装载参数的制作方法

本公开涉及用于航空器的燃气涡轮发动机以及操作用于航空器的燃气涡轮发动机的方法。本公开还涉及确定航空器的一个或多个燃料装载参数的计算机实现的方法、燃料装载参数确定系统、为多个任务确定机队范围(fleetwide)的燃料分配的方法以及机队范围的燃料分配确定系统。本公开还涉及将燃料装载到航空器上以及装载到执行多个任务的多个航空器上的方法。

背景技术：

1、相关技术的描述

2、在航空业中预计将出现朝向使用不同于目前通常使用的传统煤油基喷气燃料的燃料的趋势。

技术实现思路

1、根据第一方面，提供了一种用于航空器的燃气涡轮发动机，其包括：

2、分级燃烧系统，其具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作；以及

3、燃料输送调节器，其布置成控制燃料向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的输送，该燃料输送调节器布置成从包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源接收燃料，第二燃料特性不同于第一燃料特性，

4、其中，燃料输送调节器布置成：在仅引燃操作范围的至少一部分期间向引燃燃料喷射器输送燃料，该燃料具有与在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料不同的燃料特性。

5、发明人已经确定，可能有利的是，将具有不同特性的来自不同燃料源的燃料提供到燃料输送调节器，并且将燃料输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器，使得在燃烧器操作的不同范围内提供不同特性的燃料。这种燃料向燃烧器的更灵活供应可允许在那些有利性质将具有更大效果的情况下使用具有有利燃烧性质但供应有限的燃料。

6、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。在仅引燃操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器的燃料可与小于在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

7、燃料输送调节器可布置成：在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围两者中的操作期间将燃料从第一燃料源输送到引燃燃料喷射器，并且在引燃与主操作范围中的操作期间将燃料从第二燃料源输送到主燃料喷射器。

8、燃料输送调节器可布置成：在仅引燃操作范围的至少一部分中的操作期间将燃料从第一燃料源输送到引燃燃料喷射器，并且在引燃与主操作范围期间将燃料从第二燃料源输送到引燃燃料喷射器。

9、燃料输送调节器可布置成：在仅引燃操作范围内或在仅引燃操作范围的边界处的一个或多个操作点处，在来自第一燃料源的燃料和来自第二燃料源的燃料之间切换燃料向引燃燃料喷射器的输送。

10、燃料输送调节器可布置成：根据指示分级燃烧系统的操作范围中的变化的模式信号，在来自第一燃料源的燃料和来自第二燃料源的燃料之间切换燃料向引燃燃料喷射器的输送。切换可发生在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围之间的分级点处。

11、燃料输送调节器可布置成：在仅引燃操作范围内的阈值点处，在来自第一燃料源的燃料和来自第二燃料源的燃料之间进一步切换燃料向引燃燃料喷射器的输送。来自第二源的燃料可以低于阈值点的燃料流率输送到引燃燃料喷射器，并且来自第一源的燃料以在仅引燃操作范围的边界和阈值之间的燃料流率输送到引燃燃料喷射器。

12、阈值点可为阈值燃料流率，在该阈值燃料流率下，燃气涡轮发动机的nvpm的产生量超过在其中引燃燃料喷射器被输送具有第二燃料特性的燃料的操作期间由燃气涡轮发动机产生的nvpm的阈值量。

13、附加地或备选地，阈值点可为预限定的阈值燃料流率，其比在仅引燃操作和引燃与主操作之间的边界处的燃料流率小预限定的量。预限定的阈值燃料流率可为在分级点处的燃料流率的百分比或小于在分级点处的燃料流率的燃料流率的绝对值。

14、燃料输送调节器可包括燃料共混器，该燃料共混器布置成：接收来自第一燃料源和第二燃料源两者的燃料供应，并且输出来自第一燃料源的燃料、来自第二燃料源的燃料或它们的共混物。燃料共混器可布置成将燃料输送到引燃燃料喷射器。

15、燃料共混器可布置成在仅引燃操作范围的至少一部分期间将来自第一燃料源的燃料和来自第二燃料源的燃料的共混物输送到引燃燃料喷射器。

16、燃料共混器可布置成将燃料的共混物输送到具有来自第一燃料源的燃料和来自第二燃料源的燃料的变化的共混比的引燃燃料喷射器，其中，共混比可根据燃料流率在仅引燃操作范围内变化。

17、来自第一燃料源的燃料与来自第二燃料源的燃料相比的比例可随着在仅引燃操作范围内燃料流率的减小而降低。

18、来自第一燃料源的燃料与来自第二燃料源的燃料相比的比例对燃料流率的依赖性根据在特定燃料流率下nvpm的期望最终水平来确定，并且可被确定成使得nvpm不超过预定阈值，或者使得nvpm产生量在燃气涡轮发动机的操作时段内被最小化。nvpm产生量可在lto周期内被最小化。

19、燃料共混器可布置成：共混燃料，以便在仅引燃操作范围内的燃气涡轮发动机的一个或多个操作条件下实现期望的nvpm水平。

20、燃料调节器可布置成：将燃料输送到引燃燃料喷射器，以便使依赖于一个或多个nvpm影响参数的成本函数最小化。所述一个或多个nvpm影响参数可包括以下任何一项或多项：

21、i)在其处发生nvpm产生的高于地面水平的高度；

22、ii)nvpm产生的地点(例如，经度和纬度)；

23、iii)在nvpm产生的地点处的天气和/或大气条件；

24、iv)与nvpm产生的地点相关联的气候影响；

25、v)产生的单个nvpm颗粒的质量和/或尺寸；

26、vi)潜在凝结尾迹产生和/或凝结尾迹特性；

27、vii)nvpm产生的当地空气质量(laq)影响；和/或

28、viii)nvpm质量和/或数量。

29、由燃料共混器提供的共混比可至少部分地根据以下任何一项或多项来确定：

30、a)可用于建议飞行的具有第一燃料组合物的燃料的量(例如，构成第一和第二燃料源的燃料箱中的燃料的量的估计值或测量值)；

31、b)在其中从第一燃料源提供燃料的操作范围内，在整个飞行的仅引燃操作期间，引燃燃料喷射器的总燃料需求的量；和/或

32、c)燃料组合物限制参数(例如，认证限制、可用于加注燃料的燃料组合物、航空器/发动机限制)。

33、根据第二方面，提供了一种操作用于航空器的燃气涡轮发动机的方法，该燃气涡轮发动机包括具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的分级燃烧系统，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作，该方法包括：

34、调节从包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的燃料输送，第二燃料特性不同于第一燃料特性，

35、其中，燃料输送的调节包括：在仅引燃操作范围的至少一部分期间向引燃燃料喷射器输送燃料，该燃料具有与在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料不同的燃料特性。

36、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。在仅引燃操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器的燃料可与小于在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

37、燃料输送的调节可包括：在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围两者中的操作期间将燃料从第一燃料源输送到引燃燃料喷射器，并且在引燃与主操作范围中的操作期间将燃料从第二燃料源输送到主燃料喷射器。

38、燃料输送的调节可包括：在仅引燃操作范围的至少一部分中的操作期间将燃料从第一燃料源输送到引燃燃料喷射器，并且在引燃与主操作范围期间将燃料从第二燃料源输送到引燃燃料喷射器。

39、燃料输送的调节可包括：在仅引燃操作范围内或在仅引燃操作范围的边界处的一个或多个操作点处，在来自第一燃料源的燃料和来自第二燃料源的燃料之间切换燃料向引燃燃料喷射器的输送。

40、燃料输送的调节可包括：根据指示分级燃烧系统的操作范围中的变化的模式信号，在来自第一源的燃料和来自第二源的燃料之间切换燃料向引燃燃料喷射器的输送。

41、燃料输送的调节还可包括：在仅引燃操作范围内的阈值点处，在来自第一燃料源的燃料和来自第二燃料源的燃料之间切换燃料向引燃燃料喷射器的输送。

42、阈值点可为阈值燃料流率，在该阈值燃料流率下，燃气涡轮发动机的nvpm的产生量超过在其中引燃燃料喷射器被输送具有第二燃料特性的燃料的操作期间由燃气涡轮发动机产生的nvpm的阈值量。

43、附加地或备选地，阈值点可为预限定的阈值燃料流率，其比在仅引燃操作和引燃与主操作之间的边界处的燃料流率小预限定的量。

44、燃料输送的调节可包括：

45、共混来自第一燃料源和第二燃料源两者的燃料供应，以形成由来自第一燃料源的燃料、来自第二燃料源的燃料或它们的共混物组成的共混燃料；以及

46、将共混燃料输送到引燃燃料喷射器。

47、共混燃料的输送可包括在仅引燃操作范围的至少一部分期间将来自第一燃料源的燃料和来自第二燃料源的燃料的共混物输送到引燃燃料喷射器。

48、共混燃料的输送可包括将燃料的共混物输送到具有来自第一燃料源的燃料和来自第二燃料源的燃料的变化的共混比的引燃燃料喷射器，其中，共混比根据燃料流率在仅引燃操作范围内变化。

49、来自第一燃料源的燃料与来自第二燃料源的燃料相比的比例可随着在仅引燃操作范围内燃料流率的减小而降低。

50、来自第一燃料源的燃料与来自第二燃料源的燃料相比的比例对燃料流率的依赖性可根据在特定燃料流率下nvpm的期望最终水平来确定，并且可被确定成使得nvpm不超过预定阈值，或者使得nvpm产生量在燃气涡轮发动机的操作时段内被最小化。

51、燃料的共混可包括：共混燃料，以便在仅引燃操作范围内的燃气涡轮发动机的一个或多个操作条件下实现期望的nvpm水平。

52、燃料输送的调节可包括：将燃料输送到引燃燃料喷射器，以便使依赖于一个或多个nvpm影响参数的成本函数最小化。所述一个或多个nvpm影响参数可包括以下任何一项或多项：

