进气系统及其组装方法与流程

本公开内容大体上涉及飞行器和其它高速运载器，以及更具体地，涉及进气系统及其组装方法。

背景技术：

已知的飞行器涡扇具有许多其中相关的舱，其在运行期间经受加热。这些涡扇通常包括风扇、低压压缩机、高压压缩机、燃烧器、高压涡轮和低压涡轮。高压压缩机、燃烧器和高压涡轮被共同称作核心发动机。用于发动机的发动机机舱系统周向地围绕发动机延伸、保护发动机并且提供与涡扇协作来产生推力的空气动力表面。典型的发动机机舱系统包括包绕风扇壳的风扇舱和包绕核心发动机的核心机舱。核心机舱与核心发动机沿径向间隔开，并且围绕核心发动机延伸的核心舱位于其间。

为了冷却这些已知的封壳和/或舱，以及其它，一些已知的涡扇包括设置在发动机机舱系统外部的空气入口导管，以促进引导穿过其中的空气流。入口导管包含齐平式入口和凸起的勺形入口。典型的齐平式入口被称作国家航空咨询委员会（naca）入口导管。naca入口导管包括带有凹入到流线型本体（例如发动机机舱系统）的外部表面中的弯曲侧壁的缓斜坡。然而，所有这些导管通常具有尺寸构造成针对热运行条件（例如飞行器地面空转或起飞）提供冷却的固定的入口开口，且因此通常对其它运行条件且例如飞行器巡航是过大的。

一些已知的naca入口导管使用机械阀和促动器组件调节穿过空气入口的冷却流，其中阀位置由全权数字式发动机（或电子）控制（fadec）确定。然而，这些机械系统增加发动机重量并且需要功率以运行，因此增加了在回放条件期间运行的难度，例如，当构件在发动机关闭后保持运行一段时间时。

技术实现要素：

一方面，提供了进气系统。进气系统包括用于运载器的外部壳体。外部壳体包括包含凹入部分的外部表面。凹入部分包括包含第一端和第二端的带角度的底部部件，带角度的底部部件在第一端处联接到外部表面。带角度的底部部件中的至少一部分在凹入部分内可移动。凹槽还包括从第一端延伸至第二端的第一侧壁。第二侧壁从第一端延伸至第二端并且第二侧壁与第一侧壁相对，并且入口开口邻近第二端限定在凹入部分内。入口开口由第一侧壁、第二侧壁、和第二端界定，并且入口开口构造成接收穿过其中的流体流。进气系统还包括联接到带角度的底部部件的促动构件。促动构件包括形状记忆合金，并且促动构件响应于热条件的改变并且构造成移动第二端，从而调节入口开口。

另一方面，提供了进气系统。进气系统包括用于运载器的外部壳体。外部壳体包括包含凹入部分的外部表面。勺形盖在凹入部分上方联接到外部表面。勺形盖包括包含第一端和第二端的带角度的顶部部件，所述带角度的顶部部件在第二端处联接到外部表面并从其延伸。第一端和外部表面限定构造成接收穿过其中的流体流的入口开口。带角度的顶部部件的至少一部分相对于外部表面可移动。进气系统还包括联接到带角度的顶部部件的促动构件。促动构件包括形状记忆合金，并且促动构件响应于热条件的改变并且构造成移动第一端，从而调节入口开口。

在又另一方面，提供了一种组装进气系统的方法。方法包括限定运载器的外部壳体的外部表面内的凹入部分。凹入部分包括包含第一端和第二端的带角度的底部部件、从第一端延伸至第二端的第一侧壁、和从第一端延伸至第二端的与第一侧壁相对的第二侧壁。将带角度的底部部件联接到外部表面使得带角度的底部部件在第一端处从外部表面延伸并且带角度的底部部件的至少一部分在凹入部分内可移动。限定邻近第二端的凹入部分内的入口开口，入口开口由第一侧壁、第二侧壁、和第二端界定，并且构造成接收穿过其中的流体流。方法还包括将促动构件联接到带角度的底部部件。促动构件包括形状记忆合金，促动构件响应于热条件的改变并且构造成移动第二端，从而调节入口开口。

