用于保护开式转子发动机机身的方法和系统与流程

此描述涉及由燃气涡轮发动机提供功率的飞机，并且更具体地，涉及用于保护机身和减弱具有开式转子或涡轮螺旋桨发动机的飞机中的声音的方法和系统。

背景技术：

至少一些已知的飞机由燃气涡轮发动机提供功率，燃气涡轮发动机包括机舱，机舱包围风扇组件，风扇组件构造成对飞机产生推力。机舱从风扇组件前面的位置沿轴向向后延伸一定距离，典型地延伸到风扇组件或核心发动机的后面。可用声音面板处理机舱，以限制来自风扇组件的噪声，冲击装甲系统构造成在飞行事件期间固持从风扇组件脱离的风扇叶片。但是，其它飞机由开式转子类型燃气涡轮发动机提供功率，诸如(但不限于)涡轮螺旋桨发动机。在这样的发动机中，不存在用以捕捉或偏转从发动机中喷出的脱离叶片或其它碎片的机舱。然后喷出的碎片成为飞机的冲击危害。

技术实现要素：

在一个实施例中，一种飞机包括鼻部、尾部和在它们之间延伸的空心伸长本体。飞机还包括沿侧向从机身延伸出的翼，在正常飞行期间在飞机的运动方向上，翼包括前缘和在翼的相对的边缘上的后缘。飞机进一步包括发动机，发动机构造成驱动带叶片的可旋转部件，发动机联接到翼和机身中的至少一个上。飞机进一步包括：前脊部件，其在发动机前面的点处从机身向后成角度地延伸到带叶片的可旋转部件后面的点；以及后脊部件，其在发动机后面的点处从机身向前成角度地延伸到带叶片的可旋转部件后面的点。

在另一个实施例中，一种飞机包括机身，机身具有鼻部、尾部和在之间延伸的空心伸长本体，飞机进一步包括沿侧向从机身延伸出的翼，在正常飞行期间在飞机的运动方向上，翼包括前缘和在翼的相对的边缘上的后缘，飞机还包括发动机，发动机构造成驱动带叶片的可旋转部件，发动机联接到翼和机身中的至少一个上，一种运行飞机的方法包括形成在发动机前面的点处从机身向后成角度地延伸到带叶片的可旋转部件后面的点的前脊部件。

在又一个实施例中，一种由一个或多个燃气涡轮发动机提供功率的飞机包括机身，机身包括鼻部、尾部和在它们之间延伸的空心伸长本体。飞机还包括沿侧向从机身延伸出的翼。在正常飞行期间在飞机的运动方向上，翼包括前缘和在翼的相对的边缘上的后缘。飞机进一步包括发动机，发动机构造成驱动一个或多个风扇，以产生推力，发动机联接到翼和机身尾部中的至少一个上。前脊部件在发动机前面的点处从机身向后成角度地延伸到带叶片的可旋转部件后面的点。

技术方案1.一种飞机，包括：

机身，其包括鼻部、尾部和在它们之间延伸的空心伸长本体；

沿侧向从所述机身延伸出的翼，在正常飞行期间在所述飞机的运动方向上，所述翼包括前缘和所述翼的相对的边缘的后缘；

发动机，其构造成驱动带叶片的可旋转部件，所述发动机联接到所述翼和所述机身中的至少一个上；

在所述带叶片的可旋转部件前面的点处从所述机身向后延伸到所述带叶片的可旋转部件后面的点的前脊部件和后脊部件中的至少一个。

技术方案2.根据技术方案1所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和后脊部件中的至少一个构造成防护所述机身，以免受来自所述发动机的冲击压力波的影响。

技术方案3.根据技术方案1所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和后脊部件中的至少一个包括在所述脊部件内的声音处理部。

技术方案4.根据技术方案3所述的飞机，其特征在于，所述脊部件内的所述声音处理部包括调谐振动吸收器(tva)和振动控制系统中的至少一个。

技术方案5.根据技术方案3所述的飞机，其特征在于，所述脊部件内的所述声音处理部包括被动调谐振动吸收器和适应性调谐振动吸收器(tva)中的至少一个。

技术方案6.根据技术方案1所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和后脊部件中的至少一个包括在所述脊部件内的冲击装甲系统。

