可变入口导向轮叶的制作方法

1.本公开涉及飞行器推进系统，并且涉及与针对具有不同特征的燃料的适应性相关的操作飞行器的方法，且涉及确定相关燃料特征的方法，以便允许实现这样的方法。


背景技术：

2.在航空工业中预期倾向于使用与目前总体上使用的传统煤油基射流燃料不同的燃料。这些燃料可以具有不同的燃料特征，例如相对于石油基烃燃料具有较低的芳香族含量和硫含量中的任一者或两者。
3.因此，鉴于变化的可能性在增加，需要考虑到燃料性质，并且需要针对这些新燃料调整飞行器推进系统和燃料供应的控制和管理。


技术实现要素：

4.根据第一方面，提供了一种控制飞行器的推进系统的方法，所述推进系统包括：气体涡轮引擎，其布置成由燃料提供动力；以及至少一个可变入口导向轮叶(vigv)。该方法包括：
5.获得被提供到气体涡轮引擎的燃料的至少一个燃料特征；以及
6.基于至少一个所获得的燃料特征而对至少一个vigv的调度作出改变。
7.所述至少一个燃料特征可以是或包括以下中的至少一个：
8.·
燃料中的可持续航空燃料的百分比；
9.·
燃料的芳香族烃含量；
10.·
燃料的多芳香族烃含量；
11.·
燃料中的含氮物种(species)的百分比；
12.·
燃料中的示踪物物种或痕量元素的存在或百分比(例如，在燃料中固有地存在的痕量物质，其可以在燃料之间变化，并且因此用于识别燃料和/或有意地添加以充当示踪物的物质)；
13.·
燃料的氢碳比；
14.·
燃料的烃分布；
15.·
燃烧时的非挥发性颗粒物排放水平(例如，在给定的操作条件下，针
16.对给定的燃烧器设计在燃烧时)；
17.·
燃料的萘含量；
18.·
燃料的硫含量；
19.·
燃料的环烷含量；
20.·
燃料的氧含量；
21.·
燃料的热稳定性；
22.·
燃料的结焦水平；
23.·
燃料是化石燃料的指示；以及
24.·
密度、粘度、热值和热容中的至少一个。
25.至少一个燃料特征可以是或包括燃料的热值。
26.至少一个燃料特征可以是或包括燃料的热容。
27.对至少一个vigv的调度作出改变的步骤可以包括使至少一个vigv移动。
28.对至少一个vigv的调度作出改变的步骤可以包括防止或取消至少一个vigv的预期移动。例如，如果使用中的燃料具有比广泛使用的射流a更高的热值，则在飞行包线(envelope)中的某一点处利用诸如射流a的某一燃料来正常执行关闭vigv的步骤可以取消。
29.推进系统可以包括含有不同燃料的多个流体分离的燃料罐，使得供应到气体涡轮引擎的燃料能够在飞行中改变。
30.在这样的情况下，获得被提供到气体涡轮引擎的燃料的至少一个燃料特征的步骤可以包括：确定被供应到气体涡轮引擎的当前的燃料或燃料共混物并且获得针对该燃料的一个或多个特征。
31.获得至少一个燃料特征的步骤可以在以下情形中重复进行：
32.(i)每隔一定时间；
33.(ii)在每次改变被供应到气体涡轮引擎的燃料或燃料共混物时；或者
34.(iii)在每次改变vigv调度之前。
35.获得至少一个燃料特征的步骤可以包括以下中的至少一个：
36.(i)例如通过物理和/或化学检测方法来检测至少一个燃料特征，或检测可以从其得到燃料特征的参数；以及
37.(ii)从数据存储装置检索至少一个燃料特征或可以根据其来计算至少一个燃料特征的数据。
38.至少一个燃料特征可以是或包括燃料的热值，在这样的情况下，对vigv调度作出改变的步骤可以包括：针对燃料的热值每增大1％，在起飞时使至少一个vigv打开其范围的1％。
39.因此，可以利用热值改变来作出vigv角度的线性或近线性的改变。
40.至少一个vigv可以具有40
°
的全旋转范围。
41.至少一个燃料特征可以是或包括燃料的热容，在这样的情况下，对vigv调度作出改变的步骤可以包括：针对燃料的热容增大30％，在起飞时使至少一个vigv打开其范围的0.5％。可以利用热容来作出vigv角度的线性或近线性的改变。
42.针对燃料的热容方面30％的改变而使至少一个vigv打开其范围的0.5％可以仅执行直到全vigv移动范围的5％的最大附加开度。至少一个vigv可以具有40
°
的全旋转范围。
43.根据第二方面，提供了一种用于飞行器的推进系统，该推进系统包括：
44.气体涡轮引擎，其布置成由燃料提供动力，并且包括：
45.压缩机；以及
46.至少一个可变入口导向轮叶(vigv)，气流通过/经由其传入压缩机；
47.以及
48.vigv调度管理器，其布置成：
49.获得被提供到气体涡轮引擎的燃料的至少一个燃料特征；以及
50.基于至少一个所获得的燃料特征而对至少一个vigv的调度作出改变。
51.至少一个所获得的燃料特征可以是或包括燃料的热值。
52.推进系统还包括含有不同燃料的至少两个燃料罐，使得供应到气体涡轮引擎的燃料能够在飞行中改变。在这样的情况下，vigv调度管理器可以布置成在以下情形中获得当前提供到气体涡轮引擎的燃料的至少一个特征：
53.(i)每隔一定时间；
54.(ii)在每次改变被供应到气体涡轮引擎的燃料或燃料共混物时；和/或
55.(iii)在每次改变vigv调度之前。
56.推进系统可以布置成执行第一方面的方法。
57.根据第三方面，提供了一种确定燃料的至少一个燃料特征的方法，所述燃料被提供到飞行器的气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎形成飞行器的推进系统的一部分。该方法包括：
58.作出操作改变以影响气体涡轮引擎的操作，所述操作改变由推进系统的可控部件实行；
59.感测对操作改变的响应；以及
60.基于对操作改变的响应而确定至少一个燃料特征。
61.因此，推进系统可以用于“执行试验”以测试燃料，因此允许基于气体涡轮引擎对试验的响应来确定一个或多个燃料特征。
62.推进系统的任何合适的可控部件都可以用于引起操作改变。例如：
63.·
推进系统可以包括热管理系统。作出操作改变的步骤可以包括以下或由以下构成：使用热管理系统例如通过调整经过一个或多个换热器的流
64.而改变进入气体涡轮引擎的燃烧器的燃料的温度；
65.·
推进系统可以包括燃料管理系统。作出操作改变的步骤可以包括以下或由以下构成：改变燃料流动速率和/或燃料共混物；和/或
66.·
推进系统可以包括一个或多个可变入口导向轮叶(vigv)。作出操作改变的步骤可以包括以下或由以下构成：使一个或多个vigv移动。
67.对操作改变的响应可以包括以下中的至少一个或由以下中的至少一个构成：
68.(i)来自气体涡轮引擎的功率输出的改变(例如，如由轴速度的增大或减小所指示的那样)；
69.(ii)燃料降解或结焦的改变；
70.(iii)引擎内的至少一个压力的改变；和/或
71.(iv)引擎内的至少一个温度的改变。
72.推进系统可以包括至少一个可变入口导向轮叶(vigv)。作出操作改变的步骤可以包括以下或由以下构成：例如通过使vigv移动、或者调整或取消vigv的所计划的移动来改变vigv调度。
73.对vigv调度的操作改变的响应可以包括以下中的至少一个或由以下中的至少一个构成：
74.(i)在气体涡轮引擎的涡轮的进口部处的气体温度(例如，高压涡轮转子进口温度，t41)的改变；
75.(ii)跨气体涡轮引擎的燃烧器的温度上升的改变(例如，由t30-t41关系收集，t30是高压压缩机输出口温度)；以及
76.(iii)在压缩机出口总压力(p30)与涡轮转子进口总压力(p41)之间的关系的改变。
77.推进系统可以包括多个燃料罐。在这样的情况下，作出操作改变的步骤可以包括以下中的一者或两者或由以下中的一者或两者构成：
78.(i)改变从哪个罐取得燃料；以及
79.(ii)改变从特定罐取得多少百分比的燃料(例如，改变成不同的燃料共混物)。
80.在这样的情况下，对操作改变的响应可以包括以下中的一个或多个或由以下中的一个或多个构成：
81.(i)来自气体涡轮引擎的功率输出的改变；
82.(ii)燃料降解或结焦的改变；
83.(iii)凝结尾流形成的改变；
84.(iv)在压缩机出口温度与涡轮转子进口温度之间的关系的改变；
85.(v)在压缩机出口总压力与涡轮转子进口总压力之间的关系的改变。
86.推进系统可以包括至少一个空气-油换热器。在这样的情况下，作出操作改变的步骤可以包括：改变通过空气-油换热器的空气流动速率和油流动速率中的至少一个。对操作改变的响应可以包括在气体涡轮引擎的燃料系统内的压力改变；例如跨管(其组成燃料流动通路的一部分)的区段或跨泵、喷嘴或类似物的压力改变。
87.至少一个燃料特征可以是或包括在上文中针对第一方面所列出的燃料特征中的至少一个。
88.通过该方面的方法输出的所确定的一个或多个燃料特征随后可以用于基于一个或多个所确定的燃料特征来控制所述推进系统并且/或者针对使用所识别的燃料的飞行而改变所计划的飞行轨迹(flight profile)。
89.根据第四方面，提供了一种用于飞行器的推进系统，该推进系统包括：
90.气体涡轮引擎；
91.燃料罐，其布置成含有用以给气体涡轮引擎提供动力的燃料；以及
92.燃料成分跟踪器。
93.燃料成分跟踪器布置成：
94.接收关于操作改变的信息，所述操作改变由推进系统的可控部件实行，并且布置成影响气体涡轮引擎的操作；
95.接收与对所述操作改变的响应对应的数据；以及
96.基于对所述操作改变的响应，确定被布置成提供到气体涡轮引擎的燃料的一个或多个燃料特征。
97.推进系统还包括布置成感测对操作改变的响应的一个或多个传感器。传感器还可以布置成提供关于对燃料成分跟踪器的响应的数据。
98.一个或多个传感器可以包含温度传感器以及压力传感器中的任一者或两者。可以在不同位置中设置多个温度和/或压力传感器。
99.推进系统还可以包括一个或多个换热器(例如，空气-油换热器、燃料-油换热器
和/或燃料-空气换热器以及可选地多个一种类型的换热器)。操作改变可以包括：改变通过一个或多个换热器的空气流动速率、燃料流动速率以及油流动速率中的至少一个。推进系统还可以包括一个或多个压力传感器，所述一个或多个压力传感器布置成检测可能响应于这样的操作改变而发生的在气体涡轮引擎的燃料系统内的压力改变；例如跨管(其组成燃料流动通路的一部分)的区段或跨泵、喷嘴或类似物的压力改变。应当意识到，在改变燃料时尽管对一种或多种换热流作出改变但感测到压力没有改变，这也可以提供信息，并且可以允许确定一个或多个燃料特征。
100.气体涡轮引擎可以包括：
101.引擎核心，其包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的核心轴；以及
102.风扇，其位于引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片，并且布置成通过来自核心轴的输出来驱动。
103.所述推进系统还包括飞行轨迹调整器，所述飞行轨迹调整器布置成基于燃料的一个或多个燃料特征而改变所计划的飞行轨迹。
104.所述推进系统还可以包括推进系统控制器，所述推进系统控制器布置成基于燃料的一个或多个燃料特征而调整推进系统的控制。
105.所述推进系统可以布置成实现第三方面的方法。
106.根据第五方面，提供了一种确定燃料的至少一个燃料特征的方法，所述燃料被提供到飞行器的气体涡轮引擎。气体涡轮引擎形成飞行器的推进系统的一部分，并且包括：
107.燃烧器，其布置成使燃料燃烧并且具有出口，并且其中，燃烧器出口温度(t40)被限定为在巡航条件下在燃烧器出口处的流的平均温度；
108.涡轮，其包括具有前缘和后缘的转子，并且其中，涡轮转子进口温度(t41)被限定为在巡航条件下在涡轮的转子的前缘处的流的平均温度；以及
109.压缩机，其具有出口，其中，压缩机出口温度(t30)被限定为在巡航条件下在来自压缩机的出口处的流的平均温度。
110.该方法包括：
111.改变被供应到气体涡轮引擎的燃料；以及
112.基于在t30、t40以及t41中的至少一个的改变而确定燃料的至少一个燃料特征。
113.与先前的燃料相比、就针对所述燃料特征或每个燃料特征的改变而言可以确定一个或多个燃料特征，并且/或者一个或多个燃料特征可以确定为绝对值。
114.燃料的至少一个燃料特征的确定可以基于在t40和t41中的一个与t30之间的关系的改变。因此，可以感测并使用所述温度中的至少两个。
115.所述温度之间的关系可以是所述温度之间的差异。t40和t41中的一个与t30之间的差异可以指示跨燃烧器的温度上升。
116.推进系统可以包括至少一个可变入口导向轮叶(vigv)。
117.在改变燃料时，可以不对vigv的位置作出改变，至少直到在已确定燃料的至少一个燃料特征之后(或至少直到已收集对于作出所述确定而言必要的数据)为止。
118.改变被供应到气体涡轮引擎的燃料可以在巡航时执行。
119.气体涡轮引擎可以包括多个压缩机。在这样的示例中，压缩机出口温度可以被限定为来自最高压力压缩机的出口处的温度。
120.压缩机可以包括至少一个转子，每个转子具有前缘和后缘。压缩机出口温度可以被限定为在压缩机的最后面的转子的后缘的轴向位置处的温度。
121.该方法还可以包括感测对燃料的改变的响应。
122.至少一个燃料特征可以包括针对第一方面在上文中列出的燃料特征中的至少一个。
123.根据第六方面，提供了一种确定燃料的至少一个特征的方法，所述燃料被提供到飞行器的气体涡轮引擎。气体涡轮引擎形成飞行器的推进系统的一部分，并且包括：
124.燃烧器，其布置成使燃料燃烧并且具有出口，并且其中，燃烧器出口压力(p40)被限定为在巡航条件下在燃烧器出口处的总压力；
125.涡轮，其包括具有前缘和后缘的转子，并且其中，涡轮转子进口压力(p41)被限定为在巡航条件下在涡轮的转子的前缘处的总压力；以及
126.压缩机，其具有出口，其中，压缩机出口压力(p30)被限定为在巡航条件下在来自压缩机的出口处的总压力。
127.该方法包括：
128.改变被供应到气体涡轮引擎的燃料；以及
129.基于在p30、p40以及p41中的至少一个的改变而确定燃料的至少一个燃料特征。
130.所述确定可以利用所述压力中的至少两个来执行，例如评估在p40和p41中的一个与p30之间的关系的改变来执行。
131.在所述压力之间的所选择的关系可以是压力比。
132.如关于第五方面而描述的任何特征可以适用于该第六方面，并且在一些情况下，两者可以一起使用——检验压力和温度两者，以便确定或校验一个或多个燃料特征。
133.气体涡轮引擎可以包括多个压缩机。在这样的示例中，压缩机出口压力可以被限定为来自最高压力压缩机的出口处的压力。
134.压缩机可以包括至少一个转子，每个转子具有前缘和后缘。压缩机出口压力可以被限定为在压缩机的最后面的转子的后缘的轴向位置处的压力。
135.通过第五方面或第六方面的方法输出的所确定的一个或多个燃料特征随后可以用于基于一个或多个所确定的燃料特征而控制推进系统并且/或者改变所计划的飞行轨迹。
136.根据第七方面，提供了一种用于飞行器的推进系统，该推进系统包括：
137.气体涡轮引擎，其包括：
138.燃烧器，其布置成使燃料燃烧并且具有出口，并且其中，燃烧器出口温度(t40)被限定为在巡航条件下在燃烧器出口处的流的平均温度；
139.涡轮，其包括具有前缘和后缘的转子，并且其中，涡轮转子进口温度(t41)被限定为在巡航条件下在涡轮的转子的前缘处的流的平均温度；以及
