航空推进器的制作方法

本公开涉及具有纵向轴线的航空推进器，其包括沿着所述纵向轴线的(至少)两个环形行的无导管叶片，一行在上游且一行在下游。航空推进器可包括(至少)一个热发动机，特定来说是涡轮机、涡轮轴、涡轮喷气发动机、涡轮风扇，和/或(至少)一个电马达，和/或(至少)一个氢气发动机，和/或(至少)一个混合发动机：热和/或电和/或氢气。

背景技术：

1、在下文中，我们将仅提及涡轮机的情况，因为航空推进器中包含的发动机的类型在此不是决定性的。

2、与其中风扇有导管的常规涡轮机(“涡轮风扇”类型)相比，“无导管”涡轮机(或“桨扇”或“开放转子”或“反向旋转开放转子”涡轮螺旋桨)是其中风扇(或螺旋桨)在发动机壳体(或篮)外部延伸的一类涡轮机。图1中示出此涡轮机的实例。涡轮机10包括轮毂12，所述轮毂界定发动机外壳，且在其上安装有沿着涡轮机10的纵向轴线x彼此间隔开的环形行的无导管上游叶片14和环形行的无导管下游叶片16。所述环形行的上游叶片14和环形行的下游叶片16分别界定上游螺旋桨和下游螺旋桨。例如“纵向”、“径向”或“圆周”等定向界定词是参考涡轮机10的纵向轴线x定义的。相对术语“上游”和“下游”是参考涡轮机10中沿着纵向轴线x的气体流相对于彼此定义的。此外，涡轮机10在发动机壳体内部从上游到下游包括一个或多个压缩机2、至少一个燃烧室4、一个或多个涡轮6和至少一个排气喷嘴8。

3、在这些无导管风扇涡轮机当中，我们知道“无导管单个(或定子)风扇”(usf)涡轮机，在其中的每一个中，如图1中所示，所述环形行的无导管上游叶片14被安装以便能够围绕纵向轴线x旋转，且所述环形行的无导管下游叶片16是固定的。换句话说，环形行的上游叶片14具有转子类型，且环形行的下游叶片16具有定子类型。上游转子叶片14的旋转方向不是决定性的。环形行的下游定子叶片16可以与纵向轴线x重合或不重合的轴线为中心。如图1所示，环形行的下游定子叶片16以纵向轴线x为中心。此usf配置允许通过下游螺旋桨16利用来自上游螺旋桨的气流的回转能量。因此改进涡轮机10的效率，特别是与具有单个旋转螺旋桨的常规涡轮机相比。上游无导管转子叶片16是由涡轮6围绕纵向轴线x旋转驱动，所述涡轮自身驱动压缩机2。涡轮机10通常包含变速箱以将涡轮6的转速与上游螺旋桨的转速解耦。此外，usf类型涡轮机与“反向旋转开放转子”类型涡轮机相比的优点之一是减少了涡轮机发出的音调噪声，这是由于无导管下游定子叶片16并未被围绕纵向轴线x旋转驱动。

4、涡轮机10可具有“推动器”配置，其中环形行的上游转子叶片14和环形行的下游定子叶片16位于涡轮机10的下游末端部分处(图1所示的配置)，或涡轮机10可具有“拉动器”配置，其中环形行的上游转子叶片14和环形行的下游定子叶片16位于涡轮机10上游末端部分处。

5、在拉动器配置中，环形行的上游转子叶片14和环形行的下游定子叶片16可包围涡轮机的压缩机2或变速箱的区段。在推动器配置中，环形行的上游叶片14和环形行的下游定子叶片14可包围涡轮机10的涡轮6的区段。

6、整流罩的缺失导致涡轮机10发出的噪声级增加。这是因为由无导管环形行的上游转子叶片14和环形行的下游定子叶片16生成的噪声在自由场中传播。发出的噪声的主要原因首先与上游转子叶片14的尾流在下游定子叶片16上的相互作用相关，且其次与在上游转子叶片14的自由径向外端处的气流中生成的涡流结构相关，所述涡流结构冲击于下游定子叶片16上。