附图说明

在参照附图阅读以下详细描述时，本公开内容的这些及其它特征、方面和优点将变得更好理解，在附图中相似的标号表示附图各处相似的部分，在附图中：

图1是示例性飞行器的透视图；

图2是示例性涡扇的示意图，即，可以与图1中所示的飞行器一起使用的燃气涡轮发动机；

图3是可以与图2中所示的涡扇一起使用的示例性进气系统的透视图；

图4是可以与图3中所示的进气系统一起使用的示例性促动构件的平面视图；

图5是沿图4中所示的促动构件的线5-5截取的截面视图；

图6是可以与图3中所示的进气系统一起使用的备选的促动构件的截面视图；

图7是可以与图3中所示的进气系统一起使用的另外备选的促动构件的截面视图；

图8是可以与图3中所示的进气系统一起使用的进一步备选的促动构件的平面视图；并且

图9是可以与图2中所示的涡扇一起使用的备选的进气系统的截面视图。

除非另外指示，否则本文提供的附图意在示出本公开内容的实施例的特征。相信这些特征可适用于多种多样的系统，其包括本公开内容的一个或多个实施例。因此，附图不意在包括为了实践本文公开的实施例所需的本领域的普通技术人员已知的所有常规特征。

具体实施方式

在以下说明书和权利要求中，将提到一定数目的用语，它们应当限定为具有以下意义。

单数形式“一个”、“一种”和“该”包括复数参考，除非上下文清楚地另外指出。

“可选”或“可选地”意思是随后描述的事件或情形可发生或可不发生，且描述包括事件发生的情况以及其不发生的情况。

如本文在说明书和权利要求各处所使用，近似语言可用于修饰可以可允许地在不导致其涉及的基本功能的变化的情况下改变的任何数量表达。因此，由一个或多个用语如“大约”、“近似”和“大致”修饰的值不限于指定的准确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度。在此和说明书及权利要求各处，范围限制可组合和/或互换。此范围是确定的且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指示。

如本文所使用，用语“轴向”和“轴向地”是指大致平行于燃气涡轮发动机的纵向轴线延伸的方向和定向。此外，用语“径向”和“径向地”是指大致垂直于燃气涡轮发动机的纵向轴线或运载器的向前移动方向延伸的方向和定向。此外，如本文所使用，用语“周向”和“周向地”是指围绕燃气涡轮发动机的纵向轴线弓形地延伸的方向和定向。

本公开内容的实施例涉及促进调节的入口开口的被动空气入口系统。更具体而言，在示例性实施例中，进气系统包括在飞行器外部表面内限定的凹入部分。凹入部分包括由侧壁界定的缓斜坡，使得空气被引导到入口开口和冷却导管中。进气系统还包括联接到斜坡的促动构件。促动和感测构件包括形状记忆合金，使得促动构件被动响应于热条件的改变以凹入部分内移动斜坡并且调节入口开口的尺寸。在一些实施例中，形状记忆合金包括联接到斜坡的线材。在其它实施例中，形状记忆合金包括联接到斜坡的弹簧。在其它实施例中，形状记忆合金嵌入斜坡内。在全部实施例中，形状记忆合金响应于热条件，使得入口开口在较高温度下增加尺寸，并且入口开口在较低温度下减小尺寸。通过调节入口开口、并且因此进气，为各种飞行器运行条件提供更加高效的系统。

图1是示例性运载器并且具体而言飞行器10的透视图。在备选实施例中，运载器包括例如并且不限于汽车。在示例性实施例中，飞行器10包括机身12，其包含机头14、机尾16和中空的在其间延伸的细长本体18。飞行器10也包括在侧向方向22上延伸远离机身12的机翼20。机翼20包括在正常飞行期间在飞行器10的运动的方向26上的前部前缘24和在机翼20的相对边缘上的后部后缘28。飞行器10还包括至少一个发动机30，其构造成驱动带叶片的旋转部件或风扇以产生推力。发动机30联接到机翼20和机身12中的至少一个，例如，在后推式配置（未显示）中靠近机尾16。在示例性实施例中，发动机30在竖直方向32上在机翼20下方联接到机翼20。竖直方向32相对于当静止在地面上时飞行器10被定向的方向限定。向下、竖直较低、或下方是指当飞行器10重量压在轮上时飞行器10面对地面的侧。向上、竖直较高或上方是指飞行器10的相对于向下、竖直较低或下方的侧。发动机30不限制于如图1中描绘的安装在机翼上的发动机。发动机30也可以包括安装在机翼20以上的发动机、安装在机身12上的发动机、或安装在机身12内的发动机。此外，飞行器10包括将在下文进一步详细描述的至少一个进气系统34。