140.压缩机，其具有出口，其中，压缩机出口温度(t30)被限定为在巡航条件下在来自压缩机的出口处的流的平均温度；
141.燃料罐，其布置成含有用以给气体涡轮引擎提供动力的燃料；
142.燃料管理器，其布置成改变被供应到气体涡轮引擎的燃料；以及
143.燃料成分确定模块，其布置成：
144.接收与在t30、t40以及t41中的至少一个的改变对应的数据；以及
145.基于至少一个温度的改变而确定燃料的至少一个燃料特征。
146.燃料成分确定模块可以布置成接收与所述温度中的至少两个对应的数据以及可选地与在t40和t41中的一个与t30之间的关系的改变对应的数据。所述确定可以基于温度关系的改变来执行。
147.所述温度之间的关系可以是所述温度之间的差异，该差异指示跨燃烧器的温度上升。
148.推进系统可以包括至少两个燃料罐。
149.推进系统还可以包括至少一个传感器，所述至少一个传感器布置成提供与t30、t40以及t41中的一个或多个对应的数据。
150.推进系统可以布置成执行第五方面和/或第六方面的方法。
151.根据第八方面，提供了一种用于飞行器的推进系统，该推进系统包括：
152.气体涡轮引擎，其包括：
153.燃烧器，其布置成使燃料燃烧并且具有出口，并且其中，燃烧器出口压力(p40)被限定为在巡航条件下在燃烧器出口处的流的总压力；
154.涡轮，其包括具有前缘和后缘的转子，并且其中，涡轮转子进口压力(p41)被限定为在巡航条件下在涡轮的转子的前缘处的流的总压力；以及
155.压缩机，其具有出口，其中，压缩机出口压力(p30)被限定为在巡航条件下在来自压缩机的出口处的流的总压力；
156.燃料罐，其布置成含有用以给气体涡轮引擎提供动力的燃料；
157.燃料管理器，其布置成改变被供应到气体涡轮引擎的燃料；以及
158.燃料成分确定模块，其布置成：
159.接收与在p40和p41中的一个与p30之间的关系的改变对应的数据；以及
160.基于压力关系的改变而确定燃料的至少一个燃料特征。
161.燃料成分确定模块可以布置成接收与所述压力中的至少两个对应的数据以及可选地与在p40和p41中的一个与p30之间的关系的改变对应的数据。所述确定可以基于压力关系的改变来执行。
162.推进系统可以包括至少两个燃料罐。
163.推进系统还可以包括至少一个传感器，所述至少一个传感器布置成提供与p30、p40以及p41中的一个或多个对应的数据。
164.第七方面或第八方面的推进系统可以包括飞行轨迹调整器，所述飞行轨迹调整器布置成基于燃料的一个或多个燃料特征来改变针对飞行器的飞行的所计划的飞行轨迹。
165.第七方面或第八方面的推进系统可以包括推进系统控制器，所述推进系统控制器布置成基于所述燃料的一个或多个燃料特征来调整所述推进系统的控制。
166.第七方面或第八方面的推进系统可以用于实现第五方面和/或第六方面的方法。
167.在气体涡轮引擎是开放式转子或涡轮螺旋桨引擎的情况下，气体涡轮引擎可以包括经由轴附接到自由动力涡轮并且由自由动力涡轮驱动的两个反向旋转的螺旋桨级。螺旋桨可以以相反方向旋转，使得一个围绕引擎的旋转轴线顺时针旋转，而另一个围绕引擎的旋转轴线逆时针旋转。替代地，气体涡轮引擎可以包括螺旋桨级和配置于螺旋桨级的下游
处的导向轮叶级。导向轮叶级可以属于可变桨距。因此，高压涡轮、中压涡轮以及自由动力涡轮可以通过合适的互连轴分别驱动高压压缩机和中压压缩机以及螺旋桨。因此，螺旋桨可以提供大部分的推进推力。
168.在气体涡轮引擎是开放式转子或涡轮螺旋桨引擎的情况下，螺旋桨级中的一个或多个可以由所描述的类型的齿轮箱驱动。
169.本公开的布置可以特别地但非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，气体涡轮引擎可以包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自核心轴的输入并且将驱动输出到风扇，以便以比核心轴更低的旋转速度来驱动风扇。到齿轮箱的输入可以直接地来自核心轴，或例如经由齿轮轴(spur shaft)和/或齿轮间接地来自核心轴。核心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)。
170.如本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可以具有任何合适的一般架构。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。仅仅通过示例的方式，连接到核心轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到核心轴的压缩机可以是第一压缩机，并且核心轴可以是第一核心轴。引擎核心还可以包括第二涡轮、第二压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二核心轴。第二涡轮、第二压缩机以及第二核心轴可以布置成以比第一核心轴更高的旋转速度旋转。
171.在这样的布置中，第二压缩机可以轴向地定位于第一压缩机的下游处。第二压缩机可以布置成接收(例如直接地接收，例如经由总体上环状的管道直接地接收)来自第一压缩机的流。
172.齿轮箱可以布置成由配置成(例如，在使用中)以最低旋转速度旋转的核心轴(例如，在上文中的示例中的第一核心轴)驱动。例如，齿轮箱可以布置成仅由配置成(例如，在使用中)以最低旋转速度旋转的核心轴(例如，在上文中的示例中，仅为第一核心轴，而不是第二核心轴)驱动。替代地，齿轮箱可以布置成由任何一个或多个轴(例如，在上文中的示例中的第一轴和/或第二轴)驱动。
173.齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为，输出到风扇的是比来自核心轴的输入更低的旋转速率)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，如本文中的别处更详细地描述的，齿轮箱可以是“行星”或“星形”齿轮箱。齿轮箱可以具有任何期望的减速比(被限定为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在从3至4.2或从3.2至3.8的范围内，例如大约或至少是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。齿轮比可以例如在先前句子中的任何两个值之间。仅仅通过示例的方式，齿轮箱可以是具有从3.1或3.2至3.8的范围内的比的“星形”齿轮箱。在一些布置中，齿轮比可以在这些范围之外。
174.在如本文中描述和/或要求保护的任何气体涡轮引擎中，给定的成分或共混物的燃料被提供到燃烧器，所述燃烧器可以设置在风扇和压缩机的轴向下游处。例如，燃烧器可以正好在第二压缩机的下游处(例如，在第二压缩机的出口处)，在此处设置第二压缩机。通过另外的示例的方式，燃烧器的出口处的流可以被提供到第二涡轮的入口，在此处设置第二涡轮。燃烧器可以设置在涡轮的上游处。
175.所述压缩机或每个压缩机(例如，如上文中所描述的第一压缩机和第二压缩机)可以包括任何数量的级，例如多级。每个级可以包括一行转子叶片和一行定子轮叶，所述一行定子轮叶可以是可变定子轮叶(因为，其入射角可以是可变的)。转子叶片的行和定子轮叶
的行可以彼此轴向地偏移。
176.所述涡轮或每个涡轮(例如，如上文中所描述的第一涡轮和第二涡轮)可以包括任何数量的级，例如多级。每个级可以包括一行转子叶片和一行定子轮叶。转子叶片的行和定子轮叶的行可以彼此轴向地偏移。
177.每个风扇叶片可以被限定为具有从径向内气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂)延伸到100％跨度位置处的尖端的径向跨度。风扇叶片在毂处的半径与风扇叶片在尖端处的半径的比可以小于(或大约是)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。风扇叶片在毂处的半径与风扇叶片在尖端处的半径的比可以在由先前句子中的任何两个值界定的包含性范围内(即，所述值可以形成上边界或下边界)，例如在从0.28至0.32的范围内。这些比通常可以被称为毂-尖端比。毂处的半径和尖端处的半径两者可以在叶片的前缘(或轴向最前面的)部分处测量。当然，毂-尖端比指风扇叶片的气体洗涤部分，即在任何平台径向外侧的部分。
178.风扇的半径可以在引擎中心线与风扇叶片其前缘处的尖端之间测量。风扇直径(其可以仅仅为风扇的半径的两倍)可以大于(或大约是)以下中的任何一个：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)、380(大约150英寸)cm、390cm(大约155英寸)、400cm、410cm(大约160英寸)或420cm(大约165英寸)。风扇直径可以在由先前句子中的任何两个值界定的包含性范围内(即，所述值可以形成上边界或下边界)，例如在从240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。
179.风扇的旋转速度可以在使用中变化。总体上，对于具有较高直径的风扇，旋转速度较低。仅仅通过非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可以小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅仅通过另外的非限制性示例的方式，对于具有从220cm至300cm(例如从240cm至280cm或从250cm至270cm)的范围内的风扇直径的引擎的在巡航条件下的风扇的旋转速度可以在从1700rpm至2500rpm的范围内，例如在从1800rpm至2300rpm的范围内，例如在从1900rpm至2100rpm的范围内。仅仅通过另外的非限制性示例的方式，对于具有从330cm至380cm的范围内的风扇直径的引擎的在巡航条件下的风扇的旋转速度在从1200rpm至2000rpm的范围内，例如在从1300rpm至1800rpm的范围内，例如在从1400rpm至1800rpm的范围内。
180.在气体涡轮引擎的使用中，风扇(具有相关联的风扇叶片)围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度utip移动。由风扇叶片13对流做的功导致流的焓升dh。风扇尖端负荷可以被限定为dh/u
tip2
，其中，dh是跨风扇的焓升(例如1-d平均焓升)，并且utip是风扇尖端、例如在尖端的前缘处的(平移)速度(其可以被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负荷可以大于(或大约是)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(所有值都是无量纲的)。风扇尖端负荷可以在由先前句子中的任何两个值界定的包含性范围内(即，所述值可以形成上边界或下边界)，例如在从0.28至0.31或从0.29至0.3的范围内。
181.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动速率与通过核心的流的质量流动速率的比。在
一些布置中，旁路比可以大于(或大约是)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。旁路比可以在由先前句子中的任何两个值界定的包含性范围内(即，所述值可以形成上边界或下边界)，例如在从12至16、从13至15或从13至14的范围内。旁路管道可以基本上是环状的。旁路管道可以在核心引擎的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳限定。
182.如本文中描述和/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处的滞止压力与最高压力压缩机的出口处(在进入燃烧器之前)的滞止压力的比。通过非限制性示例的方式，如本文中描述和/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(或大约是)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可以在由先前句子中的任何两个值界定的包含性范围内(即，所述值可以形成上边界或下边界)，例如在从50至70的范围内。
183.引擎的比推力可以被限定为引擎的净推力除以通过引擎的总质量流量。在一些示例中，对于给定的推力条件，比推力可以取决于被提供到燃烧器的燃料的具体成分。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可以小于(或大约是)以下中的任何一个：110nkg-1
s、105nkg-1
s、100nkg-1
s、95nkg-1
s、90nkg-1
s、85nkg-1
s或80nkg-1
s。比推力可以在由先前句子中的任何两个值界定的包含性范围内(即，所述值可以形成上边界或下边界)，例如在从80nkg-1
s至100nkg-1
s或从85nkg-1
s至95nkg-1
s的范围内。与常规气体涡轮引擎相比，这样的引擎可以是特别有效的。
184.如本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可以具有任何期望的最大推力。仅仅通过非限制性示例的方式，如本文中描述和/或要求保护的气体涡轮能够产生至少(或大约是)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。最大推力可以在由先前句子中的任何两个值界定的包含性范围内(即，所述值可以形成上边界或下边界)。仅仅通过示例的方式，如本文中描述和/或要求保护的气体涡轮能够产生在从330kn至420kn、例如从350kn至400kn的范围内的最大推力。上文中所提到的推力可以在标准大气条件下在海平面处加上15℃(环境压力101.3kpa，温度30摄氏度)引擎静止时的最大净推力。
185.在使用中，在高压涡轮的进口处的流的温度可能特别高。可以被称为tet的该温度可以在燃烧器的出口处(例如，正好在第一涡轮轮叶(其本身可以被称为喷嘴导向轮叶)的上游处)测量。在一些示例中，对于给定的推力条件，tet可以取决于被提供到燃烧器的燃料的具体成分。在巡航时，tet可以至少(或大约是)以下中的任何一个：1400k、1450k、1500k、1550k、1600k或1650k。巡航时的tet可以在由先前句子中的任何两个值界定的包含性范围内(即，所述值可以形成上边界或下边界)。在引擎的使用中的最大tet可以例如至少(或大约是)以下中的任何一个：1700k、1750k、1800k、1850k、1900k、1950k或2000k。最大tet可以在由先前句子中的任何两个值界定的包含性范围内(即，所述值可以形成上边界或下边界)，例如在从1800k至1950k的范围内。最大tet可以例如在高推力条件下发生，例如在最大起飞(mto)条件下发生。
