
如本文所使用的，最大起飞(MTO)条件具有常规含义。最大起飞条件可以限定为在国际标准大气(ISA)海平面压力和温度条件+15℃下在跑道末端处最大起飞推力下操作引擎，该最大起飞推力通常在飞行器速度大约为0.25Mn或大约在0.24Mn和0.27Mn之间时进行限定。因此，可以将引擎的最大起飞条件限定为：在国际标准大气(ISA)海平面压力和温度+15℃下且风扇入口速度为0.25Mn、以针对引擎的最大起飞推力(例如最大油门)操作引擎。最大起飞速度(MTO速度)是在MTO条件下风扇(和所附接的风扇轴)的转速并且以单位Hz(风扇轴的旋转频率)进行测量。
本文描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可以由任何合适的材料或材料的组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由复合材料制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。作为其他示例，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属制造，所述金属为诸如钛基金属或铝基材料(诸如铝锂合金)或钢基材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可以具有保护性前缘，该保护性前缘可以使用比叶片的其余部分能更好地抵抗(例如来自鸟、冰或其他材料的)冲击的材料来制造。这样的前缘可以例如使用钛或钛基合金来制造。因此，仅作为示例，风扇叶片可具有带钛前缘的碳纤维或铝基主体(诸如铝锂合金)。
如本文描述和/或要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如沿径向方向延伸。风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片均可包括固定件，该固定件可接合毂(或盘)中对应的槽。仅作为示例，这种固定件可以是燕尾的形式，其可以插入和/或接合毂/盘中对应的槽，以便将风扇叶片固定到毂/盘。作为其他示例，风扇叶片可以与中央部分一体地形成。这样的布置可以被称为带叶片的盘或带叶片的环。可以使用任何合适的方法来制造这种带叶片的盘或带叶片的环。例如，风扇叶片的至少一部分可以由块加工而成，且/或风扇叶片的至少一部分可以通过焊接、诸如线性摩擦焊接附接到毂/盘。
本文描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可以或不可以设有可变面积喷嘴(VAN)。这种可变面积喷嘴可以允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的总体原则可以适用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文描述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所使用，巡航条件具有常规含义，并且将被本领域技术人员容易理解。因此，对于用于飞行器的给定的气体涡轮引擎，技术人员将立即认识到巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计成附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中称为“经济任务”)的中间巡航时的操作点。在这点上，中间巡航是飞行器飞行周期中的点，在该点处，在上升最高点和开始降落之间燃烧的总燃料的50％已燃烧(其就时间和/或距离而言可近似于上升最高点和开始降落之间的中点)。因此，巡航条件限定气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给该飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保气体涡轮引擎被设计成附接到的飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，在引擎被设计成附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上的情况中，则在巡航条件下引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态操作所需的总推力的一半。
换句话说，对于用于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被限定为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据ISO 2533的国际标准大气限定)下提供特定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相组合，提供气体涡轮引擎被设计成附接到的飞行器的稳态操作)。对于任何给定的用于飞行器的气体涡轮引擎，中间巡航推力、大气条件和马赫数都是已知的，并且因此在巡航条件下引擎的操作点是明确限定的。