图2是旋转机械100（例如涡轮）、更具体而言涡扇发动机的示意图。在示例性实施例中，涡扇发动机100是高旁路涡扇喷气发动机。备选地，涡扇发动机100是任何其它涡扇发动机，包括但不限制于涡轮螺旋桨发动机和军事用途发动机。在示例性实施例中，涡扇发动机100包括风扇壳组件102和设置在风扇壳组件102下游的燃气涡轮发动机104。燃气涡轮发动机104包括低压或增压压缩机106、高压压缩机108和燃烧器110。增压压缩机106、高压压缩机108和燃烧器110以流连通联接。燃气涡轮发动机104也包括与燃烧器110和低压涡轮114以流连通联接的高压涡轮112。涡扇发动机100也包括包含从转子盘120沿径向向外延伸的一排风扇叶片118的风扇组件116。低压涡轮114经由第一传动轴122联接到风扇组件116和增压压缩机106，并且高压涡轮112经由第二传动轴124联接到高压压缩机108。涡扇发动机100具有进气部126和排气部128。涡扇发动机100还包括中心线130，风扇组件116、增压压缩机106、高压压缩机108和涡轮组件112和114围绕其旋转。

在示例性实施例中，风扇壳组件102包括周向地包绕风扇组件116和/或燃气涡轮发动机104的至少一部分的环状风扇壳或外部机舱132。机舱132通过出口导向导叶组件134相对于燃气涡轮发动机104支撑。

此外，进气系统136（例如进气系统34）（图1中所示）在机舱132内形成。在示例性实施例中，进气系统136定位在机舱132的外部表面上，并且促进将热从其中的舱138移除。进气系统136将参照图3在下文进一步详细论述。在示例性实施例中，进气系统136联接到涡扇发动机100。在备选的实施例中，进气系统136联接到飞行器10（图1中所示）的其它表面，例如机身12（图1中所示）。

在运行中，进气部126引导空气140穿过风扇组件102，以及增压压缩机106和高压压缩机108。压缩机106和108在朝向燃烧器110排出压缩空气142之前压缩入口空气140至更高压力。压缩空气142被引导至燃烧器110，在那里其与燃料（未示出）混合并且燃烧以产生高温燃烧气体144。燃烧气体144被向下游朝向高压涡轮112和低压涡轮114引导，使得在撞击涡轮叶片（未示出）之后热能转化为被用于围绕中心线130相应地驱动第一传动轴122和第二传动轴124的机械旋转能。排气146然后穿过排气部128排出至环境大气。

图3是示例性进气系统136的透视图，其可以与涡扇发动机100（图2中所示）一起使用。在示例性实施例中，进气系统136在包含外部表面202的外部壳体200内形成。外部壳体200例如包括机舱132（图2中所示）和/或机身12（图1中所示）。凹入部分204限定在外部壳体200中。凹入部分204包括具有第一端208和相对的第二端210的带角度的底部部件206。带角度的底部部件206在第一端处联接到外部表面202并在向内倾斜方向上从外部表面202延伸至定位在外部壳体200内的第二端210。凹入部分204还包括从第一端208延伸至第二端210的第一侧壁212以及从第一端208延伸至第二端210且与第一侧壁212相对的第二侧壁214。入口开口216在外部壳体200内限定，使得冷却导管218在外部壳体200内形成。入口开口216由第一侧壁212、第二侧壁214、带角度的底部部件206的第二端210和外部表面202界定。

在示例性实施例中，进气系统136是齐平式国家航空咨询委员会（naca）成形入口。因此，带角度的底部部件206成形，使得其遵循naca入口轮廓。在备选的实施例中，进气系统136具有任何其它入口形状，例如且不限制于矩形，使得带角度的底部部件206具有矩形形状和椭圆形，使得带角度的底部部件206具有椭圆形状。

在运行中，进气系统136定位在飞行器10（图1中所示）的外部表面上，例如，在机舱132和/或机身12上。在飞行器10的移动期间，空气220的流引导越过外部壳体200和外部表面202。凹入部分204促进引导空气220的一部分222穿过入口开口216到外部壳体200中，其中空气流222引导穿过冷却导管218至内部封壳和/或室来在其中冷却。当飞行器10不移动时，入口开口216和导管218如出口开口一样运行，以促进用于从内部封壳和/或室排出和释放热的流动路径。

