具体实施方式

在下列视图中的所有视图中，相似的附图标记用于遍及附图中描绘的多个实施例指代相似的元件。

图1示出了无涵道的推力产生系统10的示例性实施例的横断面正视图。如从图1所见，无涵道的推力产生系统10呈开式转子推进系统的形式，并具有描绘成推进器组件的旋转元件20，该旋转元件20包括围绕无涵道的推力产生系统10的中央纵向轴线11的翼型件叶片21的阵列。叶片21围绕中心线11成大致等间距间隔开的关系设置，并且每一个叶片21均具有根部23和尖端24以及限定在其间的翼展。无涵道的推力产生系统10包括具有燃气发生器（gas generator）40和低压涡轮机50的燃气涡轮发动机。左手或右手发动机构造可通过使21、31和50的翼型件成镜像来获得。作为替代方案，可选择的反转（reversing）齿轮箱55（如图3和4中所示定位于低压涡轮机50中或之后或者如图3中所示与动力齿轮箱60相结合或相关联）允许将共同的燃气发生器和低压涡轮机用于使风扇叶片顺时针或逆时针旋转，即，以便按照要求提供左手或右手构造，从而提供如可能为特定的航空设施所需要的一对反向旋转的发动机组件。在图1中所示的实施例中的无涵道的推力产生系统10还包括一体的驱动器（动力齿轮箱）60，该一体的驱动器60可包括用于降低推进器组件相对于低压涡轮机50的旋转速度的齿轮组。

在示例性实施例中，无涵道的推力产生系统10还包括不旋转的固定元件30，该固定元件30包括同样围绕中央轴线11设置的翼片31的阵列，并且每一个翼片31均具有根部33和尖端34以及限定在其间的翼展。这些翼片可被设置成使得它们并非全部与旋转组件间隔开相等距离，并且可以可选择地包括远离轴线11的环形护罩或涵道（duct）100（如图2中所示）或者可以是无护罩的。这些翼片可安装于固定框架并且并不相对于中央轴线11旋转，但可包括用于调整它们相对于它们的轴线90和/或相对于叶片21的取向的机构。出于说明的目的，图1还描绘了以箭头F表示的前向方向，其又限定了该系统的前向部分和后部部分。如在图1中所示，旋转元件20定位于“拉拔器（puller）”构造中的燃气发生器40的前方，并且排气装置80定位于固定元件30的后部。

除了降低噪音的益处之外，图2中所示的涵道100通过将固定翼片31联接成组件提供了固定翼片31的振动响应和结构完整性的益处，该组件形成了环形环或一个或多个圆周区段、即形成将诸如形成双联体（doublet）的成对件之类的两个或多个翼片31连结在一起的环形环的多个部分的节段。涵道100可使得翼片的桨距能够按照要求加以改变。

由所公开的风扇原理产生的噪音的较大部分、或许甚至是主要部分与由上游叶栅（blade-row）产生的紊流与尾流（wake）之间的相互作用及其加速度和在下游叶栅表面上的碰撞相关联。通过引入在固定翼片上方充当护罩的部分涵道，在翼片表面处产生的噪音可被屏蔽掉以便在远场中有效地产生阴影区（shadow zone），从而降低整体干扰程度（annoyance）。当在轴向长度方面延长该涵道时，穿过该涵道的声辐射的效率进一步受到声截止（acoustic cut-off）的现象的影响，这如针对常规航空器发动机那样可用于将声辐射限制到远场中。此外，护罩的引入考虑到了结合声处理的机会，如当前针对常规航空器发动机所做的那样，以便在它反射或与衬套以其它方式相互作用时衰减声音。通过在位于固定翼片的上游和下游的护罩的内侧和轮毂表面上引入声学处理表面，可将从固定翼片发出的声波的多次反射基本上衰减掉。

在运行中，通过低压涡轮机经由齿轮箱60驱动旋转叶片21，使得它们围绕轴线11旋转并且产生推力以沿前向方向F推进无涵道的推力产生系统10并且由此推进它所关联的航空器。

可以希望的是，这多组叶片21和31中的任一者或两者结合有变距机构，使得叶片可以或者单独地或者彼此一起相对于桨距旋转轴线旋转。这种变距可被用于在多种运行状况下改变推力和/或涡旋效应，包括提供在诸如航空器着陆时之类的特定运行状况中会是有用的反推力特征。

叶片31被确定尺寸、成形、并构造成使流体产生起抵消作用的涡旋，使得在下流方向上，两排叶片的后部的流体具有大幅降低的涡旋程度，其转换成程度增大了的感应效率。叶片31可比叶片21具有较短的翼展，如在图1中所示，例如，叶片21的翼展的50%，或者可按照要求具有比叶片21长的翼展或与叶片21相同的翼展。翼片31可附接于与推进系统相关联的航空器结构，如图1中所示，或者附接于诸如机翼、外挂架（pylon）、或机身之类的另一航空器结构。固定元件的翼片31可在数量上比旋转元件的叶片21的数量少或多或者在数量上与旋转元件的叶片21的数量相同，并且通常在数量上大于两个或大于四个。