仅作为示例，巡航条件下的前进速度可以是在0.7马赫到0.9马赫的范围内的任何点、例如0.75到0.85、例如0.76到0.84、例如0.77到0.83、例如0.78到0.82、例如为0.79到0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8到0.85的范围内的任何点。在这些范围内的任何单一速度都可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅作为示例，巡航条件可以对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气ISA)：在10000m到15000m的范围内、例如在10000m到12000m的范围内、例如在10400m到11600m(大约38000ft)的范围内、例如在10500m到11500m的范围内、例如在10600m到11400m的范围内、例如在10700m(大约35000ft)到11300m的范围内、例如在10800m到11200m的范围内、例如在10900m到11100m的范围内、例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅作为示例，巡航条件可对应于提供在正向马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kN到35kN的范围内的值)和在38000ft(11582m)的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅作为其他示例，巡航条件可对应于提供在正向马赫数0.85下的已知的所需推力水平(例如，在50kN到65kN的范围内的值)和在35000ft(10668m)的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。
在使用中，本文描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可以在本文别处限定的巡航条件下操作。这样的巡航条件可以由飞行器的巡航条件(例如，中间巡航条件)确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
根据一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所描述和/或要求保护的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器是气体涡轮引擎已经被设计成附接到的飞行器。因此，根据此方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航，如本文别处所限定的。
根据一方面，提供了一种操作如本文所描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可以在本文别处限定的巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。
根据一方面，提供了一种操作包括如本文所描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据此方面的操作可以包括(或可以是)在飞行器的中间巡航时的操作，如本文别处所限定的。
技术人员理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅通过示例来描述实施例，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4是气体涡轮引擎的前部的截面侧视图；
图5是不同于图4中所示的气体涡轮引擎的前部的截面侧视图；
图6是惯性参照系中的坎贝尔图，其图示出各种振动模式；
图7是图6的标记有参数A、B和C的坎贝尔图；
图8是图6的标记有参数D、E和F的坎贝尔图；
图9是图示出轴的径向弯曲刚度的示意图；
图10是如图4中所示的气体涡轮引擎的前部的截面侧视图，其图示出如何确定前引擎结构的径向弯曲刚度；
图11是图示出轴的倾斜刚度的示意图；
图12是如图4中所示的气体涡轮引擎的前部的截面侧视图，其图示出如何确定风扇轴的倾斜刚度；
图13是位移对载荷的曲线图，其图示出在其内可以确定部件的刚度的弹性区域；
图14是类似于图1中所示、但具有不同风扇轴布置的气体涡轮引擎的截面侧视图；
图15图示出各种方法；
图16示意性地图示出风扇和风扇轴的涡动模式(转子RW、1FW、风扇FTW、转子FW)；
图17示意性地图示出前引擎结构的第一点头(弯曲)模式(FSN)；及
图18示意性地图示出风扇系统的逆向行波(RTW)第一襟翼模式(风扇RTW)。
具体实施方式
图1图示出具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流A和旁路气流B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。机舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