图4是可与进气系统136（图3中所示）一起使用的示例性促动构件300的平面视图。在示例性实施例中，促动构件300包括联接到带角度的底部部件206的形状记忆合金（sma）线材302。sma是合金，例如镍钛合金或铜铝镍合金，其在经受热改变时改变晶体结构，且因此改变机械性质。例如，在较低的温度下的sma可容易变形，并且当加热时，sma将改变其机械性质并且改变形状（在预加载时）。具体而言，较高的温度的相已知为具有第一晶体结构的奥氏体相。当提取热时，sma相改变为较低的温度的相，其已知为具有第二晶体结构的马氏体相。马氏体相具有低于奥氏体相的弹性模量。这种相变是可逆的过程，且sma可从马氏体相改变到奥氏体相，且再改变回来。在备选的实施例中，促动构件300包括响应于热改变的任何其它智能材料，例如形状记忆聚合物，其能够使得促动构件300如本文中所描述的那样运转。

在示例性实施例中，sma线材302在第一端304处联接到外部壳体200（在邻近带角度的底部部件206的第一端208的第一位置306处），并且在第二端308处联接到带角度的底部部件206的第二端210（在第二位置310处）。此外，sma线材302在第三位置314处由支撑部件312支撑。因此，sma线材302响应于热条件的改变以便移动带角度的底部部件206的第二端210，从而调节入口开口216（图3中所示）。在示例性实施例中，带角度的底部部件206是在第一端208处从外部表面202延伸的预张紧悬臂部件。

图5是沿促动构件300（图4中所示）的线5-5截取的截面视图。促动构件300具有奥氏体位置316和马氏体位置318。在示例性实施例中，奥氏体位置316包括具有对应于sma线材302的较高预确定温度的记忆形状320的sma线材302，例如，在涡扇发动机100（图2中所示）的较高温度运行期间，例如在飞行器10（图1中所示）在热天并且低于海平面起飞期间，进气系统136并且因此sma线材302经受较高热负荷，使得sma线材302形式为奥氏体相。因此，带角度的底部部件206的第二端210在方向321上移动到与外部表面202具有第一距离322并且对应于奥氏体位置316的第一位置。在第一位置，带角度的底部部件206以与外部表面202的第一角度324定位，使得入口开口216增加尺寸，从而促进较大的气流222被引导到冷却导管218中。

在马氏体位置318，sma线材302具有与sma线材302的较低预确定温度对应的变形的形状326。例如，在较低温度的涡扇发动机100运行期间，例如在飞行器10在冷天于高海拔巡航运行期间，进气系统136并且因此sma线材302经受较低热负荷，使得sma线材302形式为马氏体相。因此，带角度的底部部件206的第二端210沿方向321移动到与外部表面202具有第二距离328并对应于马氏体位置318的第二位置。在该位置，第二距离328小于第一距离322，并且因为带角度的底部部件206是预张紧的，第二端210朝向外部表面202移动。在第二位置，带角度的底部部件206与外部表面202以第二角度330定位，使得入口开口216减小尺寸，从而促进减少的空气流222被引导到冷却导管218中并且也减小进气系统136的阻力。因此，sma线材302，并且因此促动构件300，也是促进被动温度感测和同时促动移动的感测构件。

在备选的实施例中，促动构件300具有并联或串联的具有不同相变温度的两个或更多个sma线材302。因此，作为仅两个入口开口216位置的替代，设置超过两个入口开口216位置，以用于进一步调节进气系统136。例如，在涡扇发动机100回放条件下，其中可出现该甚至更高的温度，进气系统136移动至第三位置（未示出）来增加入口开口216的尺寸，甚至进一步促进通风和冷却涡扇发动机100。

图6是可以与进气系统136（图3中所示）一起使用的备选的促动构件400的截面视图。促动构件400包括sma线材302，其在第一端304处联接到外部壳体200（在邻近带角度的底部部件206的第一端208的第一位置306处），并且在第二端308处联接至带角度的底部部件206的第二端210（在第二位置310处，与促动构件300（图4-5中所示）相似）。然而，在该实施例中，带角度的底部部件206通过铰链402在第一端208处联接到外部表面202。为了引起带角度的底部部件206的第二端210的移动（在sma线材302在马氏体相时），偏压部件404（例如弹簧）联接到带角度的底部部件206并由支撑部件408支撑。