7、然而，过多噪声对于安装涡轮机的飞行器上的乘客的舒适度是不利的。另外，当前标准规定了最大噪声阈值，特别是在接近地面的区域中，即在起飞和着陆阶段期间。

8、此外，当由涡轮机10感知的上游气流不平行于纵向轴线x(特定来说在着陆和起飞阶段期间)时，在每一上游转子叶片14上生成的力根据在其围绕纵向轴线x的旋转期间围绕上游转子叶片14的纵向轴线x的位置而变化。因此远场声辐射的方向性不是轴对称的。并且，由涡轮机10感知的气流的入射是由上游螺旋桨围绕纵向轴线x不均匀地修改。因此，施加到下游定子叶片16中的每一个的空气动力学负载取决于围绕下游定子叶片16的纵向轴线x的位置而不同，这可导致在涡轮机10的入射的操作阶段期间，特定来说在着陆和起飞阶段期间由下游螺旋桨提供的推力不令人满意。

9、此外，在操作中，位于下游螺旋桨附近的飞行器结构元件(桅杆、机身、机翼、板条、挡片等)的存在可在环形行的下游定子叶片16的层级处围绕纵向轴线x局部地修改气流条件(压力、流速的纵向分量等)。然而，在下游螺旋桨处围绕纵向轴线x的非均质气流还具有的缺点是造成施加到下游定子叶片16中的每一个的空气动力学负载，所述空气动力学负载取决于下游定子叶片16的围绕纵向轴线x的位置而不同。

技术实现思路

1、提出一种具有纵向轴线的航空推进器，其包括轮毂、环形行的无导管上游转子叶片和环形行的无导管下游定子叶片，环形行的上游转子叶片和环形行的下游定子叶片沿着纵向轴线间隔开，每一下游定子叶片可变地交错，且其中所述下游定子叶片中的至少一个相对于所述下游定子叶片中的另一个处于闭合交错配置，因为所述下游定子叶片中的所述至少一个具有的俯仰角小于所述另一个下游定子叶片的俯仰角。

2、每一下游定子叶片因此可围绕其俯仰轴旋转以改变气流在下游定子叶片上的入射角。每一下游定子叶片围绕相应俯仰轴的旋转调整可随着航空推进器的入射阶段(例如，着陆阶段和/或起飞阶段)而变来实行，和/或随着在下游定子叶片的层级处局部取得的气流条件而变来实行，这些可根据下游定子叶片围绕纵向轴线的位置取决于上游转子叶片的尾流和/或安装航空推进器的飞行器的结构元件(桅杆、机身、机翼、板条、挡片等)的存在。这减少了航空推进器的噪声级且改善下游定子叶片环的空气动力学性能。

3、环形行的上游转子叶片可围绕纵向轴线旋转。环形行的无导管下游定子叶片被锁定无法围绕纵向轴线旋转。环形行的下游定子叶片因此围绕纵向轴线固定。换句话说，下游定子叶片不围绕纵向轴线旋转。

4、参考上游转子叶片和下游定子叶片使用的术语“无导管”指示上游转子叶片和下游定子叶片不被篮包围，这不同于其中风扇在篮内有导管的常规航空推进器。

5、环形行的上游转子叶片和环形行的下游定子叶片可分别界定上游螺旋桨和下游螺旋桨。环形行的下游定子叶片可以是整流器。

6、每一叶片(上游和/或下游)可径向延伸。每一叶片可在位于(即，最接近于)航空推进器的轮毂的径向内端与径向外端之间延伸。径向内端可纵向位于叶片的前边缘处或叶片的俯仰轴处。径向内端也被称为叶片的“根部”。每一叶片围绕纵向轴线的位置可由围绕相应叶片的径向内端的纵向轴线的位置标识。每一叶片的径向外端是叶片的径向内端的相对端。径向外端可以是叶片的自由端。每一叶片的径向内端和径向外端可径向对准和/或在相同的纵向位置处。不排除叶片中的每一个的径向内端和径向外端可彼此纵向和/或周向地偏移。