53、i)在其处发生nvpm产生的高于地面水平的高度；

54、ii)nvpm产生的地点；

55、iii)在nvpm产生的地点处的天气和/或大气条件；

56、iv)与nvpm产生的地点相关联的气候影响；

57、v)产生的单个nvpm颗粒的质量和/或尺寸；

58、vi)潜在凝结尾迹产生和/或凝结尾迹特性；

59、vii)nvpm产生的当地空气质量(laq)影响；和/或

60、viii)nvpm质量和/或数量。

61、燃料的共混可包括以至少部分地根据以下任何一项或多项确定的共混比来共混燃料：

62、a)可用于建议飞行的具有第一燃料组合物的燃料的量；

63、b)在从第一燃料源提供燃料的操作范围内，在整个飞行的仅引燃操作期间，引燃燃料喷射器的总燃料需求的量；和/或

64、c)燃料组合物限制参数。

65、根据另一方面，提供了一种航空器，该航空器包括根据第一方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的一个或多个燃气涡轮发动机。

66、根据第三方面，提供了一种用于航空器的燃气涡轮发动机，其包括：

67、分级燃烧系统，其具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作，在仅引燃操作范围中燃料仅被输送到引燃燃料喷射器，在引燃与主操作范围中燃料被输送到至少主燃料喷射器；以及

68、燃料输送调节器，其布置成控制燃料向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的输送，该燃料输送调节器布置成从包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源接收燃料，第二燃料特性不同于第一燃料特性，其中：

69、分级燃烧系统布置成在与发动机的稳态巡航操作模式相对应的分级点处在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围之间切换，分级点限定在第一发动机巡航操作范围和第二发动机巡航操作范围之间的边界；并且

70、燃料输送调节器布置成：在第一发动机巡航操作范围的至少一部分期间向引燃燃料喷射器输送燃料，该燃料具有与在第二发动机巡航操作范围期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料不同的燃料特性。

71、发明人已经确定，可能有利的是，操作分级燃烧系统，使得其在其巡航操作中的至少一些期间处于仅引燃模式，同时还在巡航操作期间选择性地从两个不同源向燃烧器提供燃料。发明人已经确定，通过设置分级点，使得较低功率巡航操作可在仅引燃模式下发生，可减少某些发动机排放物并提高燃烧效率。当与选择性地使用具有不同特性的燃料相结合时，发明人已经确定可减轻对排放的不利影响，该不利影响原本将导致移动分级点。因此，通过这些因素的组合，这提供了燃烧效率的总体提高和排放的减少。

72、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。在第一发动机巡航操作范围期间输送到引燃燃料喷射器的燃料可与小于在第二发动机巡航操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

73、与第二燃料特性相比，第一燃料特性可对应于相应燃料中更大比例的saf，并且与在第二发动机巡航操作范围期间输送的燃料相比，在第一发动机巡航操作范围期间输送的燃料可具有更高比例的saf。

74、第一发动机巡航操作范围可对应于在飞行的巡航段的较晚部分中的航空器的操作，并且第二发动机巡航操作范围可对应于在巡航段的相对较早部分中的航空器的操作。

75、第一发动机巡航操作范围可对应于发动机的稳态亚音速巡航操作，并且第二发动机巡航操作范围可对应于发动机的稳态超音速巡航操作。

76、燃料输送调节器可包括燃料共混器，该燃料共混器布置成：接收来自第一燃料源和第二燃料源两者的燃料供应，并且输出来自第一燃料源的燃料、来自第二燃料源的燃料或它们的共混物。燃料共混器可布置成将燃料输送到引燃燃料喷射器，并且任选地输送到主燃料喷射器。

77、从第一燃料源输送的燃料与从第二燃料源输送的燃料相比的比例可根据在第一发动机巡航操作范围内的特定燃料流率下nvpm产生量的期望最终水平来确定，并且可被确定成使得nvpm产生量不超过预定阈值，或者使得nvpm产生量在燃气涡轮发动机的操作时段内被最小化。

78、在第一发动机巡航操作范围期间从第一燃料源输送的燃料与从第二燃料源输送的燃料相比的比例可至少部分地根据以下任何一项或多项来确定：

79、a)可用于建议飞行的具有第一燃料特性和第二燃料特性的燃料的量；

80、b)在其中从第一燃料源提供燃料的操作范围内，在整个飞行的仅引燃操作期间，引燃燃料喷射器的总燃料需求的量；和/或

81、c)燃料组合物限制参数。

82、根据第四方面，提供了一种操作用于航空器的燃气涡轮发动机的方法，该燃气涡轮发动机包括具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的分级燃烧系统，该分级燃烧系统在其中燃料仅被输送到引燃燃料喷射器的仅引燃操作范围和其中燃料被输送到至少主燃料喷射器的引燃与主操作范围中可操作，该方法包括：

83、调节从包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的燃料输送，第二燃料特性不同于第一燃料特性；

84、在发动机的稳态巡航操作模式期间在分级点处在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围之间切换，以限定第一发动机巡航操作范围和第二发动机巡航操作范围；以及

85、在第一发动机巡航操作范围的至少一部分期间向引燃燃料喷射器输送燃料，该燃料具有与在第二发动机巡航操作范围期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料不同的燃料特性。

86、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。在第一发动机巡航操作范围期间输送到引燃燃料喷射器的燃料可与小于在第二发动机巡航操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

87、与第二燃料特性相比，第一燃料特性可对应于相应燃料中更大比例的saf。与在第二发动机巡航操作范围期间输送的燃料相比，在第一发动机巡航操作范围期间输送的燃料可具有更高比例的saf。

88、第一发动机巡航操作范围可对应于在飞行的巡航段的较晚部分中的航空器的操作，并且第二发动机巡航操作范围可对应于在巡航段的相对较早部分中的航空器的操作。

89、第一发动机巡航操作范围可对应于发动机的稳态亚音速巡航操作，并且第二发动机巡航操作范围可对应于发动机的稳态超音速巡航操作。

90、调节燃料输送可包括使用燃料共混器输送来自第一燃料源的燃料、来自第二燃料源的燃料或它们的共混物。燃料共混器可布置成将燃料输送到引燃燃料喷射器，并且任选地输送到主燃料喷射器。

91、从第一燃料源输送的燃料与从第二燃料源输送的燃料相比的比例可根据在第一发动机巡航操作范围内的特定燃料流率下nvpm的期望最终水平来确定，并且可被确定成使得nvpm不超过预定阈值，或者使得nvpm产生量在燃气涡轮发动机的操作时段内被最小化。

92、在第一发动机巡航操作范围期间从第一燃料源输送的燃料与从第二燃料源输送的燃料相比的比例可至少部分地根据以下任何一项或多项来确定：

93、a)可用于建议飞行的具有第一燃料特性和第二燃料特性的燃料的量；

94、b)在其中从第一燃料源提供燃料的操作范围内，在整个飞行的仅引燃操作期间，引燃燃料喷射器的总燃料需求的量；和/或

95、c)燃料组合物限制参数。

96、根据另一方面，提供了一种航空器，该航空器包括根据第三方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的一个或多个燃气涡轮发动机。

97、根据第五方面，提供了一种用于航空器的燃气涡轮发动机，其包括：

98、分级燃烧系统，其具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作，在仅引燃操作范围中燃料仅被输送到引燃燃料喷射器，在引燃与主操作范围中燃料以由引燃与主分级比率限定的相对速率被输送到至少主燃料喷射器；以及

99、燃料输送调节器，其布置成控制燃料向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的输送，该燃料输送调节器布置成从包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源接收燃料，第二燃料特性不同于第一燃料特性，其中：

100、分级燃烧系统还在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围之间的过渡操作范围中可操作；

101、在过渡操作范围内，燃料以不同于引燃与主分级比率的过渡分级比率输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器两者；并且

102、燃料输送调节器布置成：在过渡操作范围期间向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者输送燃料，该燃料具有与在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料不同的燃料特性。

103、发明人已经确定，可包括提供从仅引燃分级比率(100:0)到选择的引燃与主分级比率的过渡的过渡区域。发明人已经确定，通过将分级燃烧系统配置成在仅引燃操作和引燃与主操作之间的过渡范围内操作，可减少在该发动机功率设置范围内操作的co和hc排放物的量。发明人还确定，通过使用与在至少引燃与主操作中使用的燃料相比在过渡操作范围中具有不同燃料特性的燃料，可至少部分地减轻由过渡区域导致的对发动机排放的任何有害变化。

104、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。在过渡操作范围期间输送到至少引燃燃料喷射器的燃料可与小于在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

105、与第二燃料特性相比，第一燃料特性可对应于相应燃料中更大比例的saf。与在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送的燃料相比，在过渡操作范围期间输送的燃料可具有更高比例的saf。

106、过渡分级比率可在过渡操作范围的至少一部分内随着发动机功率的改变而具有连续的变化。

107、该连续的变化可使得：在过渡操作范围内，到燃料喷射器的总燃料流量中可归因于到引燃燃料喷射器的燃料流量的比例随着发动机功率的增加而减小，并且到燃料喷射器的总燃料流量中可归因于到主燃料喷射器的燃料流量的比例随着发动机功率的增加而增加。

108、过渡分级比率可在过渡操作范围的至少一部分内具有不同于引燃与主分级比率的恒定中间值。恒定中间值可在仅引燃范围的值和引燃与主范围的值之间。

109、过渡分级比率可在各自不同于引燃与主分级比率的一系列恒定中间值(即彼此不同)之间变化。每个中间值可在仅引燃范围的值和引燃与主范围的值之间。

110、燃料输送调节器可包括燃料共混器，该燃料共混器布置成：接收来自第一燃料源和第二燃料源两者的燃料供应，并且输出来自第一燃料源的燃料、来自第二燃料源的燃料或它们的共混物。燃料共混器可布置成将燃料输送到引燃燃料喷射器，并且任选地输送到主燃料喷射器。

111、从第一燃料源输送的燃料与从第二燃料源输送的燃料相比的比例可根据在过渡操作范围内的特定燃料流率下nvpm产生量的期望最终水平来确定，并且可被确定成使得nvpm产生量不超过预定阈值，或者使得nvpm产生量在燃气涡轮发动机的操作时段内被最小化。