与上述实施例相似，促动构件400sma线材302响应于热条件的改变以便在方向406上移动带角度的底部部件206的第一端210，从而调节入口开口216。例如，当sma线材302在奥氏体相时，sma线材302克服偏压部件404。因此，带角度的底部部件206的第二端210的移动增加入口开口216的尺寸。当sma线材302在马氏体相时，偏压部件404克服sma线材302并且促使带角度的底部部件206的第二端210朝向外部表面202。因此，第二端210的移动减小入口开口216的尺寸。因此，通过冷却导管218引起的空气流222（图3中所示）也被调节。

图7是可以与进气系统136（图3中所示）一起使用的另一备选的促动构件500的截面视图。在该实施例中，促动构件500包括联接到支撑件504的sma弹簧组件502。sma弹簧组件502靠近带角度的底部部件206的第二端210定位。sma弹簧组件502包括sma弹簧506、偏压部件508和联接到带角度的底部部件206的第二端210的销510，所有至少部分地在壳体512内。sma弹簧506定位在偏压部件508上方，并且销510联接到偏压部件508，使得销510可与偏压部件508一起移动。

在运行期间，并且类似于上述实施例，当sma弹簧506在奥氏体相时，sma弹簧506克服偏压部件508并且在壳体512内压下销510。因此，带角度的底部部件206的第二端210的移动在方向514上增加入口开口216的尺寸。当sma弹簧506在马氏体相时，偏压部件508克服sma弹簧506并且促使销510和带角度的底部部件206的第二端210朝向外部表面202。因此，第二端210的移动减小入口开口216的尺寸。因此，通过冷却导管218引起的空气流222（图3中所示）也被调节。

在一种备选的实施例中，带角度的底部部件206通过铰链（例如铰链402）（图6中所示）在第一端208处联接到外部表面202。因为偏压部件508一直促使销510和带角度的底部部件206的第二端210朝向外部表面202，单独的偏压部件例如偏压部件404（图6中所示）或预张紧的带角度的底部部件206（图5中所示）是不被需要的。

图8是可以与进气系统136（图3中所示）一起使用的还备选的促动构件600的平面视图。在该实施例中，促动构件600包括嵌入带角度的底部部件206内的多个sma线材602。例如，带角度的底部部件206由带有叠层在其中的sma线材602的叠层复合材料形成。在备选的实施例中，带角度的底部部件206通过允许进气系统136如本文所述的那样作用的任何其它过程形成。每个sma线材602从靠近第一端208延伸至第二端210。

在运行期间，带角度的底部部件206是预张紧的，使得sma线材602当在奥氏体相时克服预张紧并且增加入口开口216的尺寸。当sma线材602在马氏体相时，预张紧促使带角度的底部部件206的第二端210朝向外部表面202并且减小入口开口216的尺寸。因此，通过冷却导管218引起的空气流222（图3中所示）也被调节。在备选的实施例中，偏压部件与图6中所示的实施例相似地联接到带角度的底部部件206。

图9是可以与涡扇发动机100（图2中所示）一起使用的备选的进气系统700的截面视图。与上述实施例相似，进气系统700在包含外部表面202的外部壳体200内形成。外部壳体200包含，例如，机舱132（图2中所示）和/或机身12（图1中所示）。然而，在该示例性实施例中，进气系统136是凸起的勺形入口。具体而言，凹入部分702在外部壳体200中限定并且包括具有第一端706和第二端708的静态带角度的底部部件704。带角度的底部部件704在第一端706处联接到外部表面202并在向内倾斜方向上从外部表面202延伸至定位在外部壳体200内的第二端708。凹入部分702还包括从第一端706延伸至第二端708的第一侧壁710、和也从第一端706延伸至第二端708并且相对第二侧壁的相对的第二侧壁（未示出）。此外，进气系统700包括位于带角度的底部部件704和凹入部分702上方的联接到外部表面202的勺形盖712。

勺形盖712包括具有第一端716和第二端718的带角度的顶部部件714。带角度的顶部部件714在第二端718处联接到外部表面202并且在向外倾斜方向上从外部表面202延伸到第一端716。勺形盖712还包含从第一端716延伸至第二端718的第一侧壁720、和也从第一端716延伸至第二端718并且相对第一侧壁720的相对的第二侧壁（未示出）。入口开口722在勺形盖712内形成，使得形成冷却导管724。入口开口722由勺形盖的第一侧壁720、勺形盖的第二侧壁和带角度的顶部部件714的第一端716界定。