186.本文中描述和/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组合制造。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(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)制造。通过另外的示
例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属、诸如钛基金属或铝基材料(诸如，铝-锂合金)或钢基材料制造。风扇叶片可以包括使用不同材料来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能够比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟、冰或其它材料)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。因而，仅仅通过示例的方式，风扇叶片可以具有带有钛前缘的碳纤维或铝基主体(诸如，铝锂合金)。
187.如本文中描述和/或要求保护的风扇可以包括中心部分，风扇叶片可以从中心部分例如沿径向方向延伸。风扇叶片可以以任何期望的方式附接到中心部分。例如，每个风扇叶片可以包括固定件，所述固定件可以接合毂(或盘)中的对应槽。仅仅通过示例的方式，这样的固定件可以是燕尾榫的形式，其可以插入和/或接合在毂/盘中的对应槽，以便将风扇叶片固定到毂/盘。通过另外的示例的方式，风扇叶片可以与中心部分一体地形成。这样的布置可以被称为叶盘或叶环。任何合适的方法可以用于制造这样的叶盘或叶环。例如，风扇叶片的至少一部分可以由块机加工，并且/或者风扇叶片的至少一部分可以通过焊接、诸如线性摩擦焊接来附接到毂/盘。
188.本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可以提供有或可以不提供有可变面积喷嘴(van)。这样的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。本公开的一般原理可以应用于具有或不具有van的引擎。
189.如本文中描述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可以具有任何期望的数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
190.如本文中所使用的，术语空转、滑行、起飞、爬升、巡航、下降、接近以及着陆具有常规含义，并且将容易被技术人员理解。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，每个术语指气体涡轮引擎被设计成附接到的飞行器的引擎在给定任务内的操作阶段。
191.在这点上，地面空转可以指如下的引擎操作阶段：其中，飞行器静止并且与地面接触，但其中要求引擎运行。在空转期间，引擎可以产生在3％与9％之间的引擎的可用推力。在另外的示例中，引擎可以产生在5％与8％之间的可用推力。在其它另外的示例中，引擎可以产生在6％与7％之间的可用推力。滑行可以指如下的引擎操作阶段：其中，飞行器通过由引擎产生的推力沿着地面被推进。在滑行期间，引擎可以产生在5％与15％之间的可用推力。在另外的示例中，引擎可以产生在6％与12％之间的可用推力。在其它另外的示例中，引擎可以产生在7％与10％之间的可用推力。起飞可以指如下的引擎操作阶段：其中，飞行器通过由引擎产生的推力而被推进。在起飞阶段内的初始阶段，飞行器可以在飞行器与地面接触的同时被推进。在起飞阶段内的后期阶段，飞行器可以在飞行器不与地面接触的同时被推进。在起飞期间，引擎可以产生在90％与100％之间的可用推力。在另外的示例中，引擎可以产生在95％与100％之间的可用推力。在其它另外的示例中，引擎可以产生100％的可用推力。
192.爬升可以指如下的引擎操作阶段：其中，飞行器通过由引擎产生的推力而被推进。在爬升期间，引擎可以产生在75％与100％之间的可用推力。在另外的示例中，引擎可以产生在80％与95％之间的可用推力。在其它另外的示例中，引擎可以产生在85％与90％之间的可用推力。在这点上，爬升可以指在巡航条件下在起飞与抵达之间的飞行器飞行周期内
的操作阶段。附加地或替代地，爬升可以指在起飞与着陆之间的飞行器飞行周期中的标称点，其中，要求海拔相对增加，这可能要求附加的引擎的推力需求。
193.如本文中所使用的，巡航条件具有常规含义并且将容易被技术人员理解。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，巡航条件意指在气体涡轮引擎被设计成附接到的飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可以被称为“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，在爬升的顶部与下降的开始之间燃烧的总燃料的50％已被燃烧(就时间和/或距离而言其可近似于爬升的顶部与下降的开始之间的中点)。因此，巡航条件限定气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑到提供给气体涡轮引擎被设计成附接到的飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保该飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的海拔和恒定的马赫数)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的情况中，在巡航条件下，所述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。
194.换而言之，对于用于飞行器的给定的气体涡轮引擎，巡航条件被限定为在中间巡航大气条件(在中间巡航海拔处由根据iso 2533的国际标准大气来限定)下提供指定推力的引擎的操作点(要求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)。对于用于飞行器的任何给定的气体涡轮引擎，中间巡航推力、大气条件以及赫数是已知的，并且因此清楚地限定了引擎在巡航条件下的操作点。
195.仅仅通过示例的方式，在巡航条件下的前进速度可以是以下范围内的任何点：在从0.7马赫至0.9马赫的范围内，例如在从0.75至0.85的范围内，例如在从0.76至0.84的范围内，例如在从0.77至0.83的范围内，例如在从0.78至0.82的范围内，例如在从0.79至0.81的范围内，例如大约0.8马赫，大约0.85马赫或在从0.8至0.85的范围内。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于一些飞行器，巡航条件可能超出这些范围之外，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
196.仅仅通过示例的方式，巡航条件可以对应于在以下范围内的海拔处的标准大气条件(根据国际标准大气isa)：在从10000m至15000m的范围内，例如在从10000m至12000m的范围内，例如在从10400m至11600m(大约38000ft)的范围内，例如在从10500m至11500m的范围内，例如在从10600m至11400m的范围内，例如在从10700m(大约35000ft)至11300m的范围内，例如在从10800m至11200m的范围内，例如在从10900m至11100m的范围内，例如大约11000m。巡航条件可以对应于在这些范围内的任何给定海拔处的标准大气条件。
197.仅仅通过示例的方式，巡航条件可以对应于提供在0.8的前进马赫数下的已知的所要求的推力水平(例如，在从30kn至35kn的范围内的值)的引擎的操作点和在38000ft(11582m)的海拔处的标准大气条件(根据国际标准大气)。仅仅通过另外的示例的方式，巡航条件可以对应于提供在0.85的前进马赫数下的已知的所要求的推力水平(例如，在从50kn至65kn的范围内的值)的引擎的操作点和35000ft(10668m)的海拔处的标准大气条件(根据国际标准大气)。
198.在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可以在本文中的别处所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或4个)气体涡轮引擎可以安装到该飞行器上，以便提供推进推力。
199.此外，技术人员将立即认识到，下降和接近中的任一者或两者指飞行器的在巡航与着陆之间的飞行器飞行周期内的操作阶段。在下降和接近中的任一者或两者期间，引擎可以产生在20％与50％之间的可用推力。在另外的示例中，引擎可以产生在25％与40％之间的可用推力。在其它另外的示例中，引擎可以产生在30％与35％之间的可用推力。附加地或替代地，下降可以指飞行器飞行周期中的在起飞与着陆之间的标称点，其中，要求海拔相对减小，并且这可能要求减少引擎的推力需求。
200.根据一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文中描述和/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被设计用于附接到的飞行器。因此，如本文中的别处所限定的，根据该方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航。
201.根据一方面，提供了一种操作如本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可以在如本文中的别处所限定的巡航条件(例如，就推力、大气条件以及马赫数而言)下进行。
202.根据一方面，提供了一种操作包括如本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。如本文中的别处所限定的，根据该方面的操作可以包含(或可以是)在飞行器的中间巡航时的操作。
203.技术人员应当意识到，除非相互排斥，否则关于任何一个上文方面描述的特征或参数可以应用于任何其它方面。此外，除非相互排斥，本文中所描述的任何特征或参数可以应用于任何方面并且/或者与本文中所描述的任何其它特征或参数组合。
附图说明
204.现在，将参考附图而仅通过示例的方式描述实施例，其中：
205.图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
206.图2是气体涡轮引擎的上游部分的近视截面侧视图；
207.图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
208.图4是通过气体涡轮引擎的压缩机入口的vigv的示意性视图；
209.图5是飞行器推进系统控制方法的示意图；
210.图6是包含燃料成分确定模块的飞行器的示意性视图；
211.图7是燃料特征确定方法的示意图；
212.图8是与燃料供应管线和机载罐相关联的用作燃料成分确定模块的飞行器燃料成分跟踪系统的示意性视图；
213.图9是与图7中所示出的燃料特征确定方法不同的燃料特征确定方法的示意图；以及
214.图10是包含主动燃料管理系统的推进系统的示意图。
具体实施方式
215.图1图示出具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括空气进气口12和推进风扇23，所述推进风扇生成两股气流：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以及核心排放喷嘴20。短舱21包围气体涡轮引擎10并且限定旁
路管道22和旁路排放喷嘴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并且由低压涡轮19驱动。
216.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，在高压压缩机中进行进一步压缩。从高压压缩机15排出的被压缩的空气被引导到燃烧设备16中，在燃烧设备中被压缩的空气与燃料f混合并且使混合物燃烧。随后，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17和低压涡轮19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23总体上提供大部分的推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
217.在图2中示出针对齿轮传动式风扇气体涡轮引擎10的示例性布置。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，所述轴联接到周转齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。多个行星齿轮32在太阳齿轮28的径向外部并且与太阳齿轮28互相啮合，所述多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32能够围绕其自身的轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动其围绕引擎轴线9旋转。环状或环形齿轮38在行星齿轮32的径向外部并且与行星齿轮32互相啮合，所述环状或环形齿轮经由连杆40联接到静止支撑结构24。
218.需注意，如本文中所使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可以被认为是分别意指最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包含风扇23)和/或以引擎中最低的旋转速度通过互连轴26连接在一起的涡轮和压缩机级(即，不包含驱动风扇23的齿轮箱输出轴)。在一些文献中，本文中所提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可以替代地被称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用这种替代名称的情况下，风扇23可以被称为第一或最低压力压缩级。
219.在图3中通过示例的方式更详细地示出周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32以及环形齿轮38中的每个包括围绕其周界的齿，以与其它齿轮互相啮合。然而，为了清楚起见，在图3中仅图示出所述齿的示例性部分。图示出四个行星齿轮32，然而对本领域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。