在使用中，核心气流A由低压压缩机14加速并压缩，并且被引导到高压压缩机15中以进行进一步压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导到燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得到的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮17和低压涡轮19膨胀，并且由此驱动高压涡轮和低压涡轮，以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27驱动高压压缩机15。风扇23总体上提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了用于齿轮传动的风扇气体涡轮引擎10的示例性布置。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴耦接到周转齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，所述多个行星齿轮通过行星架34耦接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36耦接到风扇23，以便驱动该风扇绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40耦接到固定支撑结构24。
注意，如本文所用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可以分别表示最低压涡轮级和最低压压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低转速的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可以替代地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用这种替代命名的情况下，风扇23可以被称为第一或最低压压缩级。
在图3中作为示例更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一个包括绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为了清楚起见，图3中仅图示出齿的示例性部分。图示出四个行星齿轮32，但是技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用总体上包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中作为示例图示出的周转齿轮箱30是行星式，因为行星架34经由连杆36耦接到输出轴，其中环形齿轮38被固定。然而，可以使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。作为其他示例，周转齿轮箱30可以是一种星形布置，其中行星架34保持固定，其中允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在这种布置中，风扇23由环形齿轮38驱动。作为其他替代示例，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置仅作为示例，并且各种替代方案均在本公开的范围内。仅作为示例，可以使用任何合适的布置来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或将齿轮箱30连接到引擎10。作为其他示例，齿轮箱30和引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如在图2示例中的连杆36、40)可以具有任何期望程度的刚度或柔性。作为其他示例，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构、诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适的布置，并且本公开不限于图2的示例性布置。例如，在齿轮箱30具有星形布置(以上所描述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置通常不同于图2中作为示例示出的布置。
因此，本公开扩展到具有齿轮箱类型(例如星形或行星齿轮箱)、支撑结构、输入和输出轴布置以及轴承位置中的任何布置的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可以驱动附加和/或替代的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
本公开可以应用的其他气体涡轮引擎可以具有替代构造。例如，这种引擎可以具有替代数量的压缩机和/或涡轮和/或替代数量的互连轴。作为其他示例，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着通过旁路管道22的流具有其自己的喷嘴18，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分离开并且径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用于这样的引擎，在所述引擎中，通过旁路管道22的流和通过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合还是分流的)可以具有固定或可变的面积。