技术方案7.根据技术方案1所述的飞机，其特征在于，所述发动机包括开式转子构造、涡轮螺旋桨构造、包围所述带叶片的可旋转部件的机舱和多风扇构造中的至少一个。

技术方案8.根据技术方案1所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和后脊部件中的至少一个包括物理结构，所述物理结构构造成被动地使沿第一方向发射的声波的波前锋在所述机身处以异相大约180°的方式与沿第二方向发射的声波的波前锋相交。

技术方案9.根据技术方案8所述的飞机，其特征在于，与沿第二方向发射的声波相比，沿所述第一方向发射的声波传播不同的距离来到达所述机身。

技术方案10.根据技术方案9所述的飞机，其特征在于，所述不同的距离大约等于波长的一半或其倍数。

技术方案11.根据技术方案8所述的飞机，其特征在于，与沿所述第二方向发射的声波相比，沿所述第一方向发射的声波以不同的速度传播到所述机身。

技术方案12.根据技术方案11所述的飞机，其特征在于，沿所述第一方向发射的声波在空气中传播到所述机身，并且沿所述第二方向发射的声波传播通过所述飞机的一部分来到达所述机身。

技术方案13.根据技术方案1所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和后脊部件中的至少一个包括在所述翼和所述机身之间邻近所述带叶片的可旋转部件的旋转平面的融合表面轮廓。

技术方案14.一种运行飞机的方法，所述飞机包括机身，所述机身具有鼻部、尾部和在它们之间延伸的空心伸长本体，所述飞机进一步包括沿侧向从所述机身延伸出的翼，在正常飞行期间在所述飞机的运动方向上，所述翼包括前缘和在所述翼的相对的边缘上的后缘，所述飞机还包括构造成驱动带叶片的可旋转部件的发动机，所述发动机联接到所述翼和所述机身中的至少一个上，所述方法包括形成在所述发动机前面的点处从所述机身向后延伸到所述带叶片的可旋转部件后面的点的前脊部件和后脊部件中的至少一个。

技术方案15.根据技术方案14所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括在所述至少一个脊部件的内部在声学方面处理所述前脊部件和所述后脊部件中的至少一个。

技术方案16.根据技术方案14所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括将冲击装甲系统联接到所述前脊部件和所述后脊部件中的至少一个上，所述冲击装甲系统包括至少一层抗冲击和穿透材料和由多层抗冲击和穿透材料和能量吸收材料形成的面板，所述冲击装甲系统形成在所述前脊部件或机身的表面中和/或在所述前脊部件或机身的内部内。

技术方案17.根据技术方案14所述的方法，其特征在于，被动地散射从所述发动机入射的声波和来自所述机身的声波中的至少一个，以大致消除从所述发动机入射的声波。

技术方案18.一种由一个或多个燃气涡轮发动机提供功率的飞机，所述飞机包括：

机身，其包括鼻部、尾部和在它们之间延伸的空心伸长本体；

沿侧向从所述机身延伸出的翼，在正常飞行期间在所述飞机的运动方向上，所述翼包括前缘和在所述翼的相对的边缘上的后缘；

发动机，其构造成驱动一个或多个风扇，以产生推力，所述发动机在所述尾部附近联接到所述翼和所述机身中的至少一个上；

在所述发动机前面的点处从所述机身向后延伸到所述带叶片的可旋转部件后面的点的前脊部件和后脊部件中的至少一个。

技术方案19.根据技术方案18所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和所述后脊部件中的至少一个包括在所述至少一个脊部件内的声音处理部。

技术方案20.根据技术方案18所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和所述后脊部件中的至少一个包括在所述至少一个脊部件内的冲击装甲系统。

技术方案21.根据技术方案18所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和所述后脊部件中的至少一个和所述机身中的至少一个包括声音散射结构，所述声音散射结构构造成被动地产生声波，以大致消除从所述发动机入射的声波。

技术方案22.根据技术方案18所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和所述后脊部件中的至少一个和所述机身中的至少一个包括一个或多个内部声音处理部，所述内部声音处理部构造成产生声波，以大致消除从所述发动机入射的声波。

技术方案23.根据技术方案18所述的飞机，其特征在于，所述前脊部件和所述后脊部件中的所述至少一个包括在所述翼和所述机身之间邻近所述带叶片的可旋转部件的旋转平面的融合表面轮廓。