220.在图2和图3中通过示例的方式图示出的周转齿轮箱30为行星类型，因为所述行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中环形齿轮38被固定。然而，可以使用任何其它合适类型的周转齿轮箱30。通过另外的示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置，其中，行星架34被保持固定，允许环形(或环状)齿轮38旋转。在这样的布置中，风扇23由环形齿轮38驱动。通过另外替代的示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34两者均被允许旋转。
221.应当意识到，图2和图3中所示出的布置仅通过示例的方式，并且各种替代方案都在本公开的范围内。仅仅通过示例的方式，可以使用任何合适的布置来将齿轮箱30定位于引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。通过另外的示例的方式，引擎10的其它部件(诸如，输入轴26、输出轴以及固定结构24)与齿轮箱30之间的连接件(诸如，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。通过另外的示例的方式，可以使用在引擎的旋转部件与静止部件之间(例如，来自齿轮箱的输入轴和输出轴与诸如齿轮箱外壳的固定结构之间)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(在上文中描述)的情况下，技术人员将容易理解到，输出和支撑连杆以及轴承位置的布置典型地不同于在图2中通过示例的方式示出的布置。
222.因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如，星形或行星)、支撑结构、输入轴和输出轴布置以及轴承位置的任何布置的气体涡轮引擎。
223.可选地，齿轮箱可以驱动附加的部件和/或替代的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
224.本公开可以应用的其它气体涡轮引擎可以具有替代配置。例如，这样的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。通过另外的示例的方式，图1中所示出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的流具有其自身的喷嘴18，所述喷嘴与核心引擎喷嘴20分离并且在该核心引擎喷嘴20的径向外侧。然而，这并非是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用于如下引擎，在该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(或上游处)混合或组合。一个或两个喷嘴(不论是混合流还是分流)可以具有固定的或可变的面积。
225.虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但本公开可以例如应用于任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中，风扇级不被短舱包围)或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置中，气体涡轮引擎10可以不包括齿轮箱30。
226.气体涡轮引擎10及其部件的几何形状由常规的轴系限定，包括轴向方向(其与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中从下到上的方向)以及周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向以及周向方向相互垂直。
227.提供到燃烧设备16的燃料f可以包括化石基烃燃料，诸如煤油。因此，燃料f可以包括来自正烷烃、异烷烃、环烷烃以及芳香族的化学族中的一种或多种的分子。附加地或替代地，燃料f可以包括由生物资源或非生物资源产生的可再生烃，其在其它情况下被称为可持续航空燃料(saf)。在每个所提供的示例中，燃料f可以包括一种或多种痕量元素，包含例如硫、氮、氧、无机物以及金属。
228.用于在给定任务中使用的燃料的给定的成分或共混物的功能性能至少部分地由燃料为气体涡轮引擎10的布雷登循环服务的能力所限定。限定功能性能的参数可以包含例如：比能、能量密度、热稳定性、以及包含颗粒物的排放。表示为mj/kg的相对较高的比能(即，每单位质量的能量)可以至少部分地减小起飞重量，从而潜在地提供燃料效率的相对改进。表示为mj/l的相对较高的能量密度(即，每单位体积的能量)可以至少部分地减小起飞燃料体积，这对于体积受限的任务或涉及加注燃料的军事行动而言特别地重要。相对较高的热稳定性(即，抑制燃料在热应力下降解或结焦)可以容许燃料在引擎和燃料喷射器中维持升高的温度，从而潜在地提供燃烧效率的相对改进。减少包含颗粒物的排放可以容许减少凝结尾流形成，同时降低给定任务的环境影响。燃料的其它性质也可以是功能性能的关键。例如，相对较低的凝固点(℃)可以允许远程任务优化飞行轨迹；最小芳香族浓度(％)可以确保在先前暴露于具有高的芳香族含量的燃料的o型环和密封件的构造中使用的某些材料的充分胀大(swelling)；并且，最大表面张力(mn/m)可以确保燃料的充分喷射分散和雾化。
229.分子中的氢原子数与碳原子数的比会影响燃料的给定成分或共混物的比能。在不存在键应变(bond strain)的情况下，具有较高的氢原子与碳原子的比的燃料可以具有较
高的比能。例如，化石基烃燃料可以包括具有大约7至18个碳的分子，其中，给定成分的重要部分源于具有9至15个碳(其中，平均为12个碳)的分子。
230.astm国际(astm)d7566、针对含有合成烃的航空涡轮燃料的标准规范(astm 2019c)批准了许多可持续航空燃料共混物，包括在10％与50％之间的可持续航空燃料(其余部分包括一种或多种化石基烃燃料，诸如煤油)，其中，另外的成分等待批准。然而，在航空工业中预测包括高达(并且包含)100％可持续航空燃料(saf)的可持续航空燃料共混物将最终被批准使用。
231.可持续航空燃料可以包括正烷烃、异烷烃、环烷烃以及芳香族中的一种或多种，并且可以例如由合成气体(合成气)、脂质(例如，脂肪、油以及油脂)、糖、以及醇中的一种或多种产生。因而，可持续航空燃料可以包括相对于化石基烃燃料而言较低的芳香族含量和硫含量中的任一者或两者。附加地或替代地，可持续航空燃料可以包括相对于化石基烃燃料而言较高的异烷烃含量和环烷烃含量中的任一者或两者。因而，在一些示例中，可持续航空燃料可以包括在煤油密度的90％与98％之间的密度和在煤油热值的101％与105％之间的热值中的任一者或两者。
232.至少部分由于可持续航空燃料的分子结构，可持续航空燃料(例如，在燃烧设备16中燃烧时)可以提供包含例如相对于化石基烃燃料而言较高的能量密度、较高的比能、较高的比热容、较高的热稳定性、较高的润滑性、较低的粘度、较低的表面张力、较低的凝固点、较低的烟灰排放、以及较低的co2排放中的一种或多种的益处。因此，相对于诸如煤油的化石基烃燃料，可持续航空燃料会导致比燃料消耗率方面的相对减少和维护成本方面的相对降低中的任一者或两者。
233.如本文中所使用的，t30、t40、t41、p30、p40和p41以及任何其它编号的压力和温度使用在标准sae as755中列出的站的编号来限定，具体地：
234.·
p30＝高压压缩机(hpc)输出口总压力；
235.·
t30＝hpc输出口温度；
236.·
p40＝燃烧出口总压力；
237.·
t40＝燃烧出口温度；
238.·
p41＝高压涡轮(hpt)转子进口总压力；
239.·
t41＝hpt转子进口温度。
240.如图6中所描绘的，飞行器1可以包括多个燃料罐50、53；例如，位于飞行器机身中的较大的主燃料罐50和位于每个机翼中的较小的燃料罐53a、53b。在其它示例中，飞行器1可以仅具有单个燃料罐50，并且/或者机翼燃料罐53可以大于中心燃料罐50，或可以不提供中心燃料罐(其中所有燃料都代替地存储于飞行器的机翼中)，应当意识到，设想许多不同的罐的布局，并且所描写的示例为了便于描述而提供，并且不旨于限制。
241.图6示出具有包括两个气体涡轮引擎10的推进系统2的飞行器1。从飞行器机载的燃料供应系统3给气体涡轮引擎10供应燃料。所描写的示例的燃料供应系统3包括单个燃料源。出于本技术的目的，术语“燃料源”被理解成意指：1)单个燃料罐；或2)流体地互连的多个燃料罐。每个燃料源布置成提供单独的燃料源，即，第一燃料源可以含有第一燃料，所述第一燃料具有与第二燃料源中所含的第二燃料不同的一个或多个特征。因此，第一燃料源和第二燃料源并未彼此流体地联接，以便使不同燃料分离(至少在正常运行条件下)。
242.在本示例中，第一燃料源包括：中心燃料罐50，其主要地位于飞行器的机身中；和多个机翼燃料罐53a、53b，其中，至少一个机翼燃料罐位于左舷机翼中，并且至少一个机翼燃料罐位于右舷机翼中，用于平衡。在所示出的示例中，所有的罐50、53都流体地互连，因此形成单个燃料源。中心燃料罐和机翼燃料罐中的每个可以包括多个流体地互连的燃料罐。
243.在另一示例中，机翼燃料罐53a、53b并未流体地连接到中心罐50，从而形成单独的第二燃料源。出于平衡的目的，左舷机翼中的一个或多个燃料罐可以流体地连接到右舷机翼中的一个或多个燃料罐。这可以经由中心燃料罐50(如果该罐并未形成其它燃料源的一部分)或给中心燃料罐设旁路中的任一者或两者(用于最大的灵活性和安全性)来进行。
244.在另一示例中，第一燃料源包括机翼燃料罐53和中心燃料罐50，而第二燃料源包括另外的单独的中心燃料罐(未描写)。可以提供第一燃料源的机翼燃料罐53与中心燃料罐50之间的流体互连，用于飞行器1的平衡。
245.在一些示例中，在飞行器上可用的燃料罐50、53的分配可以受到约束，使得第一燃料源和第二燃料源各自相对于飞行器中心线基本对称。在其中容许非对称燃料罐分配的情况下，可以在第一燃料源的燃料罐之间并且/或者在第二燃料源的燃料罐之间提供合适的燃料转移的方式，使得飞行器的质心的位置能够在整个飞行期间维持在可接受的侧向极限内。
246.飞行器1可以通过经由燃料管线61将燃料存储容器60(诸如，其由机场燃料输送卡车或永久管线提供)连接到飞行器的燃料管线连接端口62来加注燃料。期望数量的燃料可以从燃料存储容器60转移到飞行器1的一个或多个罐50、53。尤其在具有多于一个燃料源的示例中，在其中不同的罐50、53用不同的燃料来填充，可以提供多个燃料管线连接端口62而非一个，并且/或者可以使用阀来适当地引导燃料。
247.虽然存在所有航空燃料都必须符合的标准，但不同的航空燃料具有不同的成分，例如取决于航空燃料的来源(例如，不同的石油源、生物燃料或其它合成航空燃料(常常被描述为可持续航空燃料-saf)和/或石油基燃料的混合物和其它燃料)并且取决于所包含的任何添加剂(例如，诸如抗氧化剂和金属减活剂、生物杀灭剂、静电减少剂、结冰抑制剂、腐蚀抑制剂)以及任何杂质。除了在机场与燃料供应商之间变化之外，即使对于给定的机场或燃料供应商，可用的航空燃料的燃料成分也可以在批次之间变化。进一步地，飞行器1的燃料罐50、53在为后续飞行而加满之前通常并未被排空，从而导致罐内的不同燃料的混合物——实际上是具有由该混合物产生的不同成分的燃料。
248.发明人意识到，由于不同的燃料能够具有不同的性质，虽然仍符合标准，但是了解可用于飞行器1的燃料能够允许更有效地、定制化地对推进系统2进行控制。例如，与其使用具有较低热容的燃料，不如使用具有较高热容的燃料来进行引擎冷却，并且针对相同的功率输出具有较高热值的燃料可以允许较低流动速率的燃料供应到燃烧器。因此，了解燃料能够用作工具以改进飞行器性能。具体地，发明人意识到，可变入口导向轮叶(vigv)调度可以基于燃料特征而调整。
249.因此，布置成提供到飞行器1的气体涡轮引擎10的燃料的一个或多个燃料特征可被获得或在其它情况下确定并且用于影响推进系统2的控制；这可以被描述为对推进系统2作出操作改变。
250.如本文中所使用的，术语“燃料特征”指诸如燃料成分的内在或固有的燃料性质，
并非指诸如体积或温度的可变性质。燃料特征的示例包含以下中的一个或多个：
251.i.燃料中的可持续航空燃料的百分比(％saf，按重量或体积计)，或该燃料是化石燃料、例如化石煤油或该燃料是纯saf燃料的指示；
252.ii.燃料的烃分布的参数，诸如：
253.·
燃料的芳香族烃含量，以及同样可选地/替代地燃料的多芳香族烃含量；
254.·
燃料的氢碳比(h/c)；
255.·
对于存在的一些烃或所有烃的％成分信息；
256.iii.特定元素或物种的存在或百分比，诸如：
257.·
燃料中的含氮物种的百分比；
258.·
燃料中的示踪物物种或痕量元素/物质的存在或百分比(例如，在燃料中固有地存在的痕量物质，其可以在燃料之间变化，并且因此用于识别
259.燃料和/或有意添加以充当示踪物的物质)；
260.·
燃料的萘含量；
261.·
燃料的硫含量；
262.·
燃料的环烷含量；
263.·
燃料的氧含量；
264.iv.在气体涡轮引擎10中在使用的燃料的一种或多种性质，诸如：
265.·
燃烧时的非挥发性颗粒物(nvpm)排放或co2排放的水平(值可以提供用于在特定条件下操作的具体燃烧器，以公正地对燃料进行比较——所测量的值可以基于燃烧器性质和条件而相应地进行调整)；
266.·
燃料的结焦水平；
267.v.燃料本身的一种或多种性质，不取决于在引擎10中使用或燃烧，诸如：
268.·
燃料的热稳定性(例如，热分解温度)；以及
269.·
一种或多种物理性质，诸如密度、粘度、热值、凝固温度和/或热容。
270.例如，可以选择燃料的热值作为所关心的燃料特征。如本文中所使用的，除非在其它情况下指定，术语“热值”表示燃料的较低的加热值(也被称为净热值)。假设反应产物中的水的汽化的潜热未被回收(即，所产生的水在燃烧之后作为水蒸气保留)，净热值被限定为通过使指定量的燃料燃烧所释放的热量。
271.燃料的热值(也被称为加热值)可以直接地被确定(例如，通过测量当某一体积或质量的燃料在气体涡轮引擎10中燃烧时释放的能量)或从其它燃料参数计算；例如，基于燃料的烃分布和每种烃类组分的热值(可以针对其而查找标准值)计算。替代地或附加地，为了提供校验，可以使用外部数据、诸如针对燃料中示踪物物质的查找表或在与燃料相关联的条形码中编码的数据或其它所存储的数据来确定热值。
272.操作改变是对推进系统2的当前操作或预期操作的改变。具体地，可以基于一个或多个所获得的燃料特征对可变入口导向轮叶调度作出改变。例如，如图4中所示出的，可变入口导向轮叶(vigv)246可以沿基于一个或多个燃料特征所确定的方向和/或以基于一个或多个燃料特征所确定的量进行移动。替代地，基于与标准燃料或先前使用的燃料的燃料特征不同的一个或多个燃料特征，在vigv正常移动的条件下/在vigv正常移动时，vigv可以保持静止。因此，在一些实例中，操作改变可以是不对vigv调度作出改变的决定，在例如燃
料流动速率改变或飞行器速度改变的情况下将正常地对vigv调度作出改变。因此，操作改变的示例包含调整vigv定位或取消对vigv定位的调整。