112、在过渡操作范围期间从第一燃料源输送的燃料与从第二燃料源输送的燃料相比的比例可至少部分地根据以下任何一项或多项来确定：

113、a)可用于建议飞行的具有第一燃料特性和第二燃料特性的燃料的量；

114、b)在其中从第一燃料源提供燃料的操作范围内，在整个飞行的仅引燃操作期间，燃料喷射器的总燃料需求的量；和/或

115、c)燃料组合物限制参数。

116、根据第六方面，提供了一种操作用于航空器的燃气涡轮发动机的方法，该燃气涡轮发动机包括具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的分级燃烧系统，该分级燃烧系统在其中燃料仅被输送到引燃燃料喷射器的仅引燃操作范围和其中燃料以由引燃与主分级比率限定的相对速率被输送到至少主燃料喷射器的引燃与主操作范围中可操作，该方法包括：

117、调节从包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的燃料输送，第二燃料特性不同于第一燃料特性，

118、在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围之间的过渡操作范围中操作分级燃烧系统，在该过渡操作范围内，燃料以不同于引燃与主分级比率的过渡分级比率被输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器两者，

119、其中，燃料输送的调节包括：在过渡操作范围期间向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者输送燃料，该燃料具有与在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料不同的燃料特性。

120、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。在过渡操作范围期间输送到至少引燃燃料喷射器的燃料可与小于在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

121、与第二燃料特性相比，第一燃料特性可对应于相应燃料中更大比例的saf，并且与在引燃与主操作范围的至少一部分期间输送的燃料相比，在过渡操作范围期间输送的燃料可具有更高比例的saf。

122、过渡分级比率可在过渡操作范围的至少一部分内随着发动机功率的改变而具有连续的变化。

123、连续的变化可使得：在过渡操作范围内，到燃料喷射器的总燃料流量中可归因于到引燃燃料喷射器的燃料流量的比例随着发动机功率的增加而减小，并且到燃料喷射器的总燃料流量中可归因于到主燃料喷射器的燃料流量的比例随着发动机功率的增加而增加。

124、过渡分级比率可在过渡操作范围的至少一部分内具有恒定中间值，该恒定中间值不同于引燃与主分级比率，并且任选地位于仅引燃范围的值和引燃与主范围的值之间。

125、过渡分级比率可在一系列恒定中间值之间变化，所述恒定中间值各自不同于引燃与主分级比率，并且任选地各自位于仅引燃范围的值和引燃与主范围的值之间。

126、调节燃料输送可包括使用燃料共混器输送来自第一燃料源的燃料、来自第二燃料源的燃料或它们的共混物。燃料共混器可布置成将燃料输送到引燃燃料喷射器，并且任选地输送到主燃料喷射器。

127、从第一燃料源输送的燃料与从第二燃料源输送的燃料相比的比例可根据在过渡操作范围内的特定燃料流率下nvpm产生量的期望最终水平来确定。燃料的比例可被确定成使得nvpm产生量不超过预定阈值，或者使得nvpm产生量在燃气涡轮发动机的操作时段内被最小化。

128、在过渡操作范围期间从第一燃料源输送的燃料与从第二燃料源输送的燃料相比的比例可至少部分地根据以下任何一项或多项来确定：

129、a)可用于建议飞行的具有第一燃料特性和第二燃料特性的燃料的量；

130、b)在其中从第一燃料源提供燃料的操作范围内，在整个飞行的仅引燃操作期间，燃料喷射器的总燃料需求的量；和/或

131、c)燃料组合物限制参数。

132、根据另一方面，提供了一种航空器，该航空器包括根据第五方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的一个或多个燃气涡轮发动机。

133、根据第七方面，提供了一种用于航空器的燃气涡轮发动机，其包括：

134、分级燃烧系统，其具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作，在仅引燃操作范围中燃料仅被输送到引燃燃料喷射器，在引燃与主操作范围中燃料被输送到至少主燃料喷射器；以及

135、燃料输送调节器，其布置成控制燃料向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的输送，该燃料输送调节器布置成从包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源接收燃料，第二燃料特性不同于第一燃料特性，其中：

136、分级燃烧系统布置成以加速模式操作，在该加速模式下导致发动机从稳态操作模式的加速；并且

137、燃料输送调节器布置成：在加速模式的至少一部分中的操作期间向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者输送燃料，该燃料具有与在稳态操作模式的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料不同的燃料特性。

138、为了在加速期间减少过量的nvpm的产生，已知切换到燃气涡轮发动机的“加速”操作模式，在该模式下，分级点出现在较低的发动机功率设置处。然而，发明人已经观察到，切换到这种已知的加速模式可能具有许多缺点。例如，可能导致hc和co排放的增加。在本技术的加速模式下，燃料输送调节器布置成向燃料喷射器(即引燃燃料喷射器和/或主燃料喷射器)输送具有与在稳态操作模式的至少一部分期间输送到燃料喷射器(即引燃燃料喷射器和/或主燃料喷射器)的燃料不同的燃料特性的燃料。发明人已经确定，当发动机在加速模式下操作时增加的nvpm排放可通过使用与在稳态操作期间使用的燃料具有不同特性的燃料来避免或减少。这可允许在加速模式期间的分级点保持与稳态操作模式的分级点相同或相似，从而避免或减少/限制在hc或co排放方面的任何不利增加。

139、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。在加速模式期间输送到至少引燃燃料喷射器的燃料可与小于在稳态模式下操作期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

140、与第二燃料特性相比，第一燃料特性可对应于相应燃料中更大比例的saf，并且在加速模式期间输送的燃料可具有更高比例的saf。

141、分级燃烧系统可布置成在分级点处在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中的操作之间切换。

142、与稳态模式相比，在加速模式下，分级点可处于相同或更高的发动机功率。

143、分级点在加速模式下与稳态模式相比可处于较低的发动机功率，并且在不同特性的燃料不能提供到燃烧系统的情况下处于比默认分级点更高的功率，分级燃烧系统根据该默认分级点来控制。

144、燃料输送调节器可布置成：在加速模式下的仅引燃操作期间向引燃燃料喷射器输送燃料，该燃料具有与在发动机的稳态操作模式下的引燃与主操作期间输送到主燃料喷射器的燃料不同的燃料特性。

145、燃料输送调节器可布置成在加速模式下的仅引燃操作范围期间输送燃料，该燃料具有基于发动机的nvpm产生量所依赖的控制参数确定的燃料特性。

146、控制参数可为分级燃烧系统的燃烧器中的燃料-空气比。

147、当燃料-空气比降低时，与输送到引燃燃料喷射器的低nvpm产生量相关联的燃料的比例也可降低。

148、燃料输送调节器可布置成在加速模式下的操作的时段的开始点将向主燃料喷射器和引燃燃料喷射器中的一者或两者的燃料输送切换到具有不同燃料特性的燃料输送。

149、燃料输送调节器可布置成在过渡到引燃与主操作之后返回到具有与在稳态模式下输送的燃料相同的燃料特性的燃料的输送。

150、燃料输送调节器可布置成在加速模式期间以大于足以维持发动机的稳态操作的速率向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者输送燃料。

151、根据第八方面，提供了一种操作用于航空器的燃气涡轮发动机的方法，该燃气涡轮发动机包括具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的分级燃烧系统，该分级燃烧系统在其中燃料仅被输送到引燃燃料喷射器的仅引燃操作范围和其中燃料被输送到至少主燃料喷射器的引燃与主操作范围中可操作，该方法包括：

152、调节从包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的燃料输送，第二燃料特性不同于第一燃料特性；

153、在加速模式下操作分级燃烧系统，在该加速模式下导致发动机从稳态操作模式的加速；以及

154、在加速模式的至少一部分中的操作期间向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者输送燃料，该燃料具有与在稳态操作模式的至少一部分期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料不同的燃料特性。

155、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联，并且在加速模式期间输送到至少引燃燃料喷射器的燃料可与小于在稳态模式下操作期间输送到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器中的一者或两者的燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

156、与第二燃料特性相比，第一燃料特性可对应于相应燃料中更大比例的saf，并且在加速模式期间输送的燃料可具有更高比例的saf。

157、分级燃烧系统可布置成在分级点处在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中的操作之间切换。

158、与稳态模式相比，在加速模式下，分级点可处于相同或更高的发动机功率。

159、分级点在加速模式下与稳态模式相比可处于较低的发动机功率，并且在不同燃料特性的燃料不能提供到燃烧系统的情况下可处于比默认分级点更高的功率，分级燃烧系统根据该默认分级点来控制。

160、燃料可在加速模式下的仅引燃操作期间输送到引燃燃料喷射器，该燃料具有与在发动机的稳态操作模式下的引燃与主操作期间输送到主燃料喷射器的燃料不同的燃料特性。

161、向燃料喷射器输送燃料可包括在加速模式下的仅引燃操作范围期间输送燃料，该燃料具有基于由发动机的nvpm产生量所依赖的控制参数的燃料特性。控制参数可为分级燃烧系统的燃烧器中的燃料-空气比。当燃料-空气比降低时，与输送到引燃燃料喷射器的低nvpm产生量相关联的燃料的比例也可降低。

162、向燃料喷射器输送燃料可包括在加速模式下的操作的时段的开始点将向主燃料喷射器和引燃燃料喷射器中的一者或两者的燃料输送切换到具有不同燃料特性的燃料输送。

163、向燃料喷射器输送燃料可包括在过渡到引燃与主操作之后返回到具有与在稳态模式下输送的燃料相同的燃料特性的燃料的输送。

164、在加速模式期间，燃料可以大于足以维持稳态操作的速率输送到燃料喷射器。

165、根据另一方面，提供了一种航空器，该航空器包括根据第七方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的一个或多个燃气涡轮发动机。