7、叶片中的每一个(上游和/或下游)围绕纵向轴线的位置可表达为围绕纵向轴线的角位置。叶片中的每一个(上游和/或下游)的角位置可相对于计时控制圆盘(此处例如从上游所见)标记，其在12h、3h、6h和9h处的角位置以常规方式定位。在12h处的角位置因此相对于纵向轴线竖直地向上定位。在6h处的角位置因此相对于纵向轴线竖直地向下定位。在3h处的角位置相对于纵向轴线水平地朝向右定位。在6h处的角位置相对于纵向轴线水平地朝向左定位。径向延伸穿过12h和6h处的角位置的轴线因此垂直于径向延伸穿过3h和9h处的角位置的轴线。例如“上”、“下”、“左”、“右”等绝对位置界定词或例如“上方”、“下方”、“上部”、“下部”等相对位置界定词以及例如“竖直”和“水平”等定向界定词可在航空推进器的操作状态中考虑，通常是在所述航空推进器安装于地面上的飞行器上时。在航空推进器的此状态下，穿过12h和6h处的角位置的轴线在重力场的方向上延伸，即竖直地延伸。

8、每个叶片的角位置(上游和/或下游)可以由围绕纵向轴线从12h处的角位置正向顺时针测得的角度来界定。所述角度可以在垂直于航空推进器的纵向轴线的穿过下游定子叶片的径向内端(或所述径向外端)的轴线与穿过12h和6h处的角位置的轴线之间测量。因此，位于12h处的角位置处的叶片的角位置可以由等于0°的角度界定，位于3h处的角位置处的叶片的角位置可以由等于90°的角度界定，位于6h处的角位置处的叶片的角位置可以由等于180°(或等效于-180°)的角度界定，并且位于9h处的角位置处的叶片的角位置可以由等于270°(或等效于-90°)的角度界定。

9、每个叶片具有径向外半径。叶片的径向外半径可被视为叶片的径向外端的到纵向轴线的径向距离。换句话说，它是叶片的最大半径。所述环形行的上游转子叶片当中的最大径向外半径是上游螺旋桨的径向外半径。每一上游转子叶片可以具有相同的径向外半径。在此情况下，每一上游转子叶片的径向外半径对应于上游螺旋桨的径向外半径。所述环形行的下游定子叶片的最大径向外半径是下游螺旋桨的径向外半径。每一下游定子叶片可以具有相同的径向外半径。在此情况下，每一下游定子叶片的径向外半径对应于下游螺旋桨的径向外半径。环形行的定子叶片可以包括两个定子叶片(可能是周向连续的)，所述两个定子叶片具有彼此不同的径向外半径。环形行的定子叶片可以包括两个定子叶片(可能是周向连续的)，所述两个定子叶片具有彼此不同的径向外半径。

10、每一叶片(上游和/或下游)可具有空气动力学轮廓。为此目的，每一叶片可以包括在径向方向上的区段的堆叠。对于每一叶片，可以界定穿过每一叶片区段的重心的堆叠线。一个或多个叶片的堆叠线形成非线性曲线并不是不可能的。在一种特定情况下，一个或多个叶片的堆叠线可以以直线径向延伸。每一区段在垂直于对应叶片的径向延伸方向的相应截平面中延伸。每一区段可以包括上游前边缘和下游后边缘，下表面线(“内弧”线)和上表面线(“外弧”线)在其间延伸。每一区段可以界定空气动力学轮廓。每一区段可以包括由将前边缘连接到后边缘的直线部分界定的弦。当提及区段或叶片的空气动力学轮廓时，这意指所述区段的二维形状或相应地所述叶片的三维形状，而不管叶片俯仰角或叶片围绕纵向轴线的角位置如何。