在图1中所示的实施例中，环形的360度入口70定位在风扇叶片组件20与静止的或固定的叶片组件30之间，并提供用于使引入的大气相对于固定元件30径向向内地进入燃气发生器40的路径。这种位置出于多种原因而可能是有利的，其原因包括管理结冰性能以及保护入口70免受可能在运行中遇到的多种物体和材料的影响。

图5示出了燃气涡轮发动机10的另一示例性实施例，与图1的实施例的不同之处在于入口71的位置位于旋转元件20和固定元件30的前方并位于旋转元件20的径向内侧。

图1和图5均示出了可被称之为“拉拔器”构造的结构，在该构造中，产生推力的旋转元件20定位于燃气发生器40的前方。图6在另一方面示出了可被称之为“推进器”构造实施例的结构，在该构造中，燃气发生器40定位在旋转元件20的前方。如同图5的实施例的情况一样，入口71定位在旋转元件20和固定元件30的前方并定位在旋转元件20的径向内侧。排气装置80定位在旋转元件20和固定元件30的内侧及后部。图6中所绘的系统还示出了固定元件30定位在旋转元件20的前方的构造。

对于“拉拔器”构造或“推进器”构造的选择可与对于相对于预期航空器应用的飞机机身的安装取向的选择相一致地来进行，并且取决于安装位置和取向是机翼安装的构造、机身安装的构造、还是机尾安装的构造，一些在结构上或在运行上会是有利的。

图7和图8示出了与图6相似的“推进器”实施例，但其中，排气装置80定位在固定元件30与旋转元件20之间。尽管在这两种实施例中旋转元件20定位在固定元件30的后部，但图7和图8彼此不同之处在于，图7的旋转元件20结合了比图8的实施例相对长的叶片，使得图7的叶片的根部23凹入到来自固定元件30的气流拖尾后部下方，并且来自燃气发生器40的排气被朝向旋转元件20的前缘引导。在图8的实施例中，旋转元件20在长度上越发是几乎能够与固定元件30相比较的，并且排气80被在旋转元件20与固定元件30之间更为径向向外地引导。

图9、图10、和图11描绘了其它示例性“推进器”构造实施例，其中，旋转元件20定位在固定元件30的前方，两种元件均位于燃气发生器40的后部。在图9的实施例中，排气装置80定位在旋转元件20和固定元件30的后部。在图10的实施例中，排气装置80定位在旋转元件20和固定元件30的前方。最终，在图11的实施例中，排气装置80定位在旋转元件20与固定元件30之间。

图12和图13示出了燃气发生器40、低压涡轮机50和旋转元件20的不同结构。在图12中，旋转元件20和助力器（booster）300由与助力器300直接联接并经由减速装置60连接至旋转元件20的低压涡轮机50驱动。高压压缩机301由高压涡轮机302直接驱动。在图13中，旋转元件20由低压涡轮机50经由减速装置60驱动，助力器303直接由中间压力涡轮机306驱动，并且高压压缩机304由高压涡轮机305驱动。

图15是沿图14的线15-15获取的横断面示意图，其将图14的无涵道的推力产生系统的入口构造示出为非轴对称的、非环形的入口。在所示构造中，入口70呈一对径向相对的入口72的形式，每一个入口72均馈送到芯部中。

用作动力源的燃气涡轮机或内燃机可在压缩过程中利用中间冷却元件。同样，燃气涡轮发动机可利用位于动力涡轮机的下游的回收装置。

在多个实施例中，用以驱动旋转元件20的动力源可以是由喷气燃料或液态天然气供应燃料的燃气涡轮发动机、电动马达、内燃机、或任何其它适用的扭矩和动力源并且可定位在旋转元件20的附近或可相对于适当构造的诸如配电模块系统之类的传动装置远程定位。

除了适合于与旨在用于水平飞行的常规航空器平台一起使用的构造之外，本说明书中所述的技术可还被用于直升机和倾斜转子应用和其它提升装置以及悬停装置。

可以预期的是，结合在共同转让的待审申请[ ]和[ ]中描述的技术来利用本说明书中所述的技术。

仅出于说明的目的提供了对于本发明的实施例的前述说明，并且该前述说明并非旨在限制如在所附权利要求中限定的本发明的范围。

本申请涉及2013年10月23日提交的代理案卷号为No. 264668-2、名为“无涵道的推力产生系统”的PCT/US13/XXXXX和2013年10月23日提交的代理案卷号为No. 265517-2、名为“用于无涵道的推力产生系统的翼片组件”的PCT/US13/XXXXX，这两篇文件的全部内容均被以参引的方式结合到本说明书中。