气体涡轮引擎10的几何形状和其部件由常规轴系(axis system)限定，所述常规轴系包括轴向方向(与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中的从底部到顶部方向上)和周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和周向方向相互垂直。
引擎10布置成借助于一个或多个支架41安装在飞行器的机翼上以供使用。在所描述的布置中，机舱21包围引擎10，所述引擎包围风扇23。在图4中所示的示例(在该图中机舱21不可见)中，前引擎支架41(即，将引擎10连接到机翼的最前方支架，然而，可以有许多支架)可以描述为前核心支架41，因为它将核心11直接连接到机翼。在图5中所示的替代示例中，前支架41是风扇壳体前支架，而不是核心前支架，因为其将风扇壳体45连接到飞行器的机翼(风扇壳体45总体上围绕风扇叶片尖端的轴向位置紧接地定位于机舱21内)。下面的描述可以同样地应用于具有核心支架41和/或风扇壳体支架41的引擎10；下面仅作为示例选择图4中所示的具有核心支架的示例进行讨论；本公开不限于这种布置。
引擎包括风扇轴36，该风扇轴在齿轮传动的引擎10中、在风扇输入位置和齿轮箱输出位置之间延伸。在图14中所示的布置中，风扇轴36附加地在齿轮箱输出位置的后方延伸，其中附加的风扇轴长度为将风扇轴安装在齿轮箱30的后方提供选项。风扇轴36将驱动从齿轮箱30传递到风扇23。风扇轴36可以限定为扭矩传递部件，其将齿轮箱30的输出耦接到风扇输入。出于限定风扇轴36的刚度的目的，它被认为在风扇输入位置(即风扇23连接到风扇轴36的轴向位置)和风扇轴36上的后轴承b之间延伸，如下面所描述。
在各种布置中，风扇轴36由两个轴承支撑：第一/前方轴承(forward bearing)a，其位于最接近风扇23处；以及第二/后方轴承(rearward bearing)b，其位于第一轴承a的后方。轴承a、b限制轴36的径向移动，因此实施为用于风扇轴36的涡动模式的点头位置。在替代的布置中，诸如图14中所示，风扇轴36可以由两个以上的轴承支撑、例如由三个轴承支撑。轴承a、b二者(或全部)位于风扇输入位置的后方；因此包括风扇23和风扇轴36的转子系统可以被描述为悬臂式转子系统，因为风扇23仅由风扇轴36支撑，该风扇轴被支撑在风扇23连接到风扇轴36的轴向位置的后方。
对于下面详细描述的布置，风扇轴36向后延伸通过齿轮箱30，如图14中所示。风扇轴36的附加长度可用于改进或有利于风扇轴36的轴向位置。在图14中所示的布置中，齿轮箱30是行星齿轮箱，并且因此风扇轴36由连接到行星架34的齿轮箱输出轴35驱动。因此，风扇轴36由行星架34的旋转驱动，尽管通过齿轮箱30，但不会另外与齿轮箱相互作用。在具有星形齿轮箱30的引擎10中，风扇轴36将替代地由环形齿轮38驱动。
这种布置的风扇轴36上的前方轴承a位于风扇23附近，在齿轮箱30的前方，并且更具体地在风扇输入位置(即风扇轴36和风扇23之间的连接处)的附近(和后方)。前方轴承a是滚柱轴承，其安装于引擎10的静止结构(并且更具体地在所示的示例中，总体上刚性地连接到静止结构24，所述静止结构包括风扇出口引导轮叶/引擎定子)。这种布置的风扇轴36上的后方轴承b位于齿轮箱30的后方。后方轴承b是定位轴承，用于轴向定位风扇轴36。轴承b是所示布置中的轴间轴承；相对于芯轴26轴向定位风扇轴36。附加的轴承将芯轴26轴向定位在引擎10内。
在图14中所示的布置中，第三轴承c设置在风扇轴36上、在轴承a和轴承b之间。该轴承c是为了安全所设置的保护轴承。在替代的布置中，该轴承c可以不存在。在风扇轴36上具有两个以上轴承的各种实施例中，最接近风扇23的最前方轴承可以被视为轴承a而距离风扇最远的最后方轴承可以被视为轴承b。
引擎10还包括前引擎结构42和动力齿轮箱后面板(PGB后面板)43。
前引擎结构42在图1和图14中所示的布置中基本上是圆锥形形状，从前方轴承a朝向引擎区段定子24向后并且向外延伸。该前引擎结构刚性地安装在引擎固定结构24上(在所示的布置中，引擎区段定子24是结构性的并且形成引擎固定结构的一部分——在其他布置中，引擎固定结构24可以不包括引擎区段定子)，并为前方轴承a以及(在存在中间轴承c的情况下)中间轴承c提供支架。在所示的布置中，前引擎结构42从齿轮箱30前方的轴向位置延伸到沿着齿轮箱30的长度的轴向位置。因此，前引擎结构42为风扇23提供了一些支撑，并且还为动力齿轮箱室30提供密封和封隔(containment)，该动力齿轮箱室总体上在运行时包含空气/油雾。前方轴承a安装在前引擎结构42上(或是引擎结构42的整体部分)。
PGB后面板43可以在密封和定位齿轮箱30时起作用；其可以附加地为中压压缩机14提供转子动态功能。PGB后面板43在图1和图14中所示的布置中基本上是圆锥形形状，该PGB面板从引擎区段定子24附近的位置朝向后方轴承b向后并且向内延伸。PGB后面板刚性地安装在引擎固定结构24上(在所示的布置中，引擎区段定子24是结构性的并且形成引擎固定结构的一部分——在其他布置中，引擎固定结构24可以不包括引擎区段定子)。在所示的布置中，PGB后面板43从沿着齿轮箱30的长度的轴向位置延伸到齿轮箱30后方的轴向位置。