273.应当意识到，vigv几何形状的改变总体上可以由飞行器1的速度的改变、在压缩机14入口处的温度的改变和/或在跨压缩机14的压力的改变来触发。发明人意识到，当使用具有不同特征的燃料时，vigv几何形状的改变也是适当的，照此，当燃料在飞行中(对于在机上具有多种不同燃料的飞行器1)或在飞行之间改变时，即使除了燃料之外的所有引擎控制和环境因素都相同，不同的vigv调度也会是适当的。
274.例如，对于给定的比重测定的燃料流动速率和轴速度，当使用具有较高％saf的燃料时，vigv可以范围更广地打开。针对较高％saf或较高热值的燃料而打开vigv可以实现以下中的一个或多个：改进效率、减小t41、增大p30和/或增大跨压缩系统的总压力比。
275.应当意识到，vigv几何形状/打开角度可以例如使用来自一个或多个角度控制器(例如，下文中所描述的致动器242)的反馈来直接地测量或可以从二次效应推断。
276.改变vigv几何形状则改变了进入压缩机14的气流的角度，如果未适当地调整一个或多个vigv 246，则除非采取补救动作(例如，打开或关闭泄放阀并且/或者对引擎10作出附加的操作改变)，否则不适当的流动会导致压缩机喘振或失速。压缩机失速是压缩机中的气流的局部破坏。压缩机喘振是导致通过压缩机14的气流完全破坏的失速。失速的严重程度在从瞬时且无关紧要的功率下降至在喘振的情况下完全丧失压缩的范围内变动，要求对燃料流进行调整以恢复正常操作。压力和流动速率的监测能够实现检测压缩机14何时接近喘振点，并且随后能够采取校正动作(例如，vigv改变和/或泄放阀改变)。
277.压缩机14仅将空气稳定地泵送直到某一引擎压力比(引擎压力比(epr)是涡轮出口压力除以压缩机入口压力的比)；如果超过epr，则气流将变得不稳定。这发生在压缩机特性图上的被称为喘振线的地方。引擎10设计成在压缩机特性图的操作线上保持压缩机14在喘振线以下小距离操作。两条线之间的距离可以被称为喘振裕度。燃料特征的改变可以提高或降低操作压力比，因此使操作线朝向或远离喘振线移动。如果线之间的间隙/喘振裕度减小至零，则会产生压缩机失速。
278.现代压缩机14通常由电子引擎控制器(eec)42设计并控制，以避免或限制在引擎的操作范围内的失速。
279.图4图示了气流a在接近压缩机14，并且更具体地接近气体涡轮引擎10的低压压缩机14。压缩机14包括具有多个叶片14a的转子，所述多个叶片14a从中心区域延伸并且布置成对通过其的气流做功。
280.在图4中所描绘的实施方式中，存在多个vigv 246，所述多个vigv设置于压缩机14的进口部上游/该进口部处或该进口部附近的工作流体流动路径中。在该示例中，所示出的vigv叶片246仅仅是围绕流体流动路径设置的多个vigv 246中的一个。在所示出的示例中，vigv 246围绕环状流动路径均匀地隔开，并且可枢转以调整vigv相对于流体流a的角度。在其它示例中，vigv布置可以不同。
281.在图4中所示出的示例中，多个vigv 246联接到环形构件244，所述环形构件允许多个vigv 246一致地移动。致动器242与环形构件244操作性地联接。致动器242由引擎控制系统(eec 42)控制，并且使环形构件244移动期望的量，以实现多个vigv 246相对于工作流体路径内的流体流在位置上的改变。致动器242还可以包含位置感测特征，以提供vigv 246
的实际位置的反馈。在替代的示例中，单独的位置传感器可以用于提供指示vigv 246的实际位置的输出信号。应当意识到，在不同示例中，可以使用不同的控制和致动布置，例如，其中，一个或多个vigv 246是可独立控制的。
282.vigv调度管理器240用于基于一个或多个燃料特征而调整vigv调度。因此，针对该燃料来获得一个或多个燃料特征，以便执行调度调整。
283.对于给定的燃料流动速率，燃料的燃料特征、诸如热值对涡轮入口温度造成影响，并且由此对温度和压力造成影响，且对引擎压力和温度的比造成影响。因此，热值可以被选择为对vigv调度作出改变所基于的燃料特征。
284.在一些示例、诸如图6中所示出的示例中，飞行器1可以仅具有单个燃料罐50，并且/或者可以具有多个燃料罐50、53，所述多个燃料罐各自含有相同燃料且/或流体地连结或流体地连接到气体涡轮引擎10，使得在加注燃料事件之间，仅单一燃料类型被供应到气体涡轮引擎10，即，燃料特征可以在整个飞行期间保持恒定，并且仅在飞行之间改变。
285.然而，在其它示例中，飞行器1可以具有含有不同成分的燃料的多个流体分离的燃料罐50、53，并且推进系统2可以包括可调整的燃料传送系统，从而允许作出使用哪个罐50、53并且因此使用什么燃料/燃料共混物的选择。在这样的实施方式中，燃料特征在飞行过程中发生变化，其中，具体的燃料或燃料共混物被提供到气体涡轮引擎10。因此，可以确定针对每个罐50、53中的多种不同燃料的燃料特征，并且/或者可以直接地检测或在其它情况下确定当前被供应到气体涡轮引擎10的燃料/燃料共混物的燃料特征。
286.因此，可以以各种不同的方式获得诸如热值的燃料特征。例如：
287.·
可以扫描要添加到飞行器1的燃料罐50、53的燃料的条形码，以读取燃料或所识别的示踪物物质、例如染料和基于该示踪物而查找的燃料
288.性质的数据；
289.·
数据可以被人工地输入，或传输到飞行器1用于存储；
290.·
可以在起飞之前提取燃料样品用于地面侧分析；
291.·
燃料性质可以从推进系统2在飞行器操作(例如，引擎起动、滑行、起飞、爬升和/或巡航)的一个或多个周期期间活动的测量结果推断出；和/或
292.·
可以例如使用联机传感器和/或其它测量结果来在机上、可选地在飞行中检测一个或多个燃料性质。
293.燃料特征可以以各种方式检测，直接(例如，从与所论及的燃料特征对应的传感器数据)和间接(例如，通过从其它特征或测量结果推断或计算出，或者参考针对燃料中的具体所检测到的示踪物的数据)两者。所述特征可以被确定为与另一种燃料相比的相对值或被确定为绝对值。例如，可以使用以下检测方法中的一种或多种：
294.·
燃料的芳香族含量或环烷含量能够基于由密封材料、诸如腈密封材料制成的传感器部件的胀大的测量而确定。
295.·
天然地存在于燃料中或被添加以充当示踪物的痕量物质或物种可以用于确定燃料特征，诸如所述燃料中的可持续航空燃料的百分比或所述燃料是否为煤油。
296.·
暴露于燃料的压电晶体的振动模式的测量结果可以用作例如通过测量将导致振动模式改变的在压电晶体上的表面沉积物的累积来确定各种燃料特征的基础，所述燃料特征包含燃料的芳香族含量、燃料的氧含量以及燃料的热稳定性或结焦水平。
297.·
各种燃料特征可以通过以下来确定：收集气体涡轮引擎10在第一操作周期期间(诸如，在起飞期间)的性能参数，以及同样可选地在第二操作周期期间(例如，在巡航期间)的性能参数，并且如果使用已知性质的燃料，则将这些所收集到的参数与预期值进行比较。
298.·
包含燃料的芳香族烃含量的各种燃料特征能够基于由气体涡轮10在其操作期间的凝结尾流的存在、不存在或形成程度的传感器测量结果而确定。
299.·
包含芳香族烃含量的燃料特征能够基于对燃料执行的uv-vis光谱学测量而确定。
300.·
包含硫含量、萘含量、芳香族氢含量以及氢碳比的各种燃料特征可以通过在由气体涡轮引擎10在其使用期间排出的排放气体中存在的物质的测量来确定。
301.·
燃料的热值可以在飞行器1的操作中基于在燃料燃烧时取得的测量结果——例如使用燃料流动速率和轴速度或跨燃烧器16的温度改变来确定。
302.·
各种燃料特征可以通过以下来确定：作出操作改变，所述操作改变布置成影响气体涡轮引擎10的操作，感测对操作改变的响应；以及基于对操作改变的响应而确定燃料的一个或多个燃料特征。
303.·
各种燃料特征可以相对于第一燃料的燃料特征通过以下而确定：将供应到气体涡轮引擎10的燃料从第一燃料改变成第二燃料，并且基于在t40和t41中的一个与t30之间的关系(该关系指示跨燃烧器16的温度上升)的改变来确定第二燃料的一个或多个燃料特征。例如参考针对第一燃料的已知值来将所述特征确定为与第一燃料相比的相对值或确定为绝对值。
304.在其中燃料不能在飞行中改变的示例中，vigv调度管理器240可以被提供有一个或多个燃料特征的一个列表，随后在整个飞行期间/直到下一次加注燃料事件为止，使用该列表。因此，每当计划或考虑移动vigv 246时，一个或多个燃料特征在每次飞行或加注燃料事件时仅一次获得，并且在整个飞行期间多次使用。
305.在其中燃料或燃料共混物能够在飞行中改变的示例中，当燃料或燃料共混物改变时，供给到燃烧器16的燃料的一个或多个燃料特征可以在飞行期间改变，因此可以在飞行期间多次获得值。例如，vigv调度管理器240可以在以下情形中获得针对燃料特征的值：(i)每隔一定时间(可选地，以取决于飞行阶段而变化的频率，例如，爬升期间比巡航期间更频繁)；(ii)在每次改变被供应到气体涡轮引擎10的燃料或燃料共混物时；和/或(iii)在每次(潜在地)改变vigv调度之前。
306.vigv调度管理器240可以获得在某一时间供给到气体涡轮引擎10的一种或多种不同燃料的百分比混合的数据，在数据存储装置中查找针对该燃料/每种燃料的燃料特征数据，并且相应地确定/计算针对燃料/共混物的燃料特征。在一些示例中，可以不执行飞行中检测或分析，并且代替地可以依赖于预先供应的数据。在其它示例中，代替从存储装置检索数据或除此之外，可以使用物理检测和/或化学检测(直接地检测燃料特征；或检测能够从其得到燃料特征的一个或多个燃料性质或引擎性质)。
307.因此，vigv调度管理器240布置成以任何合适的方式获得当前提供到气体涡轮引擎10的燃料的一个或多个特征。
308.一旦针对当前提供到气体涡轮引擎10的燃料而确定一个或多个燃料特征，就可以基于所确定的燃料特征来调整推进系统2的控制并且具体地调整vigv调度。应当意识到，对
于许多当前的飞行器1，vigv调度改变仅可以适用于齿轮传动式气体涡轮引擎10。
309.例如，对于在供给到气体涡轮引擎10的燃料的热值增大2％，在起飞时vigv可以打开其范围(假设40
°
的全移动/旋转范围)的大约2％。例如，对于具有针对射流a的常见的vigv角度的给定飞行器1，如果使用具有比射流a的热值大5％热值的燃料，则vigv可以打开其范围的5％超过该常见的角度(即，移动2
°
)。这种vigv调度改变可以促进维持更恒定的涡轮气体温度(例如，t41)。可以在巡航时作出对应的改变，然而位置改变的幅度很可能较低。应当意识到，vigv调度改变可以针对特定飞行器1和/或针对飞行包线的特定部分(例如，起飞或巡航)而定制，以便实现某一涡轮气体温度(例如，t41)或跨燃烧器16的某一温度上升(例如，t30-t41关系)。
310.通过另外的示例的方式，对于热容增大30％，在起飞时可以使vigv 246打开附加的0.5％，直到其全范围的5％的极限。对于热容方面较小(或较大)的改变，这可以线性地改变比例。可以在巡航时作出对应的改变，然而改变的幅度很可能较低。类似地，热容减小30％可以促使在起飞时使vigv 246关闭0.5％，直到其全范围的5％的极限。
311.可以将附加的数据与所确定的燃料特征联合使用以调整vigv 246的控制。例如，所描述的方式可以包括接收操作参数的数据，诸如飞行器的速度、空气和/或燃料流动速率、压缩机14的入口处的温度和/或跨压缩机14的压力、燃料温度数据和/或环境参数(诸如海拔)。这些所接收到的数据(例如，操作参数和/或环境参数)可以用于作出vigv调度的改变或影响vigv调度的改变。例如，如果燃料温度在进入燃烧器16时较高，则在起飞时燃料温度每增大50度，使vigv 246打开1％。
312.因此，用于飞行器1的推进系统2可以包括：一个或多个可变入口导向轮叶(vigv)246，气流穿过/经过其传入压缩机14中；以及vigv调度管理器240，其布置成获得被提供到气体涡轮引擎10的燃料的一个或多个特征；以及基于燃料的一个或多个所获得的特征而对一个或多个vigv 246的调度作出改变。
313.vigv调度管理器240可以基于一个或多个所获得的燃料特征而确定对vigv调度的期望的改变，并且控制致动器242，以便相应地使一个或多个vigv 246移动。
314.在图4中所示出的实施方式中，针对每个气体涡轮引擎10而提供单独的vigv调度管理器240。在其它实施方式中，可以仅提供单个vigv调度管理器240，并且可以针对两个(或所有)引擎10而控制vigv调度。
315.所示出的示例的vigv调度管理器240还包含接收器241，所述接收器布置成接收与燃料成分相关的数据和/或对vigv调度改变的请求。因此，期望的vigv调度改变的确定可以由vigv调度管理器240本身执行，或取决于该实施方式，vigv调度管理器240可以实现由另一实体所确定的改变。
316.燃料成分跟踪器202可以用于记录并存储燃料成分数据，并且可选地还接收传感器数据(以及可选地其它数据)且基于该数据而计算燃料特征。vigv调度管理器240可以作为同一实体的一部分提供或可以从燃料成分跟踪器202获得数据。
317.所描述的示例的燃料成分跟踪器202包括：存储器202a(其也可以被称为计算存储装置)，其布置成存储当前燃料特征数据；和处理电路202c，其布置成在加注燃料之后针对燃料罐50、53中的燃料的一个或多个燃料特征来计算被更新的值。随后，所计算出的值可以取代先前存储于存储器中的燃料特征数据，并且/或者可以加时间戳和/或日期戳并添加到
存储器。因此，可以对燃料特征数据随时间的日志进行汇编。
318.所示出的示例的燃料成分跟踪器202还包含接收器202b，所述接收器布置成接收可以从其计算燃料特征的数据和/或燃料特征本身和/或对燃料成分信息的请求。所示出的示例的燃料成分跟踪器202形成电子引擎控制器(eec)42的一部分或与电子引擎控制器(eec)42通信。eec 42可以布置成基于所计算的燃料特征而发出推进系统控制命令。应当意识到，eec 42可以提供用于飞行器1的每个气体涡轮引擎10，或单个eec 42可以控制两个或所有引擎10。进一步地，由eec对燃料成分跟踪器202发挥的作用可以仅仅是eec的功能性的一小部分。实际上，在各种实施方式中，燃料成分跟踪器202可以由eec提供，或可以包括与引擎的eec 42截然不同的eec模块。在替代的示例中，燃料成分跟踪器202可以不包括任何引擎控制功能性，并且可以代替地仅仅按需供应由另一系统酌情使用的燃料成分数据。可选地，燃料成分跟踪器202可以供应在引擎控制功能性方面提出的改变，以便由飞行员(或其他上级)批准；随后，飞行员可以直接实现所提出的改变，或批准或拒绝自动作出所提出的改变。
319.因此，推进系统2可以包含电子引擎控制器42，所述电子引擎控制器布置成基于所确定的燃料特征、基于由燃料成分跟踪器202和/或vigv调度管理器240提供的数据而确定的燃料特征以及可选地其它数据而发出推进系统控制命令。所示出的示例的vigv调度管理器240可以是电子引擎控制器(eec)42的一部分或与电子引擎控制器(eec)42通信，所述电子引擎控制器(eec)布置成基于燃料特征而发出推进系统控制命令。应当意识到，由ee℃ 42对vigv调度管理器240发挥的作用可以仅仅是eec的功能性的一小部分。实际上，在各种实施方式中，vigv调度管理器240可以由eec42提供，或可以包括与引擎的eec 42截然不同的eec模块。在替代的示例中，vigv调度管理器240可以不包括任何引擎控制功能性，并且可以代替按需提供由另一系统酌情使用的vigv调度数据。燃料成分跟踪器202和/或vigv调度管理器240可以作为构建到推进系统2中的单独单元来提供，并且/或者作为并入到其它飞行器控制系统(诸如，eec 42)中的软件和/或硬件来提供。燃料成分跟踪能力可以作为与引擎控制功能性相同的单元或包的一部分来提供。