166、根据第九方面，提供了一种用于航空器的燃气涡轮发动机，其包括：

167、分级燃烧系统，其具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作；以及

168、燃料输送调节器，其布置成控制燃料向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的输送；

169、燃料特性确定模块，其配置成确定正被供应到分级燃烧系统的燃料的一个或多个燃料特性；以及

170、控制器，其配置成确定限定分级燃烧系统在仅引燃操作和引燃与主操作之间切换的点的分级点，该分级点基于所确定的一个或多个燃料特性来确定，并且该控制器配置成根据所确定的分级点来控制分级燃烧系统。

171、发明人已经确定，根据其控制分级燃烧系统的分级点可根据正被供应到燃烧器的燃料的特性来确定。如上文结合第三、第四、第七和第八方面所讨论的，在不同特性的燃料可用于减少某些发动机排放物的情况下，可控制分级点。

172、所述一个或多个燃料特性可指示与化石煤油相比该燃料与较低的nvpm产生水平相关联。

173、所述一个或多个燃料特性可包括以下任何一项或多项：

174、(i)燃料中可持续航空燃料的百分比；

175、(ii)燃料的芳香烃含量；和/或

176、(iii)燃料的萘含量。

177、控制器可配置成：确定分级点，使得相比与指示燃料与相对较高的nvpm产生量相关联的一个或多个燃料特性相关联的分级点，与指示燃料与低nvpm产生量相关联的一个或多个燃料特性相关联的分级点对应于较高的发动机功率设置。

178、所确定的分级点可为巡航分级点，并且控制器可配置成在发动机的巡航操作条件期间使用所确定的分级点来控制燃烧系统。

179、控制器可配置成：确定分级点，使得分级燃烧系统布置成在与发动机的稳态巡航操作模式相对应的分级点处在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围之间切换，分级点限定在第一发动机巡航操作范围和第二发动机巡航操作范围之间的边界。

180、第一巡航操作范围可对应于在飞行的巡航段的较晚部分中的航空器的操作，并且第二操作范围可对应于在巡航段的相对较早部分中的航空器的操作。

181、第一巡航操作范围可对应于发动机的稳态亚音速巡航操作，并且第二巡航操作范围对应于发动机的稳态超音速巡航操作。

182、所确定的分级点可为发动机加速分级点，并且控制器可配置成在发动机的加速操作条件期间使用所确定的分级点来控制分级燃烧系统。响应于所述一个或多个燃料特性，发动机加速分级点可被确定为与巡航分级点相同(例如，被设置为相同)。

183、根据第十方面，提供了一种操作用于航空器的燃气涡轮发动机的方法，该燃气涡轮发动机包括具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的分级燃烧系统，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作，该方法包括：

184、确定正被供应到分级燃烧系统的燃料的一个或多个燃料特性；

185、基于所确定的一个或多个燃料特性，确定限定分级燃烧系统在仅引燃操作和引燃与主操作之间切换的点的分级点；以及

186、根据所确定的分级点控制分级燃烧系统。

187、所述一个或多个燃料特性可指示与化石煤油相比该燃料与较低的nvpm产生水平相关联。

188、所述一个或多个燃料特性包括以下任何一项或多项：

189、(i)燃料中可持续航空燃料的百分比；

190、(ii)燃料的芳香烃含量；和/或

191、(iii)燃料的萘含量。

192、确定分级点可包括：确定分级点，使得与指示燃料与相对较高的nvpm产生量相关联的一个或多个燃料特性相关联的分级点相比，与指示燃料与低nvpm产生量相关联的一个或多个燃料特性相关联的分级点对应于较高的发动机功率设置。

193、所确定的分级点可为巡航分级点，并且在发动机的巡航操作条件期间燃烧系统可使用所确定的分级点来控制。

194、分级点可被确定为使得分级燃烧系统布置成在对应于发动机的稳态巡航操作模式的分级点处在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围之间切换。分级点可限定在第一发动机巡航操作范围和第二发动机巡航操作范围之间的边界。

195、第一巡航操作范围可对应于在飞行的巡航段的较晚部分中的航空器的操作，并且第二巡航操作范围可对应于在巡航段的相对较早部分中的航空器的操作。

196、第一巡航操作范围可对应于发动机的稳态亚音速巡航操作，并且第二巡航操作范围可对应于发动机的稳态超音速巡航操作。

197、所确定的分级点可为发动机加速分级点，并且在发动机的加速操作条件期间分级燃烧系统可使用所确定的分级点来控制。响应于所述一个或多个燃料特性，发动机加速分级点可被确定为与巡航分级点相同。

198、根据第十一方面，提供了一种航空器，该航空器包括根据第九方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的一个或多个燃气涡轮发动机。

199、根据第十二方面，提供了一种用于航空器的燃气涡轮发动机，其包括：

200、分级燃烧系统，其具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作；

201、燃料输送调节器，其布置成控制燃料向引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的输送；

202、燃料特性确定模块，其配置成确定正被供应到分级燃烧系统的燃料的一个或多个燃料特性；以及

203、控制器，其配置成确定限定引燃燃料喷射器燃料流量与主燃料喷射器燃料流量的比率的分级比率，该分级比率根据所述一个或多个燃料特性来确定，并且控制器配置成根据所确定的分级比率来控制分级燃烧系统。

204、发明人已经确定，分级比率可基于一个或多个燃料特性来确定，以便更有效地管理发动机排放。这可例如允许调整分级比率以减少co和hc产生，该co和hc产生原本将在某种程度上导致高水平的nvpm产生，如结合以上第五和第六方面所讨论的。

205、所述一个或多个燃料特性可指示与化石煤油相比该燃料与较低的nvpm产生水平相关联。

206、所述一个或多个燃料特性可包括以下任何一项或多项：

207、(i)燃料中可持续航空燃料的百分比；

208、(ii)燃料的芳香烃含量；和/或

209、(iii)燃料的萘含量。

210、控制器可配置成：

211、在引燃与主操作范围期间根据引燃与主分级比率控制分级燃烧系统，其中，根据所述一个或多个燃料特性确定的分级比率是过渡分级比率；并且

212、控制分级燃烧系统，使得它在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围之间的过渡操作范围中被操作，其中，在过渡操作范围内，分级燃烧系统根据过渡分级比率来控制，该过渡分级比率不同于引燃与主分级比率。

213、过渡分级比率可在过渡操作范围内随着发动机功率的改变而具有连续的变化。

214、连续变化可使得到燃料喷射器的总燃料流量中可归因于到引燃燃料喷射器的燃料流量的比例随着发动机功率的增加而减小。在过渡操作范围内，到燃料喷射器的总燃料流量中可归因于到主燃料喷射器的燃料流量的比例随着发动机功率的增加而增加。

215、过渡分级比率可在各自不同于引燃与主分级比率的一系列恒定中间值之间变化。每个中间值可位于仅引燃范围的值和引燃与主范围的值之间。

216、根据第十三方面，提供了一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的分级燃烧系统，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作，该方法包括：

217、确定正被供应到分级燃烧系统的燃料的一个或多个燃料特性；

218、确定限定引燃燃料喷射器燃料流量与主燃料喷射器燃料流量的比率的分级比率，该分级比率根据所述一个或多个燃料特性确定；以及

219、根据所确定的分级比率控制分级燃烧系统。

220、所述一个或多个燃料特性可指示与化石煤油相比该燃料与较低的nvpm产生水平相关联。

221、所述一个或多个燃料特性可包括以下任何一项或多项：

222、(i)燃料中可持续航空燃料的百分比；

223、(ii)燃料的芳香烃含量；和/或

224、(iii)燃料的萘含量。

225、确定分级比率可包括确定过渡分级比率；并且

226、控制分级燃烧系统可包括：控制分级燃烧系统，使得它在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围之间的过渡操作范围中被操作。在过渡操作范围内，分级燃烧系统可根据过渡分级比率来控制，该过渡分级比率可不同于在引燃与主操作范围期间根据其控制分级燃烧器的引燃与主分级比率。

227、过渡分级比率可在过渡操作范围内随着发动机功率的改变而具有连续的变化。

228、连续的变化可使得：在过渡操作范围内，到燃料喷射器的总燃料流量中可归因于到引燃燃料喷射器的燃料流量的比例随着发动机功率的增加而减小，并且到燃料喷射器的总燃料流量中可归因于到主燃料喷射器的燃料流量的比例随着发动机功率的增加而增加。

229、过渡分级比率可在各自不同于引燃与主分级比率的一系列恒定中间值之间变化。每个中间值可位于仅引燃范围的值和引燃与主范围的值之间。

230、根据第十四方面，提供了一种航空器，该航空器包括根据第十三方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的一个或多个燃气涡轮发动机。

231、根据第十五方面，提供了一种确定航空器的燃料分配的计算机实现的方法，其中：

232、航空器包括适于包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和适于包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源，第二燃料特性不同于第一燃料特性；

233、航空器包括由来自第一和第二燃料源的燃料提供动力的一个或多个燃气涡轮发动机；

234、所述一个或多个燃气涡轮发动机各自包括具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的分级燃烧系统，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作；

235、所述一个或多个燃气涡轮发动机各自包括燃料输送调节器，该燃料输送调节器布置成控制燃料从第一燃料源和第二燃料源到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的输送，

236、该方法包括：

237、获得包括所述一个或多个燃气涡轮发动机在任务期间的操作点的列表的建议任务描述；

238、获得所述一个或多个燃气涡轮发动机的nvpm(非挥发性颗粒物)影响参数，该影响参数与使用来自第一燃料源的燃料、来自第二燃料源的燃料或它们的共混物的建议任务的每个操作点相关联；

239、基于nvpm影响参数，为在任务描述中限定的建议任务的每个操作点计算一个或多个燃料特性的优化集合；以及

240、基于一个或多个燃料特性的优化集合来确定燃料分配。

241、发明人已经确定，通过以这种方式计算燃料分配，可将燃料分配给任务，使得具有所需特性的燃料可被提供给航空器，以使其执行建议任务，同时减少nvpm影响。与装载设定量的不同类型的可用燃料相比，这可允许更好地利用可用燃料的特性来减少nvpm，而不管要使用该燃料执行的任务如何。