在示例性实施例中，进气系统700是凸起的勺形入口并且带角度的顶部部件714是矩形形状，使得入口开口722也是矩形的。在备选的实施例中，进气系统700具有任何其它入口开口722形状，例如且不限制于，圆形、半圆形、和带罩半圆形。

进气系统700还包括促动构件726。促动构件726包括sma弹簧组件728，类似于sma弹簧组件502（图7中所示）。sma弹簧组件728靠近带角度的顶部部件714的第一端716并且在外部壳体200内定位。sma弹簧组件728包括sma弹簧730、偏压部件732和联接到带角度的顶部部件714的第一端716的连接部件734，所有至少部分地在壳体736内。

在运行期间，sma弹簧730响应于热条件的改变以便在方向738上移动带角度的顶部部件714的第一端716，从而调节入口开口722。例如，当sma弹簧730在奥氏体相时，sma弹簧730克服偏压部件732并且在壳体736内延伸连接部件734。因此，带角度的顶部部件714的第一端716的移动减小入口开口722的尺寸。当sma弹簧730在马氏体相时，偏压部件732克服sma弹簧730且促使连接部件734和带角度的顶部部件714的第一端716朝向外部表面202。因此，第一端716的移动减小入口开口722的尺寸。因此，通过冷却导管724引起的空气流740也被调节。此外，当入口开口722的尺寸减小时，进气系统700的阻力也减小。

在备选的实施例中，进气系统700包括类似于参照图5-8在上文描述的实施例的促动构件。例如，类似于促动构件300（图5中所示），进气系统700包括促动构件，其包含在一端联接到带角度的顶部部件714的第一端716且在另一端联接到外部表面202的sma线材742。在另一实例中，类似于促动构件400（图6中所示），进气系统700包括包含sma线材742的促动构件，并且带角度的顶部部件714通过铰链744联接到外部表面202并且带角度的顶部部件714由偏压部件（未示出）偏压。在另一实例中，类似于促动构件600（图8所示），进气系统700包括包含多个嵌入带角度的顶部部件714内的sma线材（未示出）的促动构件。在又另一实例中，进气系统700包括靠近带角度的顶部部件714的第二端718定位的sma弹簧组件728。

上述实施例提供了在飞行器上高效的被动空气入口系统，用以调节入口开口。具体而言，在示例性实施例中，进气系统包括在飞行器的外部表面内限定的凹入部分。凹入部分包括由侧壁界定的缓斜坡，使得空气被引导到入口开口和冷却导管中。进气系统还包括联接到斜坡的促动构件。促动和感测构件包括形状记忆合金，使得促动构件被动响应于热条件的改变以在凹入部分内移动斜坡并调节入口开口的尺寸。通过在较低的温度下减小入口开口尺寸，并减少冷却导管内的空气流，空气入口系统减小在飞行器上的空气动力阻力，同时仍然维持冷却要求。减小阻力进一步降低飞行器的比燃料消耗。通过在较高的温度下增加入口开口尺寸，并增加冷却导管内的空气流，空气入口系统增加其中的冷却而无需使用增加重量至飞行器并需要功率的主动冷却系统。此外，如果无功率可用，本文描述的空气入口系统在回放期间增加飞行器发动机的冷却。

本文所述系统和方法的示例性技术效果包括如下中的至少一种：（a）在飞行器和飞行器发动机中的被动冷却封壳和/或舱；（b）通过被动调节入口开口的尺寸减小空气入口系统的阻力；（c）减少飞行器的比燃料消耗；（d）减少调节的空气入口系统的重量；和（e）在飞行器发动机回放期间增加冷却。

以上详细描述了用于空气入口开口的系统和方法的示例性实施例。方法和系统不限于本文描述的特定实施例，而是系统构件和/或方法步骤可以与本文描述的其它构件和/或步骤独立地和单独地使用。例如，方法可以与其它飞行器构件组合使用，并且不限于仅与如本文所述的组件一起实践。而是，示例性实施例可结合许多其它飞行器应用实施和使用。此外，示例性实施例可在其它应用例如汽车应用和铁路/铁路汽车应用中实施和使用。

尽管本公开内容的各种实施例的特定特征可在一些图中示出且在其它图中未示出，但这仅是为了方便。根据本公开内容的实施例的原理，可与任何其它图的任何特征组合来参照和/或要求保护附图的任何特征。

本书面描述使用了实例来公开本公开内容的实施例，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开内容的实施例，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本文所描述的实施例的可取得专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则旨在此类其它实例在权利要求的范围内。