320.eec 42(其也可被认为是推进系统控制器)可以直接地对推进系统2作出改变并且具体地对vigv调度作出改变，或可以向飞行员(或其他上级)提供推荐该改变的通知，用于批准。在一些示例中，相同的推进系统控制器42可以取决于该改变的特性而自动作出一些改变并且请求其它改变。在一些示例中，相同的实施方式可以包含取决于该改变的特性而自动作出一些改变并且请求其它改变。具体地，可以自动作出对飞行员“透明”的改变，诸如不影响引擎功率输出并且将不会被飞行员注意到的引擎流内的内部改变，而飞行员注意到的任何改变可以通知给飞行员(即，呈现将发生该改变的通知，除非飞行员另有指示)或给飞行员建议(即，在没有来自飞行员的肯定输入的情况下，将不发生改变)。在其中向飞行员提供通知或建议的实施方式中，这可以在飞行器的驾驶舱显示器上提供并且/或者作为可听到的警报来提供，并且/或者发送到单独的装置，诸如便携式平板电脑或其它计算装置。
321.因此，可以实现控制飞行器1的推进系统2的方法3010，推进系统2包括气体涡轮引擎10，所述气体涡轮引擎在气体涡轮引擎10的压缩机14的进口部处或附近具有一个或多个vigv 246。
322.方法3010包括获得3012提供到气体涡轮引擎10的燃料的一个或多个特征。所述获
得3012可以通过从存储装置检索数据并且/或者通过物理地和/或化学地检测一个或多个燃料性质来执行。获得步骤3012可以例如在加注燃料时或在开始飞行时仅执行一次。具体地，在其中燃料或燃料共混物能够在飞行中改变的示例中，获得步骤3012可以在飞行过程中重复地执行。
323.方法3010包括基于燃料的一个或多个所获得的特征例如通过使vigv沿某一方向移动某一数量(例如，旋转某一角度)来对一个或多个vigv 246的调度作出3014改变。
324.在飞行中具有可变燃料的实施方式中，每次考虑改变vigv位置时，获得步骤3012和基于所获得的数据而作出改变的步骤3014可以一起重复进行，或所述获得步骤3012可以间隔地执行。在飞行中具有单一恒定燃料的实施方式中，所述获得步骤3012可以仅执行一次，并且作出改变的步骤3014可以在飞行过程中使用相同所获得的数据来多次执行。替代地，所述获得步骤3012可以再次间隔地执行，例如用于校验。
325.如上文中所描述的，发明人意识到，了解飞行器1可用的燃料能够允许更有效地、定制化地对推进系统2进行控制，诸如本文中所描述的vigv调度控制。在一些情况下，燃料特征可以由第三方(例如，在加注燃料时由供应商)供应到飞行器1。然而，在其它情况下，对燃料特征的先前了解可能并非可用。因此，布置成提供到飞行器1的气体涡轮引擎10的燃料的一个或多个燃料特征可以在飞行器1的机上确定，并且可选地随后用于影响推进系统2的控制。
326.在下文中所描述的示例中，飞行器的推进系统2用于执行“试验”，以便确定或提供对确定一个或多个燃料特征有用的数据。该“试验”执行包括对推进系统2作出操作改变并且确定操作改变具有什么影响，随后能够从对已知的操作改变的响应来确定一个或多个燃料特征。燃料特征可以包含上文中所列出的那些燃料特征中的一个或多个。
327.更具体地，作出操作改变，操作改变由推进系统2的可控部件实行。操作改变被选择成以取决于至少一个燃料特征的方式影响气体涡轮引擎10的操作。
328.操作改变是对推进系统2的当前操作或预期操作的改变。例如，可以使可变入口导向轮叶(vigv)246移动并且检测对该移动的响应。替代地，在vigv将正常地移动的条件下/在vigv将正常地移动时，可以使vigv保持静止，并且可以监测对来自标准操作程序的改变的响应。因此，在一些实例中，操作改变可以是不对操作作出改变的决定，在一些情况中将正常地作出操作改变。应当意识到，这可以被认为是上文中所描述的方式3012、3014的反面，而非获得一个或多个燃料特征并且基于那些燃料特征而改变vigv调度以实现期望的响应，对vigv调度作出改变，并且从对该调度改变的响应而推断或确定一个或多个燃料特征。
329.例如，vigv 246可以移动，以便在改变燃料时维持恒定的t41或t30-t41关系(例如，t41减去t30或t40减去t30，指示燃烧器温度上升)；随后，维持恒定的温度或温度关系所要求的移动可以用于识别在初始燃料(在供给到气体涡轮引擎10的燃料改变之前)与新燃料之间的热值的改变。
330.假设在改变燃料时质量燃料流保持恒定，如果不作出vigv调度改变，则在改变成具有较高热值的燃料时，很可能看到跨燃烧器16的温度上升的增加(t40-t30)。如果在改变燃料时/在看到温度上升开始增加时，作出不改变vigv调度的决定，则跨燃烧器16的温度上升的改变可以用于计算燃料热值的改变。对于当前的saf和saf共混物，与煤油相比，可以看到温度上升至少2％或3％的改变，这对应于多于30℃或多于50℃的改变。
331.如果不是燃料的质量流量而是低压轴速度/推力保持恒定，若不作出vigv调度改变，则由于新燃料的较高热值仍然可以观察到t41的上升，并且该改变的大小可以用于推断热值的改变。对于燃料热值每3％的改变，可以观察到大约3℃的改变。
332.如上文中所描述的，压缩机14仅稳定地泵送空气直到某一引擎压力比(引擎压力比(epr)是涡轮出口压力(p42)除以压缩机入口压力(p26)的比)；如果超过epr，则气流将变得不稳定。这发生在压缩机特性图上的被称为喘振线的地方。引擎设计成在压缩机特性图的操作线上保持压缩机在喘振线以下小距离操作。两条线之间的距离可以被称为喘振裕度。燃料特征的改变可以提高或降低操作压力比，因此使操作线朝向或远离喘振线移动。如果所述线之间的间隙/喘振裕度减小至零，则会产生压缩机失速。
333.现代压缩机14通常由eec 42设计并控制，以避免或限制在引擎的操作范围内的失速。虽然总体上要完全地避免压缩机喘振，但对于给定的燃料流动速率而发生微小失速的精确点可以用于推断燃料特征。随后，一旦引擎压力比降低到压缩机能够维持稳定气流所处于的水平，压缩机14就将恢复到正常流动。
334.例如，对于给定的燃料流动速率，燃料的热值对涡轮入口温度造成影响，并且由此对引擎压力和温度的比造成影响。因此，监测压缩机14在改变vigv几何形状之后或在改变燃料并且不改变vigv几何形状之后离失速有多近，允许确定或推断燃料的热值或其它参数。
335.虽然在一些实施方式中，可以测量气流模式，但vigv角度以及诸如温度和压力改变的二次效应更易于直接测量。例如，除了t30-t41关系的改变之外，使vigv 246打开常常导致较高的p30和跨压缩系统的总压力比的增大。进一步地，vigv位置信息可以从一个或多个致动器242直接地得到。
336.除了vigv调度改变以外，操作改变的其它示例可以包含调整以下中的一个或多个或取消对以下中的一个或多个的调整：
337.·
燃料成分(例如，使来自两个不同的源/罐50、53的燃料的％混合物
338.变化)；
339.·
燃料温度(例如，进入燃烧器16的燃料的燃料温度)或热管理的一
340.个或多个其它特征；
341.·
引擎推力；
342.·
燃料流动速率；
343.·
燃料泵溢出比；以及
344.·
进入燃烧器16的喷水。
345.例如，如果在气体涡轮10保持以固定的速度/推力操作的同时作出燃料改变，并且燃料质量流量已下降，但体积流量尚未下降，则能够推断新燃料具有较低密度，并且可以相应地计算所述密度。应当意识到，对于许多当前的流动速率传感器，流动速率的改变比绝对值更准确，因此与单独使用针对一种燃料的传感器流动速率值可能出现的情况相比，参考针对第一燃料的值，在改变燃料时计算密度更准确。
346.通过另外的示例的方式，如果在改变燃料时，减少到一个或多个空气-油换热器118的气流和/或油流，并且跨燃料系统3中的全部或一部分，未看到压力增大(或比针对原始燃料所预期的更小的压力增大)，并且/或者如果未看到燃料温度改变(或比针对原始燃
料所预期的更小的燃料温度改变)，则可以推断新燃料具有更好的热容和/或热稳定性(没有压力增大指示没有碳沉积形成)。(燃料系统3包括罐50、53与引擎10之间的燃料路径，包含沿着该路线的所有管线和部件。)应当意识到，减少到空气-油换热器118(其可以被称为空气冷却器)的气流将导致更少的油冷却，并且作为结果导致更少的来自引擎10的排热，且因此导致更热的引擎10以及在燃料中更多的热量，并且减少到空气-油换热器118的油流可能引起更多热油被引导到燃料-油换热器(未示出)，从而直接给燃料加热。
347.通过另外的示例的方式，在包括具有多个不同燃烧模式的燃烧器16的气体涡轮引擎10中，当在燃烧器模式之间作出改变时，可以监测nvpm生成的改变，所观察到的nvpm生成的改变可以用于确定一个或多个燃料特征，例如saf百分比或nvpm生成潜在性本身。
348.可以同时或相继地作出多个操作改变，并且可以在一段时间周期内监测推进系统2的行为，采集数据以确定所关心的一个或多个燃料特征。
349.在一些示例中，飞行器1可以仅具有单个燃料罐50并且/或者可以具有多个燃料罐50、53，所述多个燃料罐各自含有相同燃料且/或流体地连结或流体地连接到气体涡轮引擎10，使得在加注燃料事件之间，仅单一燃料类型供应到气体涡轮引擎10，即燃料特征可以在整个飞行期间保持恒定。
350.在其它示例中，飞行器1可以具有多个燃料罐50、53，所述多个燃料罐含有不同成分的燃料，并且推进系统2可以包括可调整的燃料传送系统，从而允许选择使用哪个罐50、53并且因此使用什么燃料/燃料共混物。在这样的示例中，燃料特征在飞行过程中变化，并且可以选择具体的燃料或燃料共混物以改进在某些飞行阶段或在某些外部条件下的操作。在这样的示例中，相同的操作改变可以在多个不同时间执行，其中主动燃料管理系统214布置成在其间改变燃料或燃料共混物。因此，可以确定针对在机上的多种不同燃料的燃料特征。
351.例如，在进入燃烧器16时的燃料温度改变的实施方式中，对该操作改变的响应可以是或包括：(i)来自气体涡轮引擎10的功率输出的改变；或(ii)燃料降解或结焦的改变。
352.一旦针对当前提供到气体涡轮引擎10的燃料而确定一个或多个燃料特征，就可以基于所确定的燃料特征而调整推进系统2的控制。
353.附加的数据可以与所确定的燃料特征联合使用，以调整推进系统2的控制。例如，该方法可以包括接收飞行器1周围的当前条件的数据(来自提供商、诸如第三方天气监测公司或来自机上的检测器)。这些所接收到的数据(例如，天气数据、温度、湿度、凝结尾流的存在等)可以用于作出推进系统控制的改变或影响推进系统控制的改变。代替使用“现场”或近现场天气数据或除此之外，对于飞行器的路线的天气预报数据也可以用于估计当前条件。
354.通过另外的示例的方式，在其中推进系统2包括多个非流体地连结的燃料罐50、53的实施方式中，作出操作改变可以包括以下或由以下构成：改变从哪个罐50、53取得燃料，或改变从特定罐取得多少百分比的燃料，由此改变燃料成分。
355.对燃料成分的改变的响应可以由下文示例中的一个或多个构成或包括下文示例中的一个或多个：
356.(i)来自气体涡轮引擎10的功率输出的改变；
357.(ii)燃料降解或结焦的改变；
358.(iii)凝结尾流形成的改变(凝结尾流可以被视觉地检测并且/或者由红外传感器检测，或除了其它变量之外，可以从例如温度、压力以及湿度的测量结果推断)；
359.(iv)引擎压力比的改变；
360.(v)压缩机出口温度(t30)与涡轮转子进口温度(t41)之间的关系的改变；
361.(vi)在压缩机出口总压力(p30)与涡轮转子进口总压力(p41)之间的关系的改变。
362.在所描述的示例中，引擎10的涡轮17包括具有前缘和后缘的转子。涡轮转子进口温度(t41)被限定为在巡航条件下在涡轮17的转子的前缘处的气流的平均温度。类似地，涡轮转子进口压力(p41)被限定为在巡航条件下在涡轮17的转子的前缘处的气流的总压力。
363.引擎10还包括具有出口的压缩机15，并且压缩机出口温度(t30)被限定为在巡航条件下在来自压缩机15的出口处的气流的平均温度。类似地，压缩机出口压力(p30)被限定为在巡航条件下在来自压缩机15的出口处的气流的总压力。在一些示例中，气体涡轮引擎10包括多个压缩机；压缩机出口温度或压力可以被限定为在来自最高压力压缩机15的出口处的温度或压力。压缩机15可以包括各自具有前缘和后缘的一个或多个转子；压缩机出口温度或压力可以被限定为在压缩机的最后面的转子的后缘的轴向位置处的温度或压力。
364.在站40(燃烧器出口)与站41(高压涡轮17的入口)之间总体上提供一组喷嘴导向轮叶，所述一组喷嘴导向轮叶能够被移动以变更进入旋转的涡轮17的流；这些通常被描述为如上文所描述的可变入口导向轮叶(vigv246)。
365.一旦针对当前提供到气体涡轮引擎的燃料而确定一个或多个燃料特征，就可以基于所确定的燃料特征而调整推进系统2的控制。
366.附加或替代地，所计划的飞行轨迹可以基于一个或多个所确定的燃料特征而改变。
367.如本文中所使用的，术语“飞行轨迹”指飞行器1在其沿着飞行轨道航行时的操作特征(例如，高度/海拔、功率设定、飞行路径角度、空速等)，并且还指轨线/飞行轨道(路线)本身。因此，路线的改变被包含在如本文中所使用的术语“飞行轨迹”中。
368.如在上文中关于推进系统2的控制所描述的，附加的数据可以与所确定的燃料特征联合使用，以调整推进系统2的控制和/或对飞行轨迹的改变。
369.一旦确定在加注燃料之后在燃料罐50、53中所得到的燃料的一个或多个燃料特征，就能够基于所计算出的燃料特征来控制推进系统2。
370.例如：
371.·
可以改变飞行器的热管理系统的操作参数(例如，燃料-油换热器或空气-油换热器118)，或能够改变供应到引擎10的燃烧器16的燃料的温度。
372.·
当多于一种燃料存储于飞行器1的机上时，可以基于诸如％saf、nvpm生成潜在性、粘度以及热值的燃料特征而作出针对哪个操作(例如，针对与飞行相反的基于地面的操作、针对低温起动或针对具有不同的推力需求的操作)或在飞行期间的什么时间使用哪种燃料的选择。因此，可以基于燃料特征而适当地控制燃料传送系统。
373.·
可以调整飞行器1的一个或多个飞行控制表面，以便基于对燃料的了解而改变路线和/或海拔。
374.·
燃料泵的溢出百分比(即，再循环而非传递到燃烧器的所泵送的燃料的比例)可以例如基于燃料的％saf而改变。因此，可以基于燃料特征而适当地控制泵和/或一个或多
个阀。
375.·
对可变入口导向轮叶(vigv 246)的调度的改变可以基于燃料特征而作出。因此，可以酌情基于燃料特征来使vigv 246移动或取消vigv的移动。
376.因此，用于飞行器1的推进系统2可以包括燃料成分跟踪器202，所述燃料成分跟踪器布置成记录并存储燃料成分数据，并且可选地还布置成接收操作改变的数据和与对操作改变的响应相关的测量数据，且布置成基于该数据(并且可选地还基于其它数据、诸如与对一个或多个其它操作改变的响应相关的测量数据，或参考表)来计算一个或多个燃料特征。