242、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

243、附加地或备选地，第一燃料特性和第二燃料特性可为相应燃料中存在的saf的百分比。

244、任务描述的每个操作点可包括以下任何一项或多项：燃气涡轮发动机将在该条件下操作的一个或多个操作条件、对应于操作点的一个或多个燃料流率值、和/或在对应的操作点处的操作持续时间。

245、nvpm影响参数可包括限定在飞行描述的每个操作点处对于包括第一燃料、第二燃料或它们的共混物的不同的相应燃料特性由相应燃气涡轮发动机产生的nvpm的量的nvpm影响参数。

246、燃料分配可包括以下任何一项或多项：

247、i)分配给第一和第二燃料源中的每一个的燃料的量；

248、ii)第一燃料特性；

249、iii)第二燃料特性；和/或

250、iv)燃料混合比。

251、该方法还可包括确定对应于燃料分配的一个或多个燃料使用参数。燃料使用参数可限定在由任务描述限定的任务期间将如何使用燃料。所述一个或多个燃料使用参数可包括以下任何一项或多项：

252、i)共混时间表，来自第一燃料源和第二燃料源的燃料由燃料输送调节器根据该共混时间表共混；

253、ii)切换时间表，燃料输送调节器配置成根据该切换时间表在来自第一燃料源和第二燃料源的燃料的输送之间切换；

254、iii)设置在航空器中以形成第一燃料源和第二燃料源的燃料箱的分配；和/或

255、iv)用于形成第一燃料源和第二燃料源的燃料箱的隔离阀设置。

256、一个或多个燃料特性的优化集合可进一步基于以下任何一项或多项来确定：

257、i)可由燃料输送调节器提供的燃料特性的可实现范围；

258、ii)分配给任务的非默认燃料的总量；

259、iii)任务的总燃料需求；

260、iv)航空器的燃料箱的容量；和/或

261、v)关于可将航空器燃料箱如何分配给第一燃料源或第二燃料源的限制。

262、计算一个或多个燃料特性的优化集合可包括使依赖于所述一个或多个nvpm影响参数的成本函数最小化。

263、所述一个或多个nvpm影响参数可包括以下任何一项或多项：

264、i)在其处发生nvpm产生的高于地面水平的高度；

265、ii)nvpm产生的地点；

266、iii)在nvpm产生的地点处的天气和/或大气条件；

267、iv)与nvpm产生的地点相关联的气候影响；

268、v)所产生的单个nvpm颗粒的质量/尺寸；

269、vi)潜在凝结尾迹产生和/或凝结尾迹特性；

270、vii)nvpm产生的当地空气质量(laq)影响；和/或

271、viii)产生的nvpm的量(例如，质量和/或数量)。

272、根据第十六方面，提供了一种将燃料装载到航空器上的方法，其包括：

273、使用第十五方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的方法来确定燃料分配；以及

274、根据燃料分配将燃料装载到航空器上。

275、根据第十七方面，提供了一种具有存储在其上的指令的非暂时性计算机可读介质，当由处理器执行时，该指令导致处理器执行第十五方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的方法。

276、根据第十八方面，提供了一种用于确定航空器的燃料分配的燃料分配确定系统，该燃料分配确定系统包括配置成执行第十五方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的方法的计算设备。

277、根据第十九方面，提供了一种用于确定航空器的燃料分配的燃料分配确定系统，其中：

278、航空器包括适于包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和适于包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源，第二燃料特性不同于第一燃料特性；

279、航空器包括由来自第一和第二燃料源的燃料提供动力的一个或多个燃气涡轮发动机；

280、所述一个或多个燃气涡轮发动机各自包括具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的分级燃烧系统，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作；

281、所述一个或多个燃气涡轮发动机各自包括燃料输送调节器，该燃料输送调节器布置成控制燃料从第一燃料源和第二燃料源到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的输送，

282、燃料装载参数确定系统，其包括：

283、任务描述获得模块，其配置成获得建议任务描述，该建议任务描述包括在任务期间用于所述一个或多个燃气涡轮发动机的操作条件的列表；

284、影响参数获得模块，其配置成获得所述一个或多个燃气涡轮发动机的nvpm影响参数，该影响参数与使用包括来自第一燃料源的燃料、来自第二燃料源的燃料或它们的共混物的燃料的组合物的建议任务的每个操作点相关联；

285、燃料特性计算模块，其配置成基于nvpm影响参数来计算在任务描述中限定的建议任务的每个操作点的一个或多个燃料特性的优化集合；以及

286、燃料分配确定模块，其配置成基于一个或多个燃料特性的优化集合来确定燃料分配。

287、第一燃料特性可与小于第二燃料特性的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

288、附加地或备选地，第一燃料特性和第二燃料特性可为相应燃料中存在的saf的百分比。

289、由任务描述获得模块获得的任务描述的操作点中的每一个可包括以下任何一项或多项：燃气涡轮发动机将在该条件下操作的一个或多个操作条件、对应于操作点的一个或多个燃料流率值、和/或在对应的操作点处的操作持续时间。

290、由影响参数获得模块获得的nvpm影响参数可包括限定在任务描述的每个操作点处对于包括第一燃料、第二燃料或它们的共混物的不同的相应燃料特性由燃气涡轮发动机产生的nvpm的量的nvpm影响参数。

291、由燃料分配确定模块确定的燃料分配可包括以下任何一项或多项：

292、i)分配给第一和第二燃料源中的每一个的燃料的量；

293、ii)第一燃料特性；

294、iii)第二燃料特性；和/或

295、iv)燃料混合比。

296、燃料分配确定系统还可包括燃料使用参数确定模块，该燃料使用参数确定模块配置成确定对应于燃料分配的一个或多个燃料使用参数，该燃料使用参数限定在由任务描述限定的任务期间将如何使用燃料。

297、所述一个或多个燃料使用参数可任选地包括以下任何一项或多项：

298、i)共混时间表，来自第一燃料源和第二燃料源的燃料由燃料输送调节器根据该共混时间表共混；

299、ii)切换时间表，燃料输送调节器配置成根据该切换时间表在来自第一燃料源和第二燃料源的燃料的输送之间切换；

300、iii)设置在航空器中以形成第一燃料源和第二燃料源的燃料箱的分配；和/或

301、iv)用于形成第一燃料源和第二燃料源的燃料箱的隔离阀设置。

302、由燃料特性计算模块确定的一个或多个燃料特性的优化集合可进一步基于以下任何一项或多项来确定：

303、i)可由燃料输送调节器提供的燃料特性的可实现范围；

304、ii)分配给任务的非默认燃料的总量；

305、iii)任务的总燃料需求；

306、iv)航空器的燃料箱的容量；和/或

307、v)关于可将航空器燃料箱如何分配给第一燃料源或第二燃料源的限制。

308、燃料特性计算模块可配置成通过使依赖于所述一个或多个nvpm影响参数的成本函数最小化来计算一个或多个燃料特性的优化集合。

309、所述一个或多个nvpm影响参数可包括以下任何一项或多项：

310、i)在其处发生nvpm产生的高于地面水平的高度；

311、ii)nvpm产生的地点；

312、iii)在nvpm产生的地点处的天气和/或大气条件；

313、iv)与nvpm产生的地点相关联的气候影响；

314、v)产生的nvpm颗粒的质量；

315、vi)潜在凝结尾迹产生和/或凝结尾迹特性；

316、vii)nvpm产生的当地空气质量(laq)影响；和/或

317、viii)产生的nvpm的量(例如，质量/数目)。

318、根据第二十方面，提供了一种航空器，其包括：

319、适于包含具有第一燃料特性的第一燃料的第一燃料源和适于包含具有第二燃料特性的第二燃料的第二燃料源，第二燃料特性不同于第一燃料特性；

320、一个或多个燃气涡轮发动机，其由来自第一和第二燃料源的燃料提供动力，其中：

321、所述一个或多个燃气涡轮发动机各自包括具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的分级燃烧系统，该分级燃烧系统在仅引燃操作范围和引燃与主操作范围中可操作；

322、所述一个或多个燃气涡轮发动机各自包括燃料输送调节器，该燃料输送调节器布置成控制燃料从第一燃料源、第二燃料源或它们的组合到引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的输送；以及

323、根据第十八或第十九方面以及任选地上述相关联的陈述中的任何一项或多项的燃料分配确定系统。

324、根据第二十一方面，提供了一种为由多个航空器执行的多个任务确定机队范围燃料分配的计算机实现的方法，所述多个任务从包括默认燃料的量和非默认燃料的量的燃料源供应燃料，该燃料分配指示要分配给多个任务中的每个任务的非默认燃料和默认燃料的量，默认燃料和非默认燃料具有彼此不同的一个或多个燃料特性，该方法包括：

325、获得多个任务中的每个任务的初始建议燃料分配；

326、执行机队范围优化，其中在来自燃料源的总可用默认和/或非默认燃料的约束内修改多个任务中的每个任务的建议燃料分配，以使在多个任务中的所有任务内的每任务nvpm影响参数的总和最小化，多个任务中的每个任务与根据该任务的燃料使用所确定的相应的每任务nvpm影响参数相关联，该燃料使用限定在该任务期间要如何使用相应任务的燃料分配；以及

327、基于机队范围优化来确定多个任务的机队范围燃料分配。

328、发明人已经确定，用于多个任务的可用燃料可在那些任务之间智能地共享，以有利地使用不同类型的可用燃料。这可允许其中在任务之间共享较少可用的燃料，以便更有效地使用燃料，例如，使得任务的总体nvpm影响减少。

329、非默认燃料可与小于默认燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

330、非默认燃料可从具有第一燃料特性的第一燃料和具有不同于第一燃料特性的第二燃料特性的第二燃料的混合物形成。

331、第一燃料特性和第二燃料特性可以是saf在相应燃料内的百分比。非默认燃料可以是富saf燃料，并且默认燃料可以是相对贫saf燃料(即，与富saf燃料相比具有更低的saf含量)。