附图说明

图1-11显示本文描述的方法和系统的示例实施例。

图1是飞机的透视图。

图2是图1中显示的飞机的平面图。

图3是图1中显示的飞机的左舷发动机组件的平面图。

图4是图1中显示的飞机的左舷发动机组件的平面图。

图5是从飞机前面的前位置向后看的飞机的轴向视图。

图6是旋转平面和机身的相交部附近的机身的一部分的侧视图。

图7是飞机的轴向视图，它示出使用添加的防护结构消除入射声音功率的其余部分的传递异相声音负载的作用。

图8a是根据本公开的示例实施例的图1中显示的飞机的一部分的透视图。

图8b是根据本公开的另一个示例实施例的图1中显示的飞机的一部分的透视图。

图9a是图1中显示的飞机的一部分的平面图。

图9b是图1中显示的飞机的一部分的另一个平面图。

图10是在图1中显示的飞机的向后看的轴向视图。

图11是在图1中显示的飞机的向后看的轴向视图。

虽然可能在一些图中显示本发明的各种实施例的具体特征，而在其它图中不显示，但这仅仅是为了方便。图的任何特征可结合任何其它图的任何特征来引用和/或声明。

除非另有指示，否则本文提供的图意于示出本公开的实施例的特征。相信这些特征适用于包括本公开的一个或多个实施例的各种各样的系统中。因而，图不意于包括本领域普通技术人员已知的实践本文公开的实施例所需的所有传统特征。

部件列表

100飞机

102机身

104鼻部

106尾部

108本体

110翼

112侧向方向

114前部前缘

116方向

118后部后缘

120发动机

122带叶片的可旋转部件

123前脊部件

124点

126第一预定距离

128点

130第二预定距离

132后脊部件

134点

136预定距离

138点

139预定距离

140冲击装甲系统

142平面

300发动机组件

302风扇组件

304前部风扇组件

306后部风扇组件

402相交部

404第一预定距离

406第二预定距离

408表面

502噪声

504源

506第一路径

508路径

510点

512路径

602高峰

604低谷

702防护结构

704主动噪声控制器

800脊

802相交部

804平面

806侧向侧

808点

810点

812前端

814最大宽度部分

816后端

1000上侧

1002下侧。

具体实施方式

以下详细描述以示例而非限制的方式示出了本公开的实施例。构想到本公开可一般地应用于工业、商业和民用应用中的旋转机器。

以下描述参照了附图，其中，在没有相反表示的情况下，不同图中的相同标号表示相似元件。

图1是飞机100的透视图。图2是飞机100的平面图。在该示例实施例中，飞机100包括机身102，机身102包括鼻部104、尾部106和在它们之间延伸的空心伸长本体108。飞机100还包括翼110，翼110沿侧向方向112从机身102延伸出。括在正常飞行期间在飞机100的运动方向116上，翼110包前部前缘114和在翼110的相对的边缘上的后缘118。飞机100进一步包括至少一个发动机120，它构造成驱动带叶片的可旋转部件122或风扇来产生推力。发动机120联接到翼110和机身102中的至少一个上，例如，在推动器构造中，在尾部106附近。虽然图1和2中共同显示了在同一机身102上，但在下翼中的发动机120一般不与呈推动器构造的发动机120的一起使用。显示这个构造是为了说明。在各种实施例中，前脊部件123在点124处从机身102延伸，点124在发动机120前面的预定距离126处。前脊部件123向后延伸到点128，点128在带叶片的可旋转部件122后面的第二预定距离130处。后脊部件132在点134处从机身102延伸，点134在后部发动机120前面的预定距离136处。后脊部件132向后延伸到点138，点138在带叶片的后部可旋转部件122后面的预定距离139处。在一些实施例中，发动机120包括开式转子构造、涡轮螺旋桨发动机、包围带叶片的可旋转部件122的机舱和多风扇构造中的至少一个。

在一些实施例中，前脊部件123和后脊部件132中的至少一个包括在前脊部件123和后脊部件132中的至少一个脊部件内的声音处理。机身102、前脊部件123和后脊部件132中的至少一个包括声音散射结构，声音散射结构构造成在机身102上破坏性地干涉和部分地消除从发动机120入射的声波，如下面更详细地描述的那样。