377.燃料成分跟踪器202可以作为构建到推进系统2中的单独的燃料成分跟踪单元来提供并且/或者作为并入到预先存在的飞行器控制系统中的软件和/或硬件来提供。
378.基于一个或多个燃料特征，来自燃料成分跟踪器202的数据可以用于调整所述推进系统2的控制。
379.在所示出的示例中，提供两个传感器204，每个传感器布置成物理地和/或化学地检测气体涡轮引擎性能的一个或多个特征。在不同的实施方式中，可以提供不同的数量和/或类型的传感器。例如，可以提供一个或多个压力和/或温度传感器204，可以提供燃料流动速率传感器，并且/或者可以提供一个或多个化学传感器，例如以检测排放特征或燃料组成部分。如图8中所示出的，传感器204和燃料成分跟踪器202可以一起被描述为燃料成分跟踪系统203。在一些实施方式中，可以使用预先存在的传感器，使得实现下文中所描述的方法2090并不要求任何硬件改变。在其它实施方式中，一个或多个附加的传感器可以添加到推进系统2。
380.燃料成分跟踪系统203包括燃料成分跟踪器202或其它燃料成分确定模块210。所描述的示例的燃料成分跟踪器202包括：存储器202a，其布置成存储当前燃料特征数据；和处理电路202c，其布置成针对在引擎10中燃烧的燃料的一个或多个燃料特征来计算被更新的值。随后，所计算出的值可以取代先前存储于存储器中的燃料特征数据，并且/或者可以加时间戳和/或日期戳并添加到存储器。因此，可以对燃料特征数据随时间的日志进行汇编。在其它实施方式中，可能不保存日志，并且实际上可以在未长时期(prolonged period)存储燃料成分数据的情况下作出瞬态控制决定。在这样的实施方式中，术语燃料成分确定模块210可以优选于燃料成分跟踪器202，因为可以不跟踪以往的数据——在其它情况下所述术语可以同义地使用。
381.在图6中所示出的实施方式中，针对每个气体涡轮引擎10而提供单独的燃料成分确定模块210。在其它实施方式中，可以仅提供单个燃料成分确定模块210。
382.所示出的示例的燃料成分跟踪器202、210还包含接收器202b，所述接收器布置成接收与燃料成分相关的数据和/或对燃料成分信息的请求。
383.推进系统2可以包含电子引擎控制器42，所述电子引擎控制器布置成基于所确定的燃料特征、基于由燃料成分跟踪器202提供的数据以及可选地其它数据而发出推进系统控制命令。所示出的示例的燃料成分跟踪器202可以是电子引擎控制器(eec)42的一部分或与电子引擎控制器(eec)42通信，并且eec 42可以布置成基于燃料特征而发出推进系统控制命令。应当意识到，eec 42可以提供用于飞行器1的每个气体涡轮引擎10，并且/或者由eec42在燃料成分跟踪器202中或对燃料成分跟踪器202发挥的作用可能仅仅是eec的功能性的一小部分。实际上，在各种实施方式中，燃料成分跟踪器202可以由eec 42提供，或可以
包括与引擎的eec 42截然不同的eec模块。在替代的示例中，燃料成分跟踪器202可以不包括任何引擎控制功能性，并且可以代替地仅仅按需供应由另一系统酌情使用的燃料成分数据。燃料成分跟踪器202可以作为构建到推进系统2中的单独的推进系统控制单元来提供，并且/或者作为并入到其它飞行器控制系统中的软件和/或硬件来提供。燃料成分跟踪能力可以作为与引擎控制功能性相同的单元或包的一部分来提供或单独地提供。
384.如上文中所讨论的，eec42(其也可以被认为是推进系统控制器)可以直接地对推进系统2作出改变或可以向飞行员提供推荐该改变的通知，以供批准。在一些示例中，如上文中所讨论的，相同的推进系统控制器42可以取决于改变的特性而自动作出一些改变并且请求其它改变。
385.推进系统控制器42还可以提供关于飞行轨迹改变的推荐。替代地或附加地，推进系统2还可以包括飞行轨迹调整器，所述飞行轨迹调整器布置成基于燃料的一个或多个燃料特征以及可选地其它数据而改变所计划的飞行轨迹。飞行轨迹调整器可以作为构建到推进系统2中的单独的推进系统控制单元来提供并且/或者作为并入到预先存在的飞行器控制系统中的软件和/或硬件来提供。燃料成分跟踪能力可以作为相同的单元或包的一部分来提供。
386.因此，可以实现确定被提供到飞行器1的气体涡轮引擎10的燃料的一个或多个燃料特征的方法2090，气体涡轮引擎10形成推进系统2的一部分。
387.方法2090包括作出2092操作改变，该操作改变由推进系统2的可控部件引起，并且布置成对气体涡轮引擎10的操作造成可测量的影响。操作改变是对推进系统的操作的任何合适的改变(其将对气体涡轮引擎10的操作造成影响)，并且可以是或包括使推进系统2的部件移动(例如，使vigv移动、改变泵速度、使燃料转向和/或打开泄放阀)，或者可以是或包括在继正常操作程序之后推进系统2的部件将正常地移动的情形下，不使推进系统2的部件移动。操作改变可以是暂时的，并且一旦对于感测到气体涡轮引擎10的操作的任何影响已经过足够的时间，操作改变就可以逆转(注意，如在下文中更详细地描述的，在一些情况下，可以留出时间间隔以允许任何瞬态效应消退)。
388.方法2090还包括感测2094对操作改变(例如，一个或多个压力、温度、轴速度和/或诸如引擎压力比之类的比的改变)的响应。替代地或附加地，该改变可以是凝结尾流形成、结焦或任何其它合适的引擎参数的改变。代替查看在改变之前和改变之后的所设定的时间点的值或除此之外，可以评估随时间的响应。
389.方法2090还包括基于对操作改变的响应而确定2096通过气体涡轮引擎10来燃烧的燃料的一个或多个燃料特征。
390.在一些实施方式中，方法2090还包括例如在作出确定2096之后，基于所确定的燃料特征，对飞行器操作和/或所计划的飞行轨迹作出2098一个或多个改变，以便改进引擎效率或降低气候影响(例如，通过调整凝结尾流形成)。在其它实施方式中，对燃料特征的了解可以不用于改变飞行器操作，而是可以用于影响加注燃料选择并且/或者校验出针对燃料所供应的燃料数据是正确的。在所确定的燃料特征与预期的燃料特征之间明显不匹配的情况下，飞行器1可以返回到加注燃料站以便检查燃料，并且/或者可以执行补充检查。eec42可以布置成在这样的场景下向飞行员提供警示/警告。因此，在一些实施方式中，“试验”可以在飞行器的操作中(例如，在引擎预热期间和/或其它滑行前操作或在滑行的早期阶段期
间)很早执行，以便在需要时促进返回到加注燃料站。
391.在步骤2092作出的操作改变可能暂时地对引擎操作造成(总体上微小的)有害影响；例如，降低效率或促使推进系统2更靠近其操作包线的边界——因为一旦知道燃料特征，就可以对引擎性能作出改进，这种对引擎操作的暂时有害影响是可接受的；针对燃料类型而优化引擎性能。在一些实施方式中，在飞行器1在地面上引擎10空转的同时，可以作出在步骤2092所作出的操作改变，使得飞行中的操作决不会受到有害影响。在具有多个燃料源的实施方式中，供应到引擎10的燃料或共混物可以在空转期间改变，以允许确定并存储每种所存储的燃料的一个或多个燃料特征，以供将来参考。
392.在其中如上文中所描述的燃料成分跟踪器202用于执行方法2090的实施方式中，燃料成分跟踪器202可以布置成：
393.接收关于操作改变的信息，操作改变由推进系统2的可控部件实行，并且布置成影响气体涡轮引擎10的操作；
394.接收与对操作改变的响应对应的数据；以及
395.如从所接收的数据而确定的基于对所述操作改变的响应，确定被布置成提供到气体涡轮引擎10的燃料的一个或多个燃料特征。
396.在下文中所描述的示例中，气体涡轮引擎10内的一个或多个温度和/或压力(以及可选地，气体涡轮引擎10内的不同点处的温度和/或压力之间的关系)用于确定或提供在确定当前在引擎10中燃烧的燃料的一个或多个燃料特征方面有用的数据。
397.具体地，在使用一个或多个温度的示例中，针对第一燃料而记录每个温度或温度关系，并且随后在燃料改变之后再次记录每个温度或温度关系。因此，燃料特征的差异(例如，增大的热值)可以从温度或温度关系的差异来确定。代替针对当前燃烧的单一燃料来“执行试验”，燃料改变是差异，并且对燃料改变的响应用于确定一个或多个燃料特征。
398.例如，如果自动的vigv调整(例如，以保持t41或温度关系恒定)被取消或延迟，则t41、或t30与t41之间的关系可以取决于燃料的％saf而改变。例如，如果在煤油与当前使用的saf之间改变，则可能发生t41大约5℃的改变。应当意识到，vigv调度可以在传统上基于维持t40、t41、t30或t30-t41关系中的一个或多个的恒定水平，并且允许温度改变并看到改变多少而非自动地使vigv 246移动可以允许推断出燃料特征。
399.温度或温度关系的改变可以用于识别相对燃料特征，而非绝对值，例如，在一些示例中，与先前燃料或参考燃料相比热值增大8％。在其它示例中，可选地参考可以包含用于先前燃料或参考燃料的绝对值的数据，可以计算绝对值。
400.一个或多个压力也可能改变，在一些情况下，可以监测压力和温度两者，并且所感测的一个的改变用于校验所感测的另一个的改变。
401.在使用压力的附加或替代的示例中，针对第一燃料而记录一个或多个压力和/或压力关系，并且随后在燃料改变之后，再次记录一个或多个压力和/或压力关系。因此，燃料特征的差异(例如，增大的热值)可以从压力或压力关系的差异来确定。至于温度改变，压力的改变可以用于识别相对燃料特征，而非绝对值，例如，在一些示例中，与先前燃料或参考燃料相比热值增大8％。在其它示例中，可选地参考针对先前燃料或参考燃料的数据，可以计算绝对值。
402.在各种示例中，压力和温度两者被感测、测量、计算或以其它方式推断，并且两者
可以在确定燃料特征时使用。
403.推进系统2可以包括一个或多个可变入口导向轮叶(vigv246)并且还包括燃料泵。可以在改变燃料时不对vigv246的位置和/或对燃料流动速率作出改变，至少直到已收集经更新的温度和/或压力数据之后，以便允许除燃料类型之外利用引擎控制的最小干扰/最小变化来监测在温度和/或压力的任何改变。
404.在一些示例中，可以使用多个气体涡轮引擎温度之间的多个温度关系。在附加或替代的示例中，可以使用多个气体涡轮引擎压力之间的多个压力关系。
405.在描述的示例中，燃烧设备16(例如为燃烧器16或包括燃烧器16)使气体涡轮引擎10内的燃料燃烧。燃烧器16具有出口，并且燃烧器出口温度(t40)被限定为在巡航条件下在燃烧器出口处的气流的平均温度。类似地，燃烧器出口压力(p40)被限定为在巡航条件下在燃烧器出口处的气流的总压力。随后，来自燃烧器16的气流进入涡轮17。
406.在描述的示例中，引擎10的涡轮17包括具有前缘和后缘的转子。涡轮转子进口温度(t41)被限定为在巡航条件下在涡轮17的转子的前缘处的气流的平均温度。类似地，涡轮转子进口压力(p41)被限定为在巡航条件下在涡轮17的转子的前缘处的气流的总压力。
407.引擎还包括具有出口的压缩机15，并且压缩机出口温度(t30)被限定为在巡航条件下在来自压缩机15的出口处的气流的平均温度。类似地，压缩机出口压力(p30)被限定为在巡航条件下在来自压缩机15的出口处的气流的总压力。在一些示例中，气体涡轮引擎10包括多个压缩机14、15；压缩机出口温度或压力可以被限定为来自最高压力压缩机15的出口处的温度或压力。压缩机15可以包括各自具有前缘和后缘的一个或多个转子；压缩机出口温度或压力可以被限定为在压缩机的最后面的转子的后缘的轴向位置处的温度或压力。
408.所列出的温度和/或压力中的一个或多个用于确定一个或多个燃料特征。在t41与t30之间和/或p41与p30之间的关系的改变可以用于确定一个或多个燃料特征。在一些示例中，除了t41或p41之外或代替t41或p41，可以使用t40或p40。
409.在各种实施方式中，处于t30温度的冷却空气可以在t40站与t41站之间引入穿过燃烧器16的出口处的喷嘴导向轮叶。在一些实施方式中，尤其在其中所添加的冷却空气的量发生变化的实施方式中，可以代替t41而选择t40，以避免由于冷却空气的量影响关系/温度改变而导致t41的任何可变性。
410.如上文中所提到的，本文中所列出的t30、t41、p30和p41以及任何其它编号的压力和温度使用在标准sae as755中列出的站的编号来限定，具体地：
411.·
p30＝高压压缩机(hpc)输出口总压力；
412.·
t30＝hpc输出口温度；
413.·
p40＝燃烧出口总压力；
414.·
t40＝燃烧出口温度；
415.·
p41＝高压涡轮(hpt)转子进口总压力；
416.·
t41＝hpt转子进口温度。
417.在当前引擎10中，由于高温，t40和t41总体上并非直接地使用诸如热电偶的常规测量技术来测量。可以光学地进行直接温度测量，但是替代地或附加地，t40和/或t41值可以代替地从其它测量结果(例如，使用来自用于在其它站处进行温度测量的热电偶的读数以及对气体涡轮引擎架构和热性质的了解)推断。
418.在站30处和站40或41处的压力值或温度值之间的关系取决于引擎10如何被控制/取决于什么参数而保持恒定。
419.例如，对于以固定(比重测定的)燃料流动速率运行的引擎10，由于总体上较高的热值，t41总体上随着saf或包含更多saf的共混物的引入而增大。随后，t41(或等效地，t40)的改变继之以对应的轴速度和t30/p30的增大。在与燃料类型的改变有关系的瞬态改变之后，稳态t30-t41的关系可以返回到其初始状态。
420.如果代替地，引擎10以固定的轴速度运行，则当使用较高的热值燃料时，燃料质量流量下降，并且核心流量上升。在与燃料质量流动速率的改变有关系的瞬态改变之后，稳态t30-t41的关系可以再次返回到其初始状态。
421.在其中使用相对温度和/或压力(温度或压力关系)的示例中，代替查看在改变之前的单个时间点和在改变之后的单个时间点的所选择的温度或压力的比或在改变之前的单个时间点和在改变之后的单个时间点的所选择的温度或压力之间的差异或者除此之外，随着时间围绕燃料的改变、在温度和/或压力之间的关系的改变可以用于推断或计算一个或多个燃料特征。因此，可以从瞬态行为搜集信息。
422.在一些示例中，飞行器1可以仅具有单个燃料罐50，并且/或者可以具有多个燃料罐50、53，所述多个燃料罐各自含有相同燃料，且/或流体地连结或流体地连接到气体涡轮引擎10，使得在加注燃料事件之间，仅单一燃料类型供应到气体涡轮引擎10，即燃料特征可以在整个飞行期间保持恒定。因此，在这样的示例中，温度和/或压力的改变可以基于针对较早的飞行(自最后一次加注燃料事件以后)或与当前数据相比的相同飞行的较早阶段的所保存的数据而记录，而非在相同飞行期间作出的改变之前和作出的改变之后取得压力和/或温度数据。附加地或替代地，可以供应针对参考燃料或标准燃料的温度和/或压力关系数据，并且将当前数据与其比较。然而，应当意识到，由于所涉及的潜在变量的数量和一些传感器数据不精确(例如，燃料流动速率)的可能性，可以优选使用来自紧接在所描述的确定的给定改变之前和之后(允许任何瞬态)和/或来自燃料改变的过程中(包含瞬态行为)的数据，以便使环境参数的改变和/或不受控制的变量最小化。因此，当前描述的示例在具有至少两个燃料源的示例中具有特定的效用。