332、执行机队范围优化可包括：

333、i)执行外环优化，其中多个任务中的一个或多个的燃料分配变化以减少多个任务的每任务nvpm影响参数的总和；以及

334、ii)执行内环优化，其中根据变化的燃料分配的约束获得多个任务中的每个任务的燃料使用，以确定多个任务中的每个任务的新的建议燃料使用。

335、可重复步骤i)和ii)，直到确定多个任务中的每个任务的经优化的燃料使用，所述经优化的燃料使用对应于每任务nvpm影响参数的最小化总和。

336、内环优化可包括获得针对相应任务的燃料使用的预先准备的解决方案。

337、多个任务中的每个任务的建议燃料分配可通过获得相应任务的经优化的燃料使用来获得，该经优化的燃料使用限定要如何使用燃料来使该任务的每任务nvpm影响参数最小化。

338、每个任务的经优化的燃料使用可通过执行每任务优化来获得。

339、对于每个相应的任务，每任务优化可包括：

340、确定由用于该任务的相应航空器使用的燃烧器的类型和/或操作能力；

341、确定相应任务的总燃料需求；

342、在提供多于一种类型的喷射器的情况下，确定相应任务的燃烧器中所提供的每种类型的燃料喷射器所需的燃料的量；

343、确定使用具有默认燃料、非默认燃料、或它们的混合物的特性的燃料的任务的每个发动机操作点的nvpm排放的依赖性；以及

344、确定经优化的燃料使用，其使相应任务的总nvpm排放最小化。

345、确定由航空器使用的燃烧器的类型可包括确定航空器是包括稀燃分级燃烧器还是富燃燃烧器。

346、如果燃烧器是具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的稀燃分级燃烧器，则确定每种类型的燃料喷射器所需的燃料的量可包括：

347、a)确定在引燃与主操作期间引燃喷射器所需的燃料的量；和/或

348、b)确定在仅引燃操作期间引燃燃料喷射器所需的燃料的量；和/或

349、c)确定引燃燃料喷射器在操作的阈值范围内以低于分级点的燃料流率的燃料流率操作所需的燃料的量。

350、机队范围优化可基于：

351、具有第一燃料特性的第一燃料在默认燃料内的百分比，其限定可用于燃烧的具有第一燃料特性的燃料的最低的可能百分比；和/或

352、具有第一燃料特性的第一燃料在非默认燃料内的百分比，其限定可用于燃烧的具有第一燃料特性的燃料的最高的可能百分比；和/或

353、可用于多个任务的非默认燃料的量。

354、根据第二十二方面，提供了一种将燃料装载到执行多个任务的多个航空器上的方法，所述多个任务从包括默认燃料的量和非默认燃料的量的燃料源供应燃料，该方法包括：

355、使用第二十一方面的以及任选地上文的相关联的陈述中的任何一项或多项的方法来确定多个任务的燃料分配；以及

356、根据燃料分配将燃料装载到多个航空器上。

357、根据第二十三方面，提供了一种具有存储在其上的指令的非暂时性计算机可读介质，当由处理器执行时，该指令导致处理器执行第二十一方面的以及任选地上文的相关联的陈述中的任何一项或多项的方法。

358、根据第二十四方面，提供了一种用于确定多个任务的机队燃料分配的机队范围燃料分配确定系统，该机队范围燃料分配确定系统包括配置成执行第二十一方面的以及任选地上文的相关联的陈述中的任何一项或多项的方法的计算设备。

359、根据第二十五方面，提供了一种用于为由多个航空器执行的多个任务确定燃料分配的机队范围燃料分配确定系统，所述多个任务从包括默认燃料的量和非默认燃料的量的燃料源供应燃料，该燃料分配指示要分配给多个任务中的每个任务的非默认燃料和默认燃料的量，默认燃料和非默认燃料具有彼此不同的一个或多个燃料特性，该系统包括：

360、初始建议燃料分配获得模块，其配置成获得多个任务中的每个任务的初始建议燃料分配；

361、机队范围优化模块，其配置成执行机队范围优化，其中在来自燃料源的总可用默认和/或非默认燃料的约束内修改多个任务中的每个任务的建议燃料分配，以使在多个任务中的所有任务内的每任务nvpm影响参数的总和最小化，多个任务中的每个任务与根据该任务的建议燃料使用所确定的相应的每任务nvpm影响参数相关联，该燃料使用限定在该任务期间要如何使用相应任务的燃料分配；以及

362、机队范围燃料分配确定模块，其配置成基于机队范围优化来确定多个任务的机队范围燃料分配。

363、非默认燃料可与小于默认燃料的nvpm产生水平的nvpm产生水平相关联。

364、非默认燃料可从具有第一燃料特性的第一燃料和具有不同于第一燃料特性的第二燃料特性的第二燃料的混合物形成。

365、第一燃料特性和第二燃料特性可以是saf在相应燃料内的百分比，并且其中非默认燃料是富saf燃料，并且默认燃料可以是相对贫saf燃料。

366、机队范围优化模块可配置成执行以下步骤：

367、i)执行外环优化，其中多个任务中的一个或多个任务的燃料分配变化以减少多个任务的每任务nvpm影响参数的总和；以及

368、ii)执行内环优化，其中根据变化的燃料分配的约束来获得多个任务中的每个任务的燃料使用，以确定多个任务中的每个任务的新的建议燃料使用。

369、机队范围优化模块可配置成重复步骤i)和ii)，直到确定多个任务中的每个任务的经优化的燃料使用，该经优化的燃料使用对应于每任务nvpm影响参数的最小化总和。

370、机队范围优化模块可配置成通过获得针对相应任务的燃料使用的预先准备的解决方案来执行内环优化。

371、机队范围优化模块可配置成通过获得相应任务的经优化的燃料使用来获得多个任务中的每个任务的建议燃料分配，该经优化的燃料使用限定要如何使用燃料以便使该任务的每任务nvpm影响参数最小化。

372、机队范围优化模块可配置成通过执行每任务优化来获得每个任务的经优化的燃料使用，对于每个相应的任务，每任务优化任选地包括：

373、确定由用于该任务的相应航空器使用的燃烧器的类型和/或操作能力；

374、确定相应任务的总燃料需求；

375、在提供多于一种类型的喷射器的情况下，确定在用于相应任务的燃烧器中提供的每种类型的燃料喷射器所需的燃料的量；

376、确定使用具有默认燃料、非默认燃料、或它们的混合物的特性的燃料的任务的每个任务发动机操作点的nvpm排放的依赖性；以及

377、确定经优化的燃料使用，所述经优化的燃料使用使相应任务的总nvpm排放最小化。

378、确定由航空器使用的燃烧器的类型可包括确定航空器是包括稀燃分级燃烧器还是富燃燃烧器。

379、如果燃烧器是具有引燃燃料喷射器和主燃料喷射器的稀燃分级燃烧器，则确定每种类型的燃料喷射器所需的燃料的量可包括：

380、确定在引燃与主操作期间引燃燃料喷射器所需的燃料的量；和/或

381、确定在仅引燃操作期间引燃燃料喷射器所需的燃料的量；和/或

382、确定引燃燃料喷射器在操作的阈值范围内以低于分级点的燃料流率的燃料流率操作所需的燃料的量。

383、机队范围优化模块可配置成将机队范围优化基于以下各项：

384、具有第一燃料特性的第一燃料在默认燃料中的百分比，其限定可用于燃烧的具有第一燃料特性的燃料的最低的可能百分比；和/或

385、具有第一燃料特性的第一燃料在非默认燃料中的百分比，其限定可用于燃烧的具有第一燃料特性的燃料的最高的可能百分比；和/或

386、可用于多个任务的非默认燃料的量。

387、本公开可应用于燃气涡轮发动机的任何相关配置。这样的燃气涡轮发动机可为例如涡轮风扇燃气涡轮发动机、开式转子燃气涡轮发动机(其中螺旋桨不被机舱(nacelle)包围)、涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机。任何这样的发动机可设置有或者可不设置有加力燃烧室(afterburner)。

388、根据本公开的任何方面的燃气涡轮发动机可包括发动机核心，该发动机核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴(shaft)。这样的燃气涡轮发动机可包括风扇(其具有风扇叶片)。这样的风扇可位于发动机核心的上游。备选地，在一些示例中，燃气涡轮发动机可包括位于发动机核心的下游的风扇，例如其中燃气涡轮发动机是开式转子或涡轮螺旋桨发动机(在这种情况下，风扇可被称为螺旋桨)。

389、在燃气涡轮发动机是开式转子或涡轮螺旋桨发动机的情况下，燃气涡轮发动机可包括两个对转(contra-rotating)螺旋桨级，这两个对转螺旋桨级经由轴附接到自由动力涡轮并由自由动力涡轮驱动。螺旋桨可在相反方向上旋转，使得一个围绕发动机的旋转轴线顺时针旋转，并且另一个围绕发动机的旋转轴线逆时针旋转。备选地，燃气涡轮发动机可包括螺旋桨级和配置在螺旋桨级下游的导向静叶(guide vane)级。导向静叶级可具有可变桨距。因此，高压、中压和自由动力涡轮可分别通过合适的互连轴驱动高压和中压压缩机和螺旋桨。因此，螺旋桨可提供大部分推进推力。

390、在燃气涡轮发动机是开式转子或涡轮螺旋桨发动机的情况下，螺旋桨级中的一个或多个可由齿轮箱(gearbox)驱动。齿轮箱可为本文描述的类型。

391、根据本公开的发动机可为涡轮风扇发动机。这样的发动机可为直接驱动涡轮风扇发动机，其中风扇直接连接到风扇驱动涡轮，例如在没有齿轮箱的情况下。在这样的直接驱动涡轮风扇发动机中，风扇可说是以与风扇驱动涡轮相同的转速旋转。

392、根据本公开的发动机可为齿轮传动涡轮风扇发动机。在这样的布置中，发动机具有经由齿轮箱驱动的风扇。因此，这样的燃气涡轮发动机可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自核心轴的输入并向风扇输出驱动，以便以低于核心轴的转速驱动风扇。齿轮箱的输入可直接来自核心轴，或者间接来自核心轴，例如经由正轴和/或正齿轮。核心轴可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(风扇以较低的速度旋转)。