因此，PGB后面板43经由芯轴26为风扇轴36提供了一些支撑，并且还在动力齿轮箱室30的后侧提供密封和封隔，该动力齿轮箱室总体上在运行时包含空气/油雾。
前引擎结构42和PGB后面板43一起在齿轮箱室30a周围形成外壳，从而使引擎10的其余部分与总体上由齿轮箱30在运行时产生的空气/油雾隔离。前引擎结构42和PGB后面板43布置成不与风扇轴36一起旋转，并且因此可以称为引擎10的静止结构的部分。
为了便于讨论，本文中：
·“风扇系统”被限定为包括风扇23(风扇叶片和毂)和风扇轴36；且
·“低压转子系统”(LP转子系统)被限定为包括风扇系统的所有部件23、36并且附加地包括齿轮箱输出轴35，该齿轮箱输出轴驱动风扇轴36(在图14中所示的布置中，齿轮箱输出轴35是托架输出轴，因为它是行星齿轮箱30)。
引擎振动模式
图4和图5各自图示出齿轮传动的涡轮引擎10的前部，其具有相对较大直径的风扇23，所述风扇例如具有大于或等于215cm的风扇直径，并且可选地具有大于或等于250cm的风扇直径。风扇23以悬臂式的安装布置位于前引擎支架41的前方(即风扇轴36被支撑在风扇23的安装位置的仅一侧上、即风扇23连接到风扇轴36的轴向位置的后方，使得风扇轴36可以被视为悬臂梁)。
这种类型的引擎10总体上具有三种所关注的固有频率(模式)，所述固有频率(模式)可以是频率重合或接近重合的。这些模式是：
1)前引擎结构42的第一点头(弯曲)模式(FSN)；
2)风扇23系统的逆向行波(RTW)第一襟翼模式(风扇RTW)；和
3)LP转子系统的第一逆向涡动(RW)转子动态模式(转子RW)。
图6提供了惯性参照系中的坎贝尔图，其示出了各种振动模式。
如本文所讨论，旋转频率值是非方向性的——无论旋转方向如何，频率全部给定为绝对(正)值。类似地，全部频率差都被设置为正值，其中在要比较的一对频率中具有最高绝对值的任何一个频率减去具有最低绝对值的任何一个频率。所描述的所有振动模式是它们各自类型的最低阶振动(基本频率(fundamental))，也可以存在更高的频率谐波，但是在包括那些所描述的示例的各种飞行器设计中，基本频率受到特别关注，因为第一阶模式中的若干模式相互接近重合并/或靠近可能在使用中存在的强迫振动频率(forcingfrequency)(失衡或空气动力学)。接近重合和/或强迫可以放大振动响应。此外，技术人员将理解，虽然相同类型的较高阶振动具有比较低阶振动更小的振幅，并且因此从其对引擎10作用的角度来看通常不太重要，但是如果强迫且/或如果接近重合则会出现危险。
前引擎结构42的第一点头(弯曲)模式可以称为前引擎结构点头模式，并称为FSN。FSN线在图6到图8中示出为虚线。
在图17中示意性地图示出前引擎结构42的第一点头模式(FSN)。前引擎结构42的整体在后轴承b和前支架41的位置前方弯曲或“点头”。应当理解，图17(并且相应地图16和图18同样)旨在解释相关模式的模式-形状，但是为清楚解释而夸大了位移。
风扇23的逆向行波第一襟翼模式是风扇的反向涡动模式的示例，并且可以称为风扇RTW。技术人员将理解，风扇23内在具有要展现出风扇RTW振动所需的一些柔性，并且因此可以称为柔性风扇23。风扇RTW线在图6到图8中示出为深灰色实心线。风扇RTW模式主要由风扇叶片的移动组成，其中仅一小部分贡献来自风扇轴36。图18示意性地图示出风扇系统23、36的逆向行波(RTW)第一襟翼模式(风扇RTW)。如图所图示，风扇轴36的移动小于风扇叶片23的移动，并且实际上通常可以忽略不计。
风扇轴36的第一逆向涡动转子动态模式是反向涡动模式的另一示例，并且可以称为转子RW。转子RW线在图6到图8中示出为黑色点划线。转子RW模式主要由风扇轴36的弯曲组成，其中一些贡献来自风扇叶片挠曲。
因此，以上所描述的两种振动模式：风扇RTW和转子RW二者均为“反向涡动”(或“逆向涡动”)模式；即涡动的方向与转子系统23、36的旋转方向相反。在图6中所示的示例中，最低频率逆向涡动模式是柔性风扇23的逆向行波第一襟翼模式(风扇RTW)。第二最低频率逆向涡动模式是风扇轴36的第一逆向涡动转子动态模式(转子RW)。然而，在其他布置中可以发生相反情况(即，转子RW可以具有比风扇RTW更低的频率)。
坎贝尔图(图6)还示出了同步线1EO，其也可以称为第一引擎指令线。线1EO表示风扇轴速度操作线，并且在图6到图8中示出为黑色实心线。因此，图6图示出在模式线与线1EO的交点处模式FSN、风扇RTW和转子RW的固有频率ωn与引擎风扇轴速度(强迫振动频率)Ω风扇之间的重合。
如果转子第一逆向涡动模式(转子RW)和/或逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)在最大风扇轴转速之上具有的频率裕度不足(即，如果模式频率太类似于最大风扇轴旋转频率/如果它们之间的频率差不足)，则这些模式中的任一者或两者都可以通过惯性参照系中静止的强迫载荷来激发(如由查看引擎10的外部观察者所查看)。这种强迫的示例包括风扇叶片23上的空气动力学载荷以及风扇叶片尖端摩擦。
如果频率裕度为零(即，如果模式频率等于最大风扇轴旋转频率)，则风扇23的逆向行波和/或转子响应在惯性参照系中是固定的，并且因此固定的空气动力学载荷或风扇叶片尖端摩擦可以将响应振幅迅速增大到破坏/危险的水平。