423.在这样的示例中，飞行器1可以具有多个燃料罐50、53，所述多个燃料罐可以含有不同成分的燃料，并且推进系统2可以包括可调整的燃料传送系统，从而允许选择使用哪个罐50、53并且因此选择使用什么燃料/燃料共混物。在这样的示例中，燃料特征可以在飞行过程中发生变化。可以在每次作出燃料改变时检查温度和/或压力，以便允许确定当前燃料的性质。替代地，可以仅在切换成新罐50、53或新燃料共混物时检查温度和/或压力，对于新罐50、53或新燃料共混物，燃料特征先前未被确定并存储。在这样的示例中，温度和/或压力监测可以在多个不同的时间执行，其中，主动燃料管理系统214布置成在其间改变燃料或燃料共混物。因此，可以确定对于机上的多种不同燃料f1、f2的燃料特征。供应到气体涡轮引擎10的燃料的改变可以在巡航时执行，以便允许在相对恒定的条件下执行温度和/或压力的监测，使得燃料的改变实际上是唯一改变。这可以允许更准确地确定温度和/或压力关系的任何改变。类似地，供应到气体涡轮引擎10的燃料的改变可以在地面空转时(例如，在起飞之前)执行。再者，这可以提供相对恒定的条件，使得燃料的改变实际上是唯一改变。
424.因此，可以在两个不同的时间周期中(每一个时间周期针对两种不同的燃料f1、f2)
或在包含燃料的改变的单个时间周期内监测温度和/或压力。燃料的改变可以是在两个时间周期之间/在单个时间周期内对引擎控制作出的唯一改变。在使用两个单独时间周期的情况下，两个时间周期也可以被选择成使得海拔和/或其它外部参数对于两者而言至少基本相同，并且因此如果并非即刻连续，可以被选择为在时间上彼此靠近。可以在两个时间周期之间留出间隔，以允许围绕燃料的改变的任何瞬态行为。类似地，在使用单个时间周期的情况下，该单个时间周期可以被选择成足够短，以便使海拔和/或其它外部参数始终至少基本相同。
425.当如上文中所描述的那样在两个单独的时间周期之间评估改变时，所希望的是，使得第一时间周期和第二时间周期尽可能合理地共同靠近，可以留出小的间隔，以确保燃烧器16中的燃料的完全改变并且允许任何瞬态效应发生。(在其它实施方式中，瞬态行为本身可以用于确定一个或多个燃料特征。)所要求的间隔大小(若存在)可以取决于在操作条件下的燃料流动速率。一旦燃料到达燃烧器16，气体涡轮引擎10总体上几乎立刻(在一秒内)对燃料的差异作出反应，并且用于轴速度测量的速度探测器总体上具有低的时间常数。在相对低功率、低燃料流动速率的条件下，可以使用从进入吊架(其将引擎10连接到飞行器1的机体)的燃料改变时起大约十秒的间隔。在较高的功率下，其中燃料流动速率可以是四倍或更多倍高，并且从吊架进口上的燃料改变起2-3秒的间隔可以是适当的。应当意识到，从燃料罐到引擎10的行进时间可以基于罐位置以及燃料流动速率而变化，并且因此能够利用对具体飞行器1的了解来调节，因此为了便于概括而在此提到吊架进口，然而从燃料罐50、53处或附近的阀打开或关闭或燃料泵108的启动或停用开始的时间改变可以在各种实施方式中使用，其中参考所关心的点与引擎10之间的燃料流动时间而计算间隔。
426.进一步地，可以在每个时间周期内经过一段时间(例如，5秒直到30秒)或仅在第二时间周期内对测量结果进行平均，并且检验任何趋势，以便检查达到新稳态并且/或者改进可靠性。
427.基于对燃料特征的了解，可以选择具体的燃料或燃料共混物，以改进在某些飞行阶段或在某些外部条件下的操作。
428.附加的数据可以与所确定的燃料特征联合使用，以调整推进系统2的控制和/或对飞行轨迹的改变。例如，该方法可以包括接收飞行器1周围的当前条件的数据(来自提供商、诸如第三方天气监测公司或来自机上的检测器)。这些所接收到的数据(例如，天气数据、温度、湿度、凝结尾流的存在等)可以用于作出推进系统控制的改变或影响推进系统控制的改变。代替使用“现场”或近现场天气数据或除此之外，对于飞行器的路线的天气预报数据也可以用于估计当前条件。如本文中所使用的，术语“飞行轨迹”指飞行器在其沿着飞行轨道航行时的操作特征(例如，高度/海拔、功率设定、飞行路径角度、空速等)，并且还指轨线/飞行轨道(路线)本身。因此，在如本文中所使用的术语“飞行轨迹”中包含路线的改变(甚至仅100m左右)。
429.对于基于对燃料特征的了解而控制推进系统2的选项的示例包含上文中所列出的那些示例。
430.因此，用于飞行器1的推进系统2可以包括燃料成分跟踪器210，所述燃料成分跟踪器布置成记录并存储燃料特征数据，并且可选地还布置成接收与气体涡轮引擎10内的温度和/或压力相关的测量数据，且基于该数据而确定一个或多个燃料特征(所述确定可选地涉
及分别计算多个温度或压力之间的温度和/或压力关系)以及可选地其它数据，诸如与对一个或多个操作改变(在上文中列出合适的操作改变的非限制性示例)的响应相关的测量数据。
431.燃料成分跟踪器210可以作为构建到推进系统2中的单独的燃料成分跟踪单元210来提供并且/或者作为并入到预先存在的飞行器控制系统中的软件和/或硬件来提供。
432.基于一个或多个燃料特征，来自燃料成分跟踪器210的数据可以用于调整推进系统2的控制。
433.可以在气体涡轮引擎10内的所选择的位置中提供多个温度和/或压力传感器204。在描述的示例中，多个传感器针对每个所关心的位置而提供，例如，可选地围绕涡轮转子进口对称地布置，以便提供所获得的温度和/或压力测量的改进的准确性。
434.在所示出的示例中，提供两个传感器204，每个传感器布置成检测与气体涡轮引擎性能相关的一个或多个压力或温度，所述传感器可以直接地测量p30、t30、p40、t40、p41以及t41中的一个或多个，或可以提供能够从其计算或推断出那些值中的一个或多个的其它测量结果。如上文中所描述的，在不同的实施方式中，可以提供不同数量和/或类型的传感器。
435.如图8中所示出的，传感器204和燃料成分跟踪器202可以一起被描述为燃料成分跟踪系统203，并且燃料成分跟踪系统203和eec 42可以如上文中所描述的那样。
436.因此，可以实现确定被提供到飞行器1的气体涡轮引擎10的燃料的一个或多个燃料特征的方法2010，气体涡轮引擎10形成推进系统2的一部分。
437.方法2010包括改变2012供应到飞行器1的气体涡轮引擎10的燃料。所述改变2012可以在飞行器1的操作期间例如通过使用燃料管理系统214来从不同的罐50、53取得燃料而作出或在飞行器1的不同的操作时间段之间、例如在利用新燃料来对飞行器1进行加注燃料时作出。燃料改变可以是暂时的，并且一旦对于感测到对温度和/或压力的任何影响已经过足够的时间，燃料改变就可以逆转。
438.方法2010还包括感测2014对燃料的改变的响应以及具体地感测、确定或推断对至少一个所选择的温度和/或压力的改变。可选地，可以感测两种或更多种温度或压力，使得p41和p40中的一个或多个与p30之间或t41和t40中的一个或多个与t30之间的关系，可以基于传感器数据而确定。例如，所列出的压力和/或温度中的一个或多个的改变可以被直接地感测或从其它测量结果和对引擎10的了解而推断/确定/计算出。
439.方法2010还包括基于对燃料改变的响应而确定2016通过气体涡轮引擎10来燃烧的燃料的一个或多个燃料特征。例如，可以确定第一燃料(在改变之前)与第二燃料之间热值的百分比的改变，以便提供对相对燃料性质的了解，并且/或者可以确定实际热值(直接地或使用对针对第一燃料的值的了解)。
440.可以重复进行燃料改变2012、以及方法2010的后续步骤，以确认所获得的燃料特征。
441.在一些实施方式中，方法2010还可以包括：基于所确定的燃料特征，在作出确定2016之后，对飞行器操作和/或对所计划的飞行轨迹作出2018一个或多个改变，例如以便改进引擎效率或降低气候影响(例如，通过调整凝结尾流形成)。在其它实施方式中，对燃料特征的了解可以不用于改变飞行器操作，而是可以用于影响加注燃料选择并且/或者校验出
针对燃料而供应的燃料数据是正确的。在所确定的燃料特征与预期的燃料特征之间明显不匹配的情况下，飞行器1可以返回到加注燃料站以便检查燃料，并且/或者可以执行补充检查。eec 42可以布置成在这样的场景下向飞行员提供警示/警告。
442.在其中如上文中所描述的燃料成分跟踪器202、210用于执行方法2010中的一些或全部的实施方式中，燃料成分跟踪器202、210可以布置成接收与t30、p30、t40、t41、p40以及p41中的一个或多个的改变对应的数据；以及基于温度和/或压力的改变而确定燃料的一个或多个燃料特征。
443.在一些情况下，燃料成分跟踪器202、210可以布置成：
444.接收与在t40和t41中的一个(或p40和p41中的一个)与t30(或p30)之间关系的改变对应的数据；以及
445.基于温度和/或压力关系的改变而确定燃料的一个或多个燃料特征。
446.在具有两个或更多个燃料源的示例中，推进系统2还包括燃料管理系统，例如燃料管理器214，其布置成例如通过在飞行中主动地从多个罐选择特定罐50、53或特定燃料共混物来改变在飞行中供应到气体涡轮引擎10的燃料。推进系统控制器(例如，eec 42)可以用于基于燃料的一个或多个燃料特征、基于由燃料成分跟踪器202提供的数据以及可选地其它数据而调整推进系统2的控制。推进系统控制器42可以作为构建到推进系统2中的单独的推进系统控制单元来提供，并且/或者作为并入到预先存在的飞行器控制系统中的软件和/或硬件来提供。燃料成分跟踪能力可以作为相同的单元或包的一部分来提供。
447.如上文中所描述的，推进系统控制器42可以直接地对推进系统作出改变，或可以向飞行员提供推荐该改变的通知，以供批准。在一些示例中，如上文中所讨论的，相同的推进系统控制器42可以取决于改变的特性而自动作出一些改变并且请求其它改变。
448.推进系统控制器42还可以提供关于飞行轨迹改变的推荐。因此，替代地或附加地，推进系统2可以包括飞行轨迹调整器，所述飞行轨迹调整器布置成基于燃料的一个或多个燃料特征以及可选地其它数据而改变所计划的飞行轨迹。飞行轨迹调整器可以作为构建到推进系统2中的单独的推进系统控制单元来提供，并且/或者作为并入到预先存在的飞行器控制系统(诸如，eec42)中的软件和/或硬件来提供。燃料成分跟踪能力可以作为相同的单元或包的一部分来提供。
449.应当理解，本发明不限于上文中所描述的实施例，并且在不脱离本文中所描述的概念的情况下，能够作出各种改型和改进。除非相互排斥，任何特征可以被单独地采用或与任何其它特征组合而被采用，并且本公开延伸到并包含本文中所描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

技术特征：
1. 一种控制飞行器的推进系统的方法，所述推进系统包括气体涡轮引擎和至少一个可变入口导向轮叶vigv，所述气体涡轮引擎布置成由燃料提供动力，所述方法包括：获得被提供到所述气体涡轮引擎的燃料的至少一个燃料特征；以及基于至少一个所获得的燃料特征而对至少一个vigv的调度作出改变。2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述至少一个燃料特征包括以下中的至少一个：i. 所述燃料中的可持续航空燃料的百分比；ii. 所述燃料的芳香族烃含量；iii. 所述燃料的多芳香族烃含量；iv. 所述燃料中的含氮物种的百分比；v. 所述燃料中的示踪物或痕量物质的存在或百分比；vi. 所述燃料的氢碳比；vii. 所述燃料的烃分布；viii. 燃烧时的非挥发性颗粒物排放水平；ix. 所述燃料的萘含量；x. 所述燃料的硫含量；xi. 所述燃料的环烷含量；xii. 所述燃料的氧含量；xiii. 所述燃料的热稳定性；xiv. 所述燃料的结焦水平；xv. 所述燃料是化石燃料的指示；以及xvi. 密度、粘度、热值和热容中的至少一个。3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述至少一个燃料特征包括所述燃料的热值。4. 根据权利要求1所述的方法，其中，对所述至少一个vigv的调度作出改变包括以下中的任一者：（i）使至少一个vigv移动；或者（ii）防止至少一个vigv的预期移动。5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述推进系统包括含有不同燃料的多个流体分离的燃料罐，使得供应到所述气体涡轮引擎的燃料能够在飞行中改变，并且其中，所述获得被提供到所述气体涡轮引擎的燃料的至少一个燃料特征包括：确定被供应到所述气体涡轮引擎的当前的燃料或燃料共混物并且获得针对该燃料的至少一个特征。6.根据权利要求1所述的方法，其中，所述推进系统包括含有不同燃料的多个流体分离的燃料罐，使得供应到所述气体涡轮引擎的燃料能够在飞行中改变，并且其中，获得至少一个燃料特征的步骤在以下情形中重复进行：（i）每隔一定时间；（ii）在每次改变被供应到所述气体涡轮引擎的燃料或燃料共混物时；或者（iii）在每次改变vigv调度之前。7. 根据权利要求1所述的方法，其中，获得被提供到所述气体涡轮引擎的燃料的至少一个燃料特征包括以下中的至少一个：（i）检测所述至少一个燃料特征；以及
（ii）从数据存储装置检索至少一个燃料特征。8.根据权利要求1所述的方法，其中，所述至少一个燃料特征包括所述燃料的热值，并且对vigv调度作出改变包括：针对所述燃料的热值每增大1%，在起飞时使所述至少一个vigv打开其范围的1%。9.根据权利要求8所述的方法，其中，所述至少一个vigv具有40
°
的全旋转范围。10.根据权利要求1所述的方法，其中，所述至少一个燃料特征包括所述燃料的热容，并且对vigv调度作出改变包括：针对所述燃料的热容增大30%，在起飞时使所述至少一个vigv打开其范围的0.5%。11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述至少一个vigv具有40
°
的全旋转范围。12.根据权利要求10所述的方法，其中，针对在所述燃料的热容方面30%的改变而使所述至少一个vigv打开其范围的0.5%仅执行直到全vigv移动范围的5%的最大附加开度。13.一种用于飞行器的推进系统，其包括：气体涡轮引擎，其布置成由燃料提供动力，并且包括：压缩机；以及至少一个可变入口导向轮叶vigv，气流经过其传入所述压缩机中；以及vigv调度管理器，其布置成：获得被提供到所述气体涡轮引擎的燃料的至少一个燃料特征；以及基于所述至少一个所获得的燃料特征而对所述至少一个vigv的调度作出改变。14.根据权利要求13所述的推进系统，其中，所述至少一个所获得的燃料特征包括所述燃料的热值。15.根据权利要求13所述的推进系统，还包括含有不同燃料的至少两个燃料罐，使得供应到所述气体涡轮引擎的燃料能够在飞行中改变，并且其中，所述vigv调度管理器布置成在以下情形中获得当前提供到所述气体涡轮引擎的燃料的至少一个特征：（i）每隔一定时间；（ii）在每次改变被供应到所述气体涡轮引擎的所述燃料或燃料共混物时；或者（iii）在每次改变vigv调度之前。

技术总结
一种控制飞行器的推进系统的方法，该推进系统包括气体涡轮引擎和至少一个可变入口导向轮叶VIGV，所述气体涡轮引擎布置成由燃料提供动力，该方法包括：获得被提供到气体涡轮引擎的燃料的至少一个燃料特征；以及基于至少一个所获得的燃料特征而对至少一个VIGV的调度作出改变。作出改变。作出改变。


技术研发人员：B
受保护的技术使用者：劳斯莱斯有限公司
技术研发日：2022.12.21
技术公布日：2023/6/27