393、如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可具有任何合适的一般架构。例如，燃气涡轮发动机可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。纯粹作为示例，连接到核心轴的涡轮可为第一涡轮，连接到核心轴的压缩机可为第一压缩机，并且核心轴可为第一核心轴。发动机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核心轴。第二涡轮、第二压缩机和第二核心轴可布置成以比第一核心轴更高的转速旋转。

394、在这样的布置中，第二压缩机可定位在第一压缩机的轴向下游。第二压缩机可布置成接收(例如直接接收，例如经由大体上环形的涵道(duct))来自第一压缩机的流。

395、齿轮箱可布置成由配置成以最低转速旋转(例如在使用中)的核心轴(例如在上面的示例中的第一核心轴)驱动。例如，齿轮箱可布置成仅由配置成以最低转速旋转(例如在使用中)的核心轴(例如，在上面的示例中，仅为第一核心轴，并且不是第二核心轴)驱动。备选地，齿轮箱可布置成由任何一个或多个轴(例如，在上面的示例中的第一轴和/或第二轴)驱动。

396、齿轮箱可为减速齿轮箱(因为到风扇的输出是比来自核心轴的输入更低的旋转速率)。可使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可为“行星”或“星形”齿轮箱，如本文其它地方更详细地描述的。这样的齿轮箱可为单级的。备选地，这样的齿轮箱可为复合齿轮箱，例如复合周转齿轮箱(其可具有在太阳齿轮上的输入和在环形齿轮上的输出，并且因此被称为“复合星形”齿轮箱)，例如具有两个减速级。

397、齿轮箱可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，例如在从3至4.2或3.2至3.8的范围内，例如大约或至少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。例如，传动比可在前面句子中的任何两个值之间。纯粹作为示例，齿轮箱可为具有在从3.1或3.2至3.8的范围内的减速比的“星形”齿轮箱。纯粹作为进一步的示例，齿轮箱可为具有在3.0至3.1的范围内的减速比的“星形”齿轮箱。纯粹作为进一步的示例，齿轮箱可为具有在3.6至4.2的范围内的减速比的“行星”齿轮箱。在一些布置中，传动比可在这些范围之外。

398、在如本文描述和/或要求保护的任何燃气涡轮发动机中，给定组合物或共混物的燃料被提供给燃烧器，该燃烧器可相对于流动路径设置在风扇和(一个或多个)压缩机的下游(例如轴向下游)。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如，在第二压缩机的出口处)。作为进一步的示例，在提供第二涡轮的情况下，在燃烧器的出口处的流可提供到第二涡轮的入口。燃烧器可设置在(一个或多个)涡轮的上游。

399、所述压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任意数量的级，例如多个级。每个级可包括一排转子叶片和一排定子静叶，所述定子静叶可为可变的定子静叶(因为它们的入射角可为可变的)。转子叶片的排和定子静叶的排可彼此轴向地偏移。例如，燃气涡轮发动机可为包括13或14个压缩机级(除了风扇之外)的直接驱动涡轮风扇燃气涡轮发动机。这样的发动机例如可包括在第一(或“低压”)压缩机中的3个级和在第二(或“高压”)压缩机中的10或11个级。作为进一步的示例，燃气涡轮发动机可为包括11、12或13个压缩机级(除了风扇之外)的“齿轮传动”燃气涡轮发动机(其中风扇由第一核心轴经由减速齿轮箱驱动)。这样的发动机可包括在第一(或“低压”)压缩机中得3或4个级和在第二(或“高压”)压缩机中的8或9个级。作为进一步的示例，燃气涡轮发动机可为具有在第一(或“低压”)压缩机中的4个级和在第二(或“高压”)压缩机中的10个级的“齿轮传动”燃气涡轮发动机。

400、所述涡轮或每个涡轮(例如如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任意数量的级，例如多个级。每个级可包括一排转子叶片和一排定子静叶。转子叶片的排和定子静叶的排可彼此轴向地偏移。第二(或“高压”)涡轮可包括在任何布置中(例如，不管它是齿轮传动发动机还是直接驱动发动机)的2个级。燃气涡轮发动机可为包括具有5、6或7个级的第一(或“低压”)涡轮的直接驱动燃气涡轮发动机。备选地，燃气涡轮发动机可为包括具有3或4个级的第一(或“低压”)涡轮的“齿轮传动”燃气涡轮发动机。

401、每个风扇叶片可被限定为具有从在径向内部气体冲刷(gas-washed)部位或0％跨度位置处的叶根(root)(或轮毂(hub))延伸到在100％跨度位置处的叶尖(tip)的径向跨度。在轮毂处的风扇叶片的半径与在叶尖处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下任一者：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。在轮毂处的风扇叶片的半径与在叶尖处的风扇叶片的半径的比率可在由前面句子中的任何两个值限定的含端值的范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从0.28至0.32或0.29至0.30的范围内。这些比率通常可被称为轮毂与叶尖比。在轮毂处的半径和在叶尖处的半径都可在叶片的前缘(或轴向最前方)部分处测量。当然，轮毂与叶尖比是指风扇叶片的气体冲刷部分，即任何平台的径向外侧部分。

402、风扇的半径可在发动机中心线和在其前缘处的风扇叶片的叶尖之间测量。风扇直径(其可简单地为风扇的半径的两倍)可大于(或大约为)以下任一者：140cm、170cm、180cm、190cm、200cm、210cm、220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前面句子中的任何两个值限定的含端值的范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。纯粹作为非限制性示例，风扇直径可在从170cm至180cm、190cm至200cm、200cm至210cm、210cm至230cm、290cm至300cm或340cm至360cm的范围内。

403、风扇的转速在使用中可变化。通常，转速对于具有较大直径的风扇来说较低。纯粹作为非限制性示例，在巡航条件下风扇的转速可小于3500rpm，例如小于2500rpm，例如小于2300rpm。纯粹作为进一步的非限制性示例，具有在从200cm至210cm的范围内的风扇直径的“齿轮传动”燃气涡轮发动机在巡航条件下的风扇的转速可在从2750至2900rpm的范围内。纯粹作为进一步的非限制性示例，具有在从210cm至230cm的范围内的风扇直径的“齿轮传动”燃气涡轮发动机在巡航条件下的风扇的转速可在从2500至2800rpm的范围内。纯粹作为进一步的非限制性示例，具有在从340cm至360cm的范围内的风扇直径的“齿轮传动”燃气涡轮发动机在巡航条件下的风扇的转速可在从1500至1800rpm的范围内。纯粹作为进一步的非限制性示例，具有在从190cm至200cm的范围内的风扇直径的直接驱动发动机在巡航条件下的风扇的转速可在从3600至3900rpm的范围内。纯粹作为进一步的非限制性示例，具有在从300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动发动机在巡航条件下的风扇的转速可在从2000至2800rpm的范围内。

404、在燃气涡轮发动机的使用中，风扇(具有相关联的风扇叶片)围绕旋转轴线旋转。这种旋转导致风扇叶片的叶尖以速度utip移动。由风扇叶片23对流所做的功导致流的焓升dh。风扇叶尖负载可被限定为dh/utip2，其中dh是跨过风扇的焓升(例如1-d平均焓升)，并且utip是风扇叶尖的(平移)速度，例如在叶尖的前缘处(其可被限定为在前缘处的风扇叶尖半径乘以角速率)。在巡航条件下的风扇叶尖负载可大于(或大约为)以下任一者：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(所有值均为无量纲)。风扇叶尖负载可在由前面句子中的任何两个值限定的含端值的范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从0.28至0.31或0.29至0.3的范围内(例如对于齿轮传动燃气涡轮发动机)。

405、根据本公开的燃气涡轮发动机可具有任何期望的旁路比(bypass ratio)，其中涵道比被限定为在巡航条件下通过旁路涵道(bypass duct)的流的质量流率与通过核心的流的质量流率的比率。在一些布置中，涵道比可大于(或大约为)以下任一者：9、9.5、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。涵道比可在由前面句子中的任何两个值限定的含端值的范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从12至16、13至15或13至14的范围内。纯粹作为非限制性示例，根据本公开的直接驱动燃气涡轮发动机的涵道比可在从9:1至11:1的范围内。纯粹作为进一步的非限制性示例，根据本公开的齿轮传动燃气涡轮发动机的涵道比可在从12:1至15:1的范围内。旁路涵道可为基本上环形的。旁路涵道可位于核心发动机的径向外侧。旁路涵道的径向外表面可由机舱和/或风扇机匣限定。

406、如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的总压力比可被限定为在最高压力压缩机的出口处(在进入燃烧器之前)的滞止(stagnation)压力与风扇上游的滞止压力的比率。作为非限制性示例，如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下任一者：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前面句子中的任何两个值限定的含端值的范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从50至70的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机在巡航条件下的总压力比可在从40至45的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机在巡航条件下的总压力比可在从45至55的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机在巡航条件下的总压力比可在从50至60的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机在巡航条件下的总压力比可在从50至60的范围内。

407、发动机的比推力(specific thrust)可被限定为发动机的净推力除以通过发动机的总质量流量。在一些示例中，对于给定的推力条件，比推力可取决于提供到燃烧器的燃料的具体组合物。在巡航条件下，本文描述和/或要求保护的发动机的比推力可小于(或大约为)以下任一者：110nkg-1s、105nkg-1s、100nkg-1s、95nkg-1s、90nkg-1s、85nkg-1s或80nkg-1s。比推力可在由前面句子中的任何两个值限定的含端值的范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从80nkg-1s至100nkg-1s或者85nkg-1s至95nkg-1s的范围内。与常规的燃气涡轮发动机相比，这样的发动机可能特别高效。纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的比推力可在从90nkg-1s至95nkg-1s的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的比推力可在从80nkg-1s至90nkg-1s的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的比推力可在从70nkg-1s至90nkg-1s的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的比推力可在从90nkg-1s至120nkg-1s的范围内。