因此，可以适当地调节称为反向涡动频率裕度的频率裕度以避免这种响应放大。
考虑最大风扇速度(即MTO风扇速度)用于确立该频率裕度，因为在较低的转子速度下，第一逆向涡动模式(转子RW)和逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)在惯性参照系中具有较高的频率，而转子速度较低。因此，最大转子速度条件始终是如所描述的在引擎10中发生最低反向涡动频率裕度的条件。
第一参数A被限定为在最大起飞(MTO)速度下模式风扇RTW或转子RW的最低频率。在图6中所示的示例中，已将对应于MTO速度(竖直点线)的线添加到坎贝尔图，以易于确定该参数。对于所示的示例，风扇RTW低于转子RW，并且因此风扇RTW模式线在其与MTO线相交情况中的值被视为参数A的值，如图7中所示。
第二参数B被限定为等于MTO速度。MTO速度是风扇23和轴36的转速，并且因此就频率而言即限定为旋转频率，以易于与本文所描述的其他频率进行比较。
反向涡动频率裕度被表示为A/B。在各种布置中，反向涡动频率裕度A/B可以保持在15％到50％的范围内，并且优选大于25％。
如果转子第一逆向涡动模式(转子RW)和逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)具有不足的互相频率裕度(即，如果它们在频率上彼此过于靠近)，则这些模式可以相互作用，使得如以上所描述的任何强迫都可能会激发这些模式中的二者而非仅仅一者。这可能再次导致振动响应的振幅有害地增大。
参数D可以限定为在MTO下的模式风扇RTW和转子RW之间的频率差，如图8中所标记。这被作为风扇RTW的线和MTO的交点与线转子RW和MTO的交点之间的频率差而测量。
然后互相频率裕度可以表示为D/(A+B)。在各种布置中，频率裕度D/(A+B)可以保持在5％到50％的范围内，并且优选大于10％。
前引擎结构点头模式(FSN)是一部分静止结构的模式，该静止结构是引擎10的布置成未相对于飞行器旋转的一部分，或是引擎在使用中安装在其上的其他结构(即，在使用中未与风扇23、任何轴26、36或涡轮19一起旋转)。
FSN模式可以通过转子失衡、诸如风扇23和/或风扇轴36的失衡直接激发。如果在强迫振动频率(风扇转速，例如，作为旋转频率测量)下的转子失衡与FSN模式的固有频率重合，则会放大对失衡的响应。如果模式FSN没有与风扇RTW或转子RW的频率重合或接近重合的频率，则放大保持较小的状态。然而，如果FSN模式频率靠近风扇RTW或转子RW的频率，则振动振幅会有害地增大。
FSN模式的频率取决于各种结构42、24的刚度，所述各种结构直接和/或间接地支撑风扇轴36，并且特别地FSN模式的频率取决于前引擎结构42的刚度。在各种实施例中，从风扇23到前支架平面(a)的主要刚度路径可以向上通过前引擎结构42，所述前引擎结构包括引擎区段定子24。
总体上，前引擎结构42的刚度可以不是径向对称的——例如由于非轴线对称的引擎支架布置而并未在正交方向上相同。结果，在这样的示例中，前引擎结构点头(FSN)模式总体上由在正交方向上处于类似但不相等(例如仅以0-10％分离，例如以2Hz分离)的固有频率的一对模式组成。正交模式的这种组合可以使响应于转子失衡的前引擎结构振动呈现椭圆形轨道，并且因此容纳在前引擎结构42中的转子(风扇23和风扇轴36)在其轴承支撑件a、b处受到椭圆形轨道强迫。椭圆形轨道可以包括正向行波分量和逆向行波分量二者；因此，提出一种机制，如果它们与FSN频率重合或接近重合，则激发逆向涡动模式风扇RTW或转子RW。这种组合作用会使振动响应振幅迅速增大到噪扰的水平，或者在极端情况下增大到潜在破坏/危险的水平。因此，可以定制前引擎结构频率裕度以避免这种放大机制。
参数E被限定为在风扇RTW和转子RW的最高频率模式与模式FSN之间在它们相应的同步固有频率下的频率差，如图8中所示。在图8中所示的示例中，转子RW高于风扇RTW，因此使用与1EO交叉的转子RW线和FSN线之间的频率差。如果风扇RTW高于转子RW，则将使用与1EO交叉的风扇RTW线和FSN线之间的频率差。
参数F被限定为前引擎结构点头模式对(FSN)的最低固有频率，如图8中所示。在坎贝尔图上，所示的FSN线是针对前引擎结构点头模式对的最低固有频率。
前引擎结构频率裕度被表示为E/F。在各种布置中，前引擎结构频率裕度E/F可以保持在5％到50％的范围内，并且优选大于10％。
在轴线对称的引擎支架布置中，FSN模式可以仅由单模式组成，从而减少或避免这种激发途径；在这种布置中，考虑前引擎结构频率裕度可能是不太重要、或甚至没有必要的。
FSN模式可能倾向于使得引擎安装在其内的机舱21移动并且潜在地弯曲。因此，可以在调整前引擎结构频率裕度E/F时考虑机舱21质量。例如，机舱质量可选择在1000kg到3000kg的范围内，并且可选地在1500kg到2500kg的范围内。总体上，FSN模式的频率可以同机舱21模态质量与引擎10模态质量之比成比例的减小，其中模态质量被计算为在FSN模式中通过贡献于总能量的动能而参与的质量。例如，具有相对较大的风扇直径且没有机舱的齿轮传动的涡轮引擎10可以展现处于26Hz的FSN模式。安装在质量为1500kg的机舱内的同一引擎10可以展现处于20Hz的FSN模式。安装在质量为2500kg的机舱内的同一引擎10可以展现处于16Hz的FSN模式。应当理解，这些值仅作为说明性示例提供，而不旨在进行限制。