在一个实施例中，机身102、前脊部件123和后脊部件132中的至少一个包括冲击装甲系统140，它构造成偏转和/或吸收从发动机120喷出的碎片。可选择前脊部件123和后脊部件132的角位置，以提供从发动机120喷出的最普遍的特定碎片的确定入射角，以有利于将碎片偏转到机身102上方或其下方。还可基于冲击装甲系统有效地吸收从发动机120喷出的碎片的能力来确定前脊部件123和后脊部件132的选定角位置。

图3是飞机100(在图1中显示)的左舷发动机组件300的平面图。应当注意，右舷发动机组件(未显示)类似于左舷发动机组件300。在示例性实施例中，发动机组件300包括多风扇组件302，例如(但不限于)两个风扇组件，即，前部风扇组件304和后部风扇组件306。在一些实施例中，风扇组件302构造成彼此相反地旋转。在其它实施例中，风扇组件302沿相同方向旋转。在其它实施例中，后部风扇组件306可为固定的。在其它实施例中，可不存在后部叶片排，就像在传统涡轮螺旋桨飞机中那样。

图4是飞机100(在图1中显示)的左舷发动机组件300的平面图。应当注意，右舷发动机组件(未显示)类似于左舷发动机组件300。在示例性实施例中，冲击装甲系统140形成于前脊部件123和/或机身102内，在邻近平面142和前脊部件123和/或机身102的相交部402的轴向位置处。冲击装甲系统140在相交部402的前面延伸第一预定距离404，并且在相交部402后面延伸第二预定距离406。冲击装甲系统140包括形成于前脊部件123和/或机身102的表面408中的多层抗冲击和穿透材料。在其它实施例中，多层抗冲击和穿透材料相对于前脊部件123和/或机身102的表面40形成子表面8。仍然在其它实施例中，冲击装甲系统140由抗冲击和穿透材料的面板形成。抗冲击和穿透材料的面板可包括多层抗冲击和穿透材料和能量吸收材料的组合。

图5是从飞机100前面的前位置向后看的飞机100的轴向视图。在示例性实施例中，翼110沿侧向从机身102延伸出，并且包括单个发动机120和单个风扇组件或其它带叶片的可旋转部件122。在带叶片的可旋转部件122以各种速度旋转时，带叶片的可旋转部件122在多个频率下产生噪声502，因为规定的噪声限制、乘客舒适性、公共舒适性和结构考量的原因，一些频率是令人担忧的。产生的噪声沿所有方向传播远离带叶片的可旋转部件122到不同的水平。产生的指向机身102的噪声由于前脊部件123的轮廓部分而偏转远离机身102，从而减小至少有可能进入机身102的噪声量。

在示例性实施例中，噪声502从源504以波的方式传播，为了说明假设源504是点源。虽然因为假设它们的源是点源，将噪声502的波示为圆形，但是噪声502的波的形状实际上是三维的，因为噪声源会旋转，以及冲击波和压力波在非均匀空气动力流中传播。噪声502沿着例如第一路径506从源504传播到前脊部件123，然后沿着路径508传播到机身102，以在点510处与机身102相交。噪声502还直接沿着路径512传播，以在点510处与机身102相交。对于已知或可计算的频率的噪声502，选择前脊部件123的尺寸，使得路径506和508在距离上与路径512相差噪声502的波长的大约一半。因此，波相交点510以及类似地未示出的所有其它点至少部分地在点510处被消除，并且因此不会增加机身102的机舱中的噪声。理想地，完全消除波是可行的，但在实际应用中，仅期望消除一部分。即使消除一部分波也能帮助大大减少传送到机身102中的噪声。虽然在源504和机身102上的点510之间仅示出了两个路径，但应当理解的是，因为噪声502是波现象，所以机身102上有大量发生消除的点。即使噪声502的频率改变，使得噪声502的波长不同，在与点510不同的位置处仍然会发生不同的水平的噪声消除。