408、如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可具有任何期望的最大推力。纯粹作为非限制性示例，如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可能够产生至少(或大约为)以下任一个的最大推力：100kn、110kn、120kn、130kn、140kn、150kn、160kn、170kn、180kn、190kn、200kn、250kn、300kn、350kn、400kn、450kn、500kn或550kn。最大推力可在由前面句子中的任何两个值限定的含端值的范围内(即，这些值可形成上限或下限)。纯粹作为非限制性示例，如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可能够产生在从330kn至420kn(例如350kn至400kn)的范围内的最大推力。纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大推力可在从140kn至160kn的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大推力可在从150kn至200kn的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大推力可在从370kn至500kn的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的最大推力可在从370kn至500kn的范围内。上面提到的推力可为在发动机静态的情况下在海平面处的标准大气条件加上15摄氏度下的最大净推力(环境压力101.3kpa，温度30摄氏度)。

409、在使用中，在高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度(可被称为tet)可在燃烧器的出口处(例如，在第一涡轮静叶的上游紧邻处，第一涡轮静叶本身可被称为喷嘴导向静叶)测量。在一些示例中，对于给定的推力条件，tet可取决于提供到燃烧器的燃料的具体组合物。在巡航时，tet可至少(或大约)为以下任一者：1400k、1450k、1500k、1550k、1600k或1650k。因此，纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机在巡航时的tet可在从1540k至1600k的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机在巡航时的tet可在从1590k至1650k的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机在巡航时的tet可在从1600k至1660k的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机在巡航时的tet可在从1590k至1650k的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机在巡航时的tet可在从1570k至1630k的范围内。

410、在巡航时的tet可在由前面句子中的任何两个值限定的含端值的范围内(即，这些值可形成上限或下限)。发动机使用时的最大tet可为例如至少(或大约)以下任一者：1700k、1750k、1800k、1850k、1900k、1950k、2000k、2050k或2100k。因此，纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大tet可在从1890k至1960k的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大tet可在从1890k至1960k的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm的范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大tet可在从1890k至1960k的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的最大tet可在从1935k至1995k的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的最大tet可在从1890k至1950k的范围内。最大tet可在由前面句子中的任何两个值限定的含端值的范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从1800k至1950k的范围内。最大tet可出现在例如高推力条件下，例如在最大起飞(mto)条件下。

411、本文描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼型部分可由任何合适的材料或材料的组合制造。例如，风扇叶片和/或翼型的至少一部分可至少部分地由复合材料(例如，金属基质复合材料和/或诸如碳纤维复合材料的有机基质复合材料)制造。作为进一步的示例，风扇叶片和/或翼型的至少一部分可至少部分地由诸如钛基金属或铝基材料(诸如铝锂合金)或钢基材料的金属制造。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，其可使用比叶片的其余部分能够更好地抵抗冲击(例如来自鸟、冰或其它材料)的材料来制造。这样的前缘可例如使用钛或钛基合金制造。因此，纯粹作为示例，风扇叶片可具有碳纤维或铝基本体(诸如铝锂合金)，该本体带有钛前缘。

412、如本文描述和/或要求保护的风扇可包括中心部分，风扇叶片可从该中心部分例如在径向方向上延伸。风扇叶片可以任何期望的方式附接到中心部分。例如，每个风扇叶片可包括夹具(fixture)，该夹具可接合轮毂(或盘)中的对应狭槽。纯粹作为示例，这样的夹具可呈燕尾榫(dovetail)的形式，其可插入和/或接合轮毂/盘中的对应狭槽中，以便将风扇叶片固定到轮毂/盘。作为进一步的示例，风扇叶片可与中心部分一体地形成。这样的布置可被称为叶片盘或叶片环。可使用任何合适的方法来制造这样的叶片盘或叶片环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块(block)机器加工而成，和/或风扇叶片的至少一部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)附接到轮毂/盘。

413、本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可设置有或者可不设置有可变面积喷嘴(van)。这样的可变面积喷嘴可允许旁路涵道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有van的发动机。

414、如本文描述和/或要求保护的燃气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。在风扇叶片具有碳纤维复合材料本体的情况下，可存在16或18个风扇叶片。在风扇叶片具有金属本体(例如铝锂合金或钛合金)的情况下，可存在18、20或22个风扇叶片。

415、如本文所用，术语怠速(idle)、滑行(taxi)、起飞、爬升、巡航、下降、进近(approach)和着陆具有常规含义，并且将容易被技术人员理解。因此，对于用于航空器的给定燃气涡轮发动机，技术人员将立即认识到每个术语是指在该燃气涡轮发动机被设计成附接到的航空器的给定任务内的发动机的操作阶段。

416、就这一点而言，地面怠速可指发动机的操作阶段，在该阶段，航空器静止并与地面接触，但需要发动机运转。在怠速期间，发动机可产生发动机的3％和9％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生在5％和8％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生在6％和7％之间的可用推力。滑行可指发动机的操作阶段，在该阶段，航空器通过由发动机产生的推力沿着地面被推进。在滑行期间，发动机可产生在5％和15％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生在6％和12％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生在7％和10％之间的可用推力。起飞可指发动机的操作阶段，在该阶段，航空器通过由发动机产生的推力来推进。在起飞阶段内的初始时段，航空器可在航空器与地面接触的同时被推进。在起飞阶段内的稍后时段，航空器可在航空器不与地面接触的同时被推进。在起飞期间，发动机可产生在90％和100％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生在95％和100％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生100％的可用推力。

417、爬升可指发动机的操作阶段，在该阶段，航空器通过由发动机产生的推力来推进。在爬升期间，发动机可产生在75％和100％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生在80％和95％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生在85％和90％之间的可用推力。就这一点而言，爬升可指在起飞和达到巡航条件之间的航空器飞行周期内的操作阶段。附加地或备选地，爬升可指在航空器飞行周期中起飞和着陆之间的标称(nominal)点，在该标称点处需要海拔高度的相对增加，这可能需要增加发动机的推力需求。

418、如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将容易被技术人员理解。因此，对于用于航空器的给定燃气涡轮发动机，技术人员将立即认识到巡航条件意指在该燃气涡轮发动机被设计成附接到的航空器的给定任务(在本行业中可称为“经济任务”)的巡航中点(mid-cruise)时的发动机的操作点。就这一点而言，巡航中点是航空器飞行周期中已经燃烧了在爬升的顶点与开始下降之间所燃烧的总燃料的50％的时间点(可近似于在爬升的顶点和开始下降之间在时间和/或距离方面的中点)。因此，巡航条件限定了燃气涡轮发动机的以下操作点，即：在考虑提供给航空器的发动机的数量的情况下，该操作点提供的推力将确保在该燃气涡轮发动机被设计成附接到的航空器在巡航中点时的稳态操作(即维持恒定的海拔高度和恒定的马赫数)。例如，当发动机被设计成附接到具有两个相同类型的发动机的航空器时，在巡航条件下，发动机提供该航空器在巡航中点时稳态操作所需的总推力的一半。

419、换句话说，对于用于航空器的给定燃气涡轮发动机，巡航条件被限定为在巡航中点大气条件(由根据iso 2533在巡航中点海拔高度的国际标准大气限定)下提供指定推力(在给定的巡航中点马赫数下与航空器上的任何其它发动机结合提供该给定发动机被设计成附接到的航空器的稳态操作所需的推力)的发动机的操作点。对于用于航空器的任何给定的燃气涡轮发动机，巡航中点推力、大气条件和马赫数是已知的，并且因此发动机在巡航条件下的操作点是明确限定的。

420、纯粹作为示例，在巡航条件下的前进速度可为在从0.7至0.9马赫的范围内(例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、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)的任何一点。这些范围内的任何单一速度都可为巡航条件的一部分。对于一些航空器，巡航条件可在这些范围之外，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。

421、纯粹作为示例，巡航条件可对应于在以下海拔高度处的标准大气条件(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(约38000英尺)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(约35000英尺)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。巡航条件可对应于在这些范围内的任何给定海拔高度处的标准大气条件。

422、纯粹作为示例，巡航条件可对应于在0.8的前进马赫数和在38000英尺(11582m)的海拔高度处的标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的所需推力水平(例如在从30kn至35kn的范围内的值)的发动机的操作点。纯粹作为进一步的示例，巡航条件可对应于在0.85的前进马赫数和在35000英尺(10668m)的海拔高度处的标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的所需推力水平(例如在从50kn至65kn的范围内的值)的发动机的操作点。

423、在使用中，本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可在本文其它地方限定的巡航条件下操作。这样的巡航条件可由航空器的巡航条件(例如巡航中点条件)确定，至少一个(例如2个或4个)燃气涡轮发动机可安装到该航空器以提供推进推力。

424、此外，技术人员将立即认识到下降和进近中的任一者或两者是指在航空器的巡航和着陆之间的航空器飞行周期内的操作阶段。在下降和进近中的任一者或两者期间，发动机可产生在20％和50％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生在25％和40％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，发动机可产生在30％和35％之间的可用推力。附加地或备选地，下降可指在航空器飞行周期中起飞和着陆之间的标称点，在该标称点处需要海拔高度的相对降低，并且这可能需要降低发动机的推力需求。

425、根据一方面，提供了一种包括如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的航空器。根据该方面的航空器是燃气涡轮发动机已经被设计成附接到的航空器。因此，根据该方面的巡航条件对应于如本文其它地方限定的航空器的巡航中点。

426、根据一方面，提供了一种操作如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的方法。操作可在任何合适的条件下进行，该条件可为如本文其它地方所限定的那样(例如在推力、大气条件和马赫数方面)。

427、根据一方面，提供了一种操作包括如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的航空器的方法。根据该方面的操作可包括(或者可为)在任何合适的条件下的操作，例如如本文其它地方所限定的航空器的巡航中点。

428、技术人员将意识到，除了相互排斥的情况之外，关于上述方面中的任何一个所描述的特征或参数可应用于任何其它方面。此外，除了相互排斥的情况之外，本文描述的任何特征或参数可应用于任何方面和/或与本文描述的任何其它特征或参数组合。