如图4和图5中所示，具有相对较大的风扇直径和悬臂式在前引擎支架41前方的转子的齿轮传动涡轮引擎10的类型可以附加地具有处于较高频率的所关注的固有频率(模式)。该模式可以通过两个正向涡动(FW)模式的组合来形成：
1)(柔性)风扇23系统的正向行波第一襟翼模式(风扇FTW)；和
2)LP转子系统的第一正向涡动转子动态模式(转子FW)。
以上描述的两种振动模式：风扇FTW和转子FW二者均为“正向涡动”模式；即涡动的方向与风扇和LP转子系统23、36的旋转方向相同。
在惯性参照系中的坎贝尔图上(图6)，正向涡动模式被识别为1FW(第一正向涡动)并用点-点-划线标记。可以将1FW描述为组合形状模式，因为它具有正向行波第一风扇襟翼模式(风扇FTW)形状以及风扇轴的第一正向涡动转子动态模式形状(转子FW)二者的属性。
图16示意性地图示出风扇23和风扇轴36的涡动模式(转子RW、1FW、风扇FTW、转子FW)。应当理解，对正向和逆向涡动模式而言模式形状在总体上是相同的，其中差异是涡动的旋转方向——正向涡动模式沿着与轴36相同的方向旋转，而逆向涡动模式沿着与轴36相反的方向旋转。
如果转子第一正向涡动模式(1FW)在最大风扇速度(MTO速度)之上具有的频率裕度不足，则该模式可以通过转子23、36上的失衡来激发，例如通过风扇23的失衡来激发。高平衡质量和/或转子动态响应的控制可以通过引入阻尼来进行设置，以防止高振动响应。未防止高振动响应的结果是转子23、36的振动可能导致噪扰，影响部件寿命极限并/或需要频繁进行风扇修整平衡操作。在某些情况下，响应振幅可能会增大到破坏或危险的水平。
因此，可以适当地调节称为正向涡动频率裕度的频率裕度。
参数C被限定为1FW和同步(第一引擎指令)线1EO的交点与MTO和1EO的交点之间的频率差，如图7上所示。
正向涡动频率裕度表示为C/B，其中B是最大起飞速度(MTO速度)，就旋转频率而言对其进行限定，如以上所描述。在各种布置中，正向涡动频率裕度C/B可以保持在10％到100％的范围内，并且优选大于30％。
总而言之，本文限定了四种频率裕度：
表格1-频率裕度
在各种布置中，A/B≥25％，C/B≥30％，D/(A+B)≥10％，并且E/F≥10％。
从如图6到图8中所图示的坎贝尔图中可以容易获得以下六个参数，这些参数用于计算频率裕度：
表格2-参数
所有这些参数都具有频率的单位Hz，并且因此所有频率裕度都是无维的。
在各种布置中，可以在指定的范围内保持一个、一些或全部所描述的四个频率裕度。可以控制各种引擎性质，以便调整振动性质，包括以下内容。技术人员将理解，可以调节引擎10，以便允许频率裕度以各种不同方式处于指定范围内，因为多个参数影响引擎的振动性质。因此，仅作为示例提供了引擎性质的以下示例。
特别地，本发明人理解，调节风扇23的刚度、风扇轴36的刚度和/或引擎前引擎结构42的刚度可以允许或有利于避免在固有频率和它们的潜在激发源之间的频率重合。
风扇直径可以大于或等于215cm(85”)或250cm(100”)，并且可选地选择为在215cm到420cm、或250cm到370cm(100”到145”)的范围内。相同的风扇尺寸可用于复合材料风扇叶片23和金属风扇叶片23二者。
风扇质量(包括毂的风扇23的质量)可以在300kg到1000kg的范围内。
绕纵向引擎轴线的风扇转动惯量(包括毂的风扇23的转动惯量)可以在100kg·m2到600kg·m2的范围内。
如图4和图5中所示的前方轴承a和后方轴承b之间限定的风扇轴长度L可以在900mm到1800mm的范围内。风扇轴长度L可以被限定在轴承a、b的轴向中心点之间。在风扇轴36上具有两个以上轴承的布置中，L可以被限定在最靠近风扇23的风扇轴轴承和距离风扇23最远的风扇轴轴承之间。
前引擎结构悬臂距离DC可以在800mm到1700mm的范围内，所述前引擎结构悬臂距离被限定为前支架41(前支架平面)的径向平面到前方轴承a之间的距离，如图4中所示。前引擎结构悬臂距离DC可以被限定在前方轴承a的轴向中心点和前支架41的轴向中心点之间(即前支架平面位于前支架41的轴向中心点处)。
径向弯曲刚度
就悬臂梁900的变形而言，参考图9限定了径向弯曲刚度，该悬臂梁在施加力时在第一位置900a和第二位置900b之间移动。如图9中所图示，沿着垂直于梁的纵向轴线的方向施加在梁900a的自由端处的力F导致在第二位置900b中看到的线性垂直变形δ。径向弯曲刚度是针对给定的线性变形施加的力，即F/δ。在本申请中，径向方向相对于引擎10的旋转轴线9，并且因此涉及对由径向力引起的引擎的沿着径向方向线性变形的阻力。梁900或同等的悬臂式部件沿引擎的旋转轴线延伸，沿着任何径向方向在垂直于引擎10的旋转轴线上施加力F，并且沿着力F的作用线、垂直于旋转轴线测量位移6。如本文所限定的径向弯曲刚度具有N/m的SI单位，并且可以缩放到诸如kN/mm的替代单位。在本申请中，除非另外说明，否则径向弯曲刚度视为自由体刚度，即在没有可能影响其刚度的其他部件存在的情况下针对采用悬臂构造的单独部件测量的刚度。