图6是机身102和平面142的相交部402附近的机身102的一部分的侧视图。在示例性实施例中，入射在机身102上的声音压力水平声波型式600示出入射声波型式600的多个交错高峰602和低谷604。可看到入射在机身102上的声波的幅度或声音压力水平在相交部402附近最高，而且在声波在相交部402的更前面和更后面冲击机身102时，幅度更小。例如，在叶片尖部旋转时，入射波在最接近靠近的叶片尖部的最近距离处最响，而且这个区域典型地相对于相交部402沿竖向延伸，在旋转平面上慢慢减小，并且在上游和下游方向更急剧地减小。可使用在相交部402的区域中沿侧向向外从机身延伸向发动机120的脊上的表面结构迫使声音压力水平波异相。声音压力水平声波型式600的异相成分606被示为覆盖在高峰602和低谷604上的圆。使用指示加异相成分606的“+”和使用指示减异相成分606的“-”来标注该圆。因此，当高峰602与减异相成分606相互作用时，与高峰602相关联的声音压力水平趋向于降低，并且传送到机身102的外皮中的声音减小。类似地，当低谷604与加异相成分606相互作用时，与低谷604相关联的声音压力水平趋向于提高，并且传送到机身102的外皮中的声音减小。

图7是飞机100的轴向视图，它示出了使用添加的防护结构702来消除在机身102入射的声功率的传递异相声音负载的作用。在示例性实施例中，前脊部件123的尖部延伸(仍然薄且与主要空气流对齐，以最大程度地减小阻力)，以在比其到达机身102更早的时间接收入射声能的一部分。通过设计前脊部件123的向外延伸的跨长，以解决结构中的与空气中的声学音速不同的振动音速，机身的外部处的能量可破坏性地干涉直接在机身102的相邻表面上入射的相邻声能。在另一个实施例中，主动噪声控制器704用来进一步减少机身102上的入射噪声。例如，使用herschel-quincke管组件，而非额外的声音源。在各种实施例中，使用成阵列或多个阵列的herschel-quincke管来进一步减小入射噪声。此外，将其它内部处理方法与前脊部件123和/或后脊部件132结合，以有效地减轻内部噪声。这样的处理包括被动和/或适应性调谐振动吸收器(tva)和主动振动控制系统。

图8a是根据本公开的示例实施例的飞机100(在图1中显示)的一部分的透视图。图8b是根据本公开的示例实施例的飞机100(在图1中显示)的一部分的透视图。在该示例实施例中，飞机100包括机身102。图8a示出脊800，在机身102和带叶片的可旋转部件122旋转平面804之间的邻近相交部802处，脊800沿侧向向外从机身102延伸出。脊800沿着机身102的侧向侧806从平面804前面的(相对于方向116)点808延伸到平面804后面的(相对于方向116)的点810。点810定位在翼110的前面，使得脊800是与翼110分开的构件。在诸如图8b中示出的其它实施例中，脊800向后延伸经过翼110的前缘114。在诸如图8a中示出的一些实施例中，脊a800仅向后延伸到前缘114前面的点。

脊800包括在点808处融合到机身102中的前端812、邻近相交部802的最大宽度部分814，以及在点810处融合到机身102中的后端816。如图10中显示的那样，脊800还在脊800的上侧1000处和脊800的下侧1002处融合到机身中。在一些实施例中，脊800还融合到翼110中，使得在所有接触点处都存在从脊800到机身102的平缓空气动力学过渡。在一些实施例中，脊800还可在轮廓区域818处融合到翼110中，以至少部分地防护机身102，使其免受来自带叶片的可旋转部件122的冲击压力波的影响。如本文使用，防护用来描述使压力波偏转远离机身102、干涉压力波和/或在发动机120和机身102之间提供趋向于减弱压力波的质量体。

图9a是飞机100的一部分的平面图，它示出图8a中显示的脊800的构造。图9b是示出图8b中显示的脊800的构造的平面图。在该示例实施例中，飞机100包括机身102。图9a示出脊800，它在机身102和带叶片的可旋转部件122的旋转平面804之间的邻近相交部802处沿侧向向外从机身102延伸出。脊800沿着机身102的侧向侧806从平面804前面的(相对于方向116)点808延伸到平面804后面的(相对于方向116)点810。点810定位在翼110的前面，使得脊800是与翼110分开的构件。在诸如图9b中示出的其它实施例中，脊800向后至少延伸到翼110的前缘114。在诸如图9a中示出的一些实施例中，脊800仅向后延伸到前缘114前面的点。