11、区段堆叠中的所有区段的前边缘和后边缘可以分别形成叶片的前边缘和后边缘。类似地，对于每一叶片，区段堆叠中的所有区段的下表面线和上表面线可以分别形成下游定子叶片的下表面(“内弧”面)和上表面(“外弧”面)。

12、每一定子叶片具有相应俯仰轴。每一下游定子叶片的俯仰轴可以位于垂直于纵向轴线的平面中。换句话说，每一下游定子叶片的俯仰轴可以在具有零纵向分量的方向上延伸。每一下游定子叶片的俯仰轴可以径向延伸。不排除俯仰轴包括径向分量和/或纵向分量和/或周向分量。

13、每一下游定子叶片的俯仰角可以对应于在以下之间形成的角度：首先，第一轴线，所述第一轴线由叶片的区段堆叠中的参考区段的横截面平面与垂直于纵向轴线的平面(其可包含下游定子叶片的俯仰轴)之间的相交点界定；以及其次，下游定子叶片的参考区段的弦。所述角度可以在垂直于纵向轴线的平面的上游侧上测量。所述角度可以在从第一轴线到参考区段的弦的方向上，且更特定地说在与从下表面线到上表面线的方向重合的方向上正向测量。

14、下游定子叶片中的一个当其具有的俯仰角比下游定子叶片中的另一个的俯仰角小、优选地小至少0.1°、更优选地小至少1°时可称为相对于所述另一个下游定子叶片处于“闭合俯仰”。下游定子叶片中的一个当其具有的俯仰角比下游定子叶片中的另一个的俯仰角大、优选地大至少0.1°、更优选地大至少1°时可称为相对于所述另一个下游定子叶片处于“开放俯仰”。

15、不管下游定子叶片中的每一个的安装配置如何，下表面的面和上表面的面可以相对于彼此定位在圆周方向上的相同方向上。

16、每一下游定子叶片可围绕相应俯仰轴以枢转方式安装，所述相应俯仰轴在至少包含径向分量的方向上延伸。所述航空推进器可以进一步包括用于独立地或一起驱动下游定子叶片中的每一个围绕相应俯仰轴旋转的构件。举例来说，航空推进器可包括用于一起驱动布置于围绕纵向轴线的角度扇区中的下游定子叶片中的每一个围绕相应俯仰轴旋转的构件。特定来说，每一下游定子叶片可在其径向内端处连接到俯仰臂，所述俯仰臂适于围绕下游定子叶片的俯仰轴旋转。

17、每一下游定子叶片的参考区段可以位于下游定子叶片的径向内端处。替代地，每一下游定子叶片的参考区段可以位于对应下游定子叶片上，与纵向轴线相距一定径向距离，所述径向距离对应于对应下游定子叶片的径向外半径的75％。替代地，每一下游定子叶片的参考区段可以位于下游定子叶片上，与纵向轴线相距一定径向距离，所述径向距离对应于环形行的下游定子叶片当中具有最小径向外半径的下游定子叶片的径向外半径的75％。

18、两个下游定子叶片可具有不同俯仰角。两个下游定子叶片的俯仰角之间的差可小于120°，优选小于60°。特定来说，两个周向连续的下游定子叶片可具有不同俯仰角。两个下游定子叶片的俯仰角之间的差可小于45°，优选小于20°。

19、可根据线性、抛物线、对数、正弦或指数定律，随着下游定子叶片围绕纵向轴线的角位置而变来确定每一下游定子叶片的俯仰角。

20、每一下游定子叶片可具有与周向邻近的下游定子叶片的俯仰角不同的俯仰角。这允许局部地调适由每一下游定子叶片感知的流入射，以及减少噪声源的相关性且因此减少由航空推进器发出的噪声级。每一下游定子叶片可具有与其它下游定子叶片的俯仰角不同的俯仰角。