关于图10描述了前引擎结构42的径向弯曲刚度的确定。前引擎结构42被认为是单独的(即没有风扇轴36和其他部件)，并且确定了响应于径向剪切力F的偏转，该径向剪切力F在前方轴承a的轴向中心点处施加到前引擎结构42，其中引擎静止结构在前支架41的径向平面处接地(即处理为刚性/不移动)。
在前方轴承a的中心线处根据施加的力F测量偏转δ。对角线用于指示该结构在与前引擎支架41对准的径向平面中保持刚性——测量在这种连接前方的结构的弯曲。
在具有非轴线对称的引擎支架41的布置的引擎10中，前引擎结构42的径向弯曲刚度可以在正交方向上不相同。因此，可以是针对多个位置、例如两个正交位置进行测量或执行计算，并且可以为前引擎结构42的径向弯曲刚度设置最低值。在所描述的示例中，前引擎结构42的安装可以提供明显的不对称性，并且因此例如可以与支架成一直线以及垂直于支架进行测量。最低刚度总体上可以对应于最低FSN频率，对于风扇RTW或转子RW模式的最小频率分离而言这可以受到关注。
前引擎结构径向弯曲刚度可以在80kN/mm到180kN/mm的范围内。
倾斜刚度
参考图11限定倾斜刚度，其示出了在其自由端处施加的力矩M的作用下悬臂梁900从第一位置900a到第二位置900b产生的变形。倾斜刚度是在施加了力矩的部件上的点的旋转阻力的量度。如在图11中可见，在悬臂梁的自由端处施加的力矩导致在梁的自由端和固定端之间沿着梁的长度的恒定曲率。所施加的力矩M导致在施加力矩处的点的旋转θ。因此，如本文所限定的倾斜刚度具有Nm/rad的SI单位，并且可以缩放到诸如N·mm/rad的替代单位。
关于图12描述了风扇轴36的倾斜刚度的确定。对角线用于指示：风扇轴36被保持固定在轴承a和b处，轴承a、b被处理为刚性的。轴36被处理为固定在轴承a、b处，因为这代表了当安装在引擎10中时的边界条件。在风扇轴36上具有两个以上轴承的布置中，风扇轴36可以被保持固定在所有这样的轴承处。
围绕沿着引擎10的半径定向的旋转轴线并且在风扇组件的重心(CoG)(即风扇23的CoG且不包括风扇轴36)的轴向位置处施加力矩M。倾斜力矩M的旋转轴线延伸到图12中所绘制的页面中。风扇轴36上的风扇组件CoG轴向位置总体上至少近似地与前方轴承a成一直线并且通常略微在前方轴承a的前方，然而不同的引擎布置之间精确位置可以变化。
在引擎轴线9与风扇轴36在风扇组件的CoG的轴向位置处(力矩的施加点)的切线之间测量角度θ的变化。在风扇重心处响应于施加到单独的风扇轴36(即，没有前引擎结构42或其他部件)的点径向力矩来测量角偏转，其中轴承中心固定在“a”和“b”处。
风扇轴倾斜刚度可以在5×109N·mm/rad到12×109N·mm/rad的范围内。
图13图示出如何测量本文所限定的刚度。图13示出了由施加载荷L(例如，力、力矩或扭矩)产生的位移δ的曲线图，所述载荷L被施加到针对其测量刚度的部件。在从零到LP的载荷水平处存在非线性区域，在非线性区域中由加载的部件的运动(或部件的独立零件的相对运动)而不是部件的变形来引起位移；例如在零件之间的间隙内移动。在LQ之上的载荷水平处，已经超过了部件的弹性极限，并且施加的载荷不再导致弹性变形——替代地可以发生部件的塑性变形或失效。在点P和Q之间，施加的载荷和产生的位移具有线性关系。本文限定的刚度可以通过测量点P和Q之间的线性区域的斜率(其中刚度是该斜率的倒数)来确定。通过提供更大的要测量的位移可以针对线性区域中尽可能大的区域来寻找斜率，以增加测量的精度。例如，可以通过施加等于或仅大于LP以及等于或仅小于LQ的载荷来寻找斜率。可以在基于材料特性的测试之前估计LP和LQ的值，以便施加合适的载荷。尽管在本说明书中，所述位移被称为δ，但是技术人员将理解，同等原理可以适用于线性或角位移。
除非另外说明，否则本文限定的刚度是针对引擎在巡航条件下的相应部件。在引擎的操作范围内，刚度总体上不会显著变化；因此在使用引擎的飞行器的巡航条件下(如本文别处限定的那些巡航条件)或在MTO条件下的刚度可以与引擎未在使用中(即停机-处于零速度/候场(on the bench))时的刚度相同。然而，在刚度在引擎的操作范围内变化的情况下，本文限定的刚度要被理解为当引擎在巡航条件下操作时的值。
图15图示出以上描述的可选地使用引擎10来执行的方法1000。所述方法1000包括启动1002飞行器的引擎10并达到操作条件，并且操作1004飞行器。在操作1004期间，飞行器可以在MTO速度下操作一个或多个时间段。以下中的一个或多个可以应用：
(i)下述公式的反向涡动频率裕度(MB)可以在15％到50％的范围内：
(ii)下述公式的正向涡动频率裕度(C/B)可以在10％到100％的范围内：
(iii)下述公式的互相频率裕度(D/(A+B))可以在5％到50％的范围内：
(iv)下述公式的前引擎结构频率裕度(E/F)可以在5％到50％的范围内：
用于引擎10的如以上描述的特征可以在所描述的方法1000中同等地应用。
应当理解，本发明不限于以上描述的实施例，并且可以在不脱离本文所描述的概念的情况下进行各种修改和改进。除了相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文所描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。
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