脊800包括在点808处融合到机身102中的前端812、邻近相交部802的最大宽度部分814，以及在点810处融合到机身102中的后端816。如图10中显示的那样，脊800还在脊800的上侧1000处和脊800的下侧1002处融合到机身中。在图9b中显示的一些实施例中，脊800还在轮廓区域818处融合到翼110中，使得在所有接触点处都存在从脊800到机身102的平缓空气动力学过渡。在一些实施例中，脊800还可在轮廓区域818处融合到翼110中，以至少部分地防护机身102使其免受来自带叶片的可旋转部件122的冲击压力波的影响。如本文使用，防护用来描述使压力波偏转远离机身102、干涉压力波和/或在发动机120和机身102之间提供趋向于减弱压力波的质量体。

图10是飞机100的向后看的轴向视图。在该示例实施例中，飞机100包括机身102。脊800在机身102和带叶片的可旋转部件122的旋转平面804之间的邻近相交部802处沿侧向向外从机身102延伸出。脊800沿着机身102的侧向侧806从平面804前面的(相对于方向116)点808延伸到平面804后面的(相对于方向116)点810。在其它实施例中，脊800向后延伸经过翼110的前缘114。在一些实施例中，脊800仅向后延伸到前缘114前面的点。

脊800包括在点808处融合到机身102中的前端812、邻近相交部802的最大宽度部分814，以及在点810处融合到机身102中的后端816。如图10中显示的那样，脊800还在脊800的上侧1000处和脊800的下侧1002处融合到机身中。在一些实施例中，脊800还融合到翼110中，使得在所有接触点处都存在从脊800到机身102的平缓空气动力学过渡。在一些实施例中，脊800还可融合到翼110中，以至少部分地防护机身102使其免受来自带叶片的可旋转部件122的冲击压力波的影响。如本文使用，防护用来描述使压力波偏转远离机身102、干涉压力波和/或在发动机120和机身102之间提供趋向于减弱压力波的质量体。

图11是飞机100的向后看的轴向视图。在该示例实施例中，飞机100包括机身102，机身102包括鼻部104和从机身102延伸出的翼110。翼110包括至少一个发动机120，发动机构造成驱动带叶片的可旋转部件122或风扇以产生推力。“凸包”整流罩1100从机身102的下部部分1102延伸。脊1101在机身102和带叶片的可旋转部件122的旋转平面之间的邻近相交部处沿侧向向外从机身102延伸出。脊1101沿着机身102的侧向侧1106延伸。

脊1101包括前端1108，前端具有融合到机身102和脊1101中的轮廓。如图11中显示的那样，脊1101还在脊1101的上侧1110处融合到机身102中，并且在脊1101的下侧1112处融合到机身102和/或凸包整流罩1100中。在一些实施例中，脊1101还融合到翼110中，使得从脊1101到机身102、翼110和凸包整流罩1100，在所有接触点处都存在平缓空气动力学过渡。

将理解，以上特别详细地描述的实施例仅仅是示例或可行实施例，而且可包括许多其它组合、添加或备选方案。

如本文在说明书和权利要求中使用，近似语可应用于修饰可许可改变的任何数量表示，而不导致与其有关的基本功能有变化。因此，诸如“大约”和“基本”的用语所修饰的值不限于规定的确切值。在一些情况下，近似语可对应于用于测量该值的仪器的精度。在说明书和权利要求中，范围限制可组合和/或互换；确定这样的范围，并且这样的范围包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另有规定。

上面描述的运行飞机的方法和系统的实施例提供改进对机身的冲击保护且减轻机身噪声的成本有效且可靠的手段。更具体地，本文描述的方法和系统有利于针对来自发动机的脱离的叶片的冲击，而武装机身。另外，上面描述的方法和系统有利于使用沿侧向在机身和发动机的可旋转叶片之间延伸的脊来提供噪声消除和/或减轻。除了提供被动噪声消除的机构之外，本公开的实施例还提供主动噪声消除和声音减弱两者。因此，本文描述的方法和系统有利于以成本有效且可靠的方式改进飞机运行。

在上面详细描述了用于运行燃气涡轮发动机的示例方法和系统。所示出的设备不限于本文描述的具体实施例，而是相反，各个设备的构件可与本文描述的其它构件独立地且分开来使用。各个系统构件还可与其它系统构件结合起来使用。

本书面描述使用示例来描述公开本公开，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本公开的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。