21、所述航空推进器可以包括2个至25个上游转子叶片。所述推进器可以包括2个至25个下游定子叶片。

22、上游转子叶片的数目可以不同于下游定子叶片的数目。这减少了同时围绕纵向轴线周向定位的与下游定子叶片中的一个纵向相对的上游转子叶片的数目。这减少了同时与下游定子叶片相互作用的上游转子叶片尾流的数目。因而减少了由螺旋桨发出的噪声。特定来说，上游转子叶片的数目可以大于下游定子叶片的数目。每一下游定子叶片是噪声发出的源，并且因此减少下游定子叶片的数目进一步降低了由推进器发出的噪声级。

23、环形行的下游定子叶片的强度被定义为弦与两个周向连续的下游定子叶片之间在圆周方向上的间距的比率，在每一下游定子叶片的整个径向尺寸上可以小于或等于3。特定来说，在优选实施例中，在每一下游定子叶片的径向外端处，强度小于或等于1。

24、类似地，环形行的上游转子叶片的强度被定义为弦与两个周向连续的上游转子叶片之间在圆周方向上的间距的比率，在每一上游转子叶片的整个径向尺寸上可以小于或等于3。特定来说，在优选实施例中，在每一上游转子叶片的径向外端处，强度小于或等于1。

25、在(首先)环形行的上游转子叶片的中间平面与环形行的下游定子叶片的中间平面在纵向方向上分离的距离与(其次)航空推进器的直径之间的比率可在0.01与0.8之间变化，优选地在0.1与0.5之间。每一叶片环形行的中间平面可以垂直于纵向轴线。每一环形行的叶片的中间平面可以是含有对应环形行中的叶片中的每一个的俯仰轴的平面。替代地，每一环形行的叶片的中间平面可以是含有对应环形行的叶片中的至少一个的俯仰轴的平面。航空推进器的直径可以被定义为上游螺旋桨的径向外半径的两倍。上游环形行的叶片中的每一个的后边缘纵向地位于下游环形行的叶片中的每一个的前边缘的上游。这限制或甚至避免了环形行叶片之间的干扰。

26、轮毂可以关于纵向轴线是轴对称的。

27、环形行的下游定子叶片的围绕纵向轴线位于围绕纵向轴线的第一角度扇区中的下游定子叶片可各自相对于环形行的下游定子叶片的围绕纵向轴线位于围绕纵向轴线的第二角度扇区中的至少一个下游定子叶片处于闭合俯仰配置，所述第二角度扇区不同于所述第一角度扇区。

28、环形行的下游定子叶片可包括第一角度扇区和第二角度扇区中的每一个中的至少两个周向连续的下游定子叶片。这允许将与具有相似特性(入射、速率、...)的流相互作用的至少两个周向连续的叶片上的显著匀场作用。

29、各自布置于第一扇区中的至少两个下游定子叶片可具有相同尺寸特性。换句话说，各自布置于第一扇区中的至少两个下游定子叶片可具有相同空气动力学轮廓。应理解，对于所述两个下游定子叶片中的一个的每一区段，存在布置于距纵向轴线相同径向距离处且具有相同空气动力学轮廓的所述两个下游定子叶片中的另一个的对应区段。

30、环形行的下游定子叶片的围绕纵向轴线位于围绕纵向轴线的第一角度扇区中的下游定子叶片可各自相对于环形行的下游定子叶片的围绕纵向轴线位于围绕纵向轴线的第二角度扇区中的下游定子叶片中的每一个处于闭合俯仰配置。

31、第一角度扇区可以在小于或等于180°、优选地小于或等于120°、或更优选地小于或等于90°的角范围内延伸。

32、第一角度扇区可以12h处的角位置为中心。此布置使得更容易避开航空推进器安装的飞行器的结构元件围绕的空气流，所述结构元件接近于航空推进器位于12h处的角位置的层级处(例如安装航空推进器的飞行器的机翼，或飞行器的机翼下方安装的桅杆)。这也减少了所述结构部件与下游定子叶片之间的压力扭曲上升，且避免了将增加空气动力学损失和噪声级的边界层分离和下游定子叶片上的再循环区的形成。

33、第一角度扇区可以3h处或9h处的角位置为中心。此布置促进了安装航空推进器的飞行器的结构部件周围的气流的绕过，所述结构部件在航空推进器的附近分别位于3h处、9h处的角位置处(例如安装航空推进器的飞行器的机身，是3h还是9h处的角位置取决于相对于飞行器机身的哪一侧安装航空推进器，或在飞行器的后部处安装航空推进器时的桅杆)。这也减少了所述结构部件与下游定子叶片之间的压力扭曲上升，且避免了将增加空气动力学损失和噪声级的边界层分离和下游定子叶片上的再循环区的形成。

34、此配置也减少了由航空推进器朝向6h处的角位置(即，朝向地面)发出的噪声级。

35、来自上游转子叶片的尾流与下游定子叶片之间的相互作用的噪声产生从下游定子叶片的“偶极”型声辐射。因此，由下游定子叶片辐射的相互作用噪声围绕纵向轴线不是轴对称的，且取决于下游定子叶片围绕纵向轴线的周向位置。因此，由位于第一角度扇区中的下游定子叶片发出的噪声的方向性不同于由其它下游定子叶片发出的噪声的方向性。这减少了在对应于第一角度扇区的自由场方向上的噪声。

36、第一角度扇区可以6h处的角位置为中心。此配置减少了由航空推进器朝向3h处的角位置和9h处的角位置(即，朝向安装航空推进器的飞行器的座舱)发出的噪声级。

37、环形行的下游定子叶片的围绕纵向轴线位于围绕纵向轴线的第二角度扇区的第一角度子扇区中的下游定子叶片可各自相对于围绕纵向轴线位于围绕纵向轴线的第二角度扇区的第二角度子扇区中的下游定子叶片处于开放俯仰配置，所述第二角度子扇区不同于所述第一角度子扇区。

38、第一角度子扇区可以在小于或等于180°、优选地小于或等于120°、或更优选地小于或等于90°的角范围内延伸。

39、第一角度扇区可以3h和9h处的角位置中的一个为中心，且第一角度子扇区可以3h和9h处的角位置中的另一个为中心。上游转子叶片可在围绕纵向轴线的旋转方向上被驱动，使得位于第一角度扇区中的上游转子叶片在从6h处的角位置到12h处的角位置的方向上围绕纵向轴线旋转，且位于第一角度子扇区中的上游转子叶片在从12h处的角位置到6h处的角位置的方向上围绕纵向轴线旋转。因此，上游转子叶片当它们位于第一角度扇区中时称为“上升”，因为它们被朝向12h处的角位置驱动，且上游转子叶片当它们位于第一角度子扇区中时称为“下降”，因为它们被朝向6h处的角位置驱动。

40、下游环形行的此配置确保了尽管取决于上游转子叶片是位于第一角度扇区还是第一角度子扇区中而带来上游转子叶片的不同的尾流，分别位于第一角度扇区和第一角度子扇区中的下游定子叶片都经受相似的空气动力学负载，这是施加于上游转子叶片上的力的结果，所述力取决于在所述上游转子叶片围绕纵向轴线的旋转期间，特定来说在入射时航空推进器的操作阶段期间，例如在着陆和起飞阶段期间其围绕纵向轴线的位置。

41、第一角度扇区可以12h和6h处的角位置中的一个为中心，且第一角度子扇区可以12h和6h处的角位置中的另一个为中心。下游环形行的此配置确保了当入射于环形行的下游定子叶片上的气流相对于纵向轴线具有非零入射时，例如在侧风的情况下，分别位于第一角度扇区和第一角度子扇区中的下游定子叶片经受相似的空气动力学负载。

42、环形行的下游定子叶片的围绕纵向轴线位于围绕纵向轴线的第二角度扇区的第一角度子扇区中的下游定子叶片可各自相对于围绕纵向轴线位于围绕纵向轴线的第二角度扇区的第二角度子扇区中的下游定子叶片处于开放俯仰配置，所述第二角度子扇区不同于所述第一角度子扇区。

43、第一角度子扇区可以在小于或等于180°、优选地小于或等于120°、或更优选地小于或等于90°的角范围内延伸。

44、第一角度扇区可以9h处的角位置为中心，且第一角度子扇区可以3h处的角位置为中心。此配置也减少了由航空推进器朝向6h处的角位置(即，朝向地面)发出的噪声级。

45、第一角度扇区可以12h和6h处的角位置中的一个为中心，且第一角度子扇区可以12h和6h处的角位置中的另一个为中心。此配置减少了由航空推进器朝向3h处的角位置和9h处的角位置(即，朝向安装航空推进器的飞行器的座舱)发出的噪声级。

46、围绕纵向轴线位于第一角度扇区中或第二角度扇区中或者在适用的情况下在第二角度扇区的第一角度子扇区中或第二角度扇区的第二角度子扇区中的下游定子叶片中的每一个可具有1°内的相同俯仰角。

47、围绕纵向轴线位于第一角度扇区中或第二角度扇区中或者可能在第二角度扇区的第一角度子扇区中或第二角度扇区的第二角度子扇区中的至少两个下游定子叶片可具有相同尺寸特性。

48、围绕纵向轴线位于第一角度扇区中或第二角度扇区中或者可能在第二角度扇区的第一角度子扇区中或第二角度扇区的第二角度子扇区中的至少两个下游定子叶片可具有不同尺寸特性。

49、对于每一对第一下游定子叶片和第二下游定子叶片，在5％与50％之间、优选地在10％与30％之间的相对弦长度上方纵向延伸的上游末端部分上方，第一下游定子叶片的每一区段可具有与第二下游定子叶片的对应区段相同的空气动力学轮廓，第一下游定子叶片和第二下游定子叶片的所述对应区段各自安置于距纵向轴线相同的径向距离处。

50、在另一方面中，提出一种推进系统，其包括如上文所描述的航空推进器和适于将所述航空推进器附接到飞行器的机身或机翼的吊架，所述吊架在至少包含径向方向的方向上从径向内端延伸，所述吊架通过所述径向内端连接到推进单元轮毂，所述吊架包括前边缘和后边缘，上表面和下表面在所述前边缘与后边缘之间在圆周方向上的每一侧上延伸，所述吊架的上表面和下表面至少在所述吊架的上游部分上周向地安置于径向平面的任一侧上，所述径向平面由纵向轴线和至少部分地穿过吊架的前边缘的径向轴线界定，且其中航空推进器的环形行的下游定子叶片可包括：

51、-第一群组，其包括一个或多个下游叶片，所述一个或多个下游叶片各自具有相对于所述径向平面周向地位于与所述吊架的所述上表面相同的侧上的下游端，所述第一群组至少包括周向地最接近于所述径向平面且其下游端相对于所述径向平面周向地位于与所述吊架的所述上表面相同的侧上的下游定子叶片，

52、-第二群组，其包括一个或多个下游叶片，所述一个或多个下游叶片各自具有相对于所述径向平面周向地位于与所述吊架的压力面相同的侧上的下游端，所述第二群组至少包括周向地最接近于所述径向平面且其下游端相对于所述径向平面周向地位于与所述吊架的压力面相同的侧上的下游定子叶片。

53、第一群组的每一下游定子叶片可相对于第二群组的每一下游定子叶片处于闭合俯仰配置。

54、下游环形行的此配置确保了尽管环形行的下游定子叶片处的气流条件由于吊架的存在而在径向平面的任一侧上不同，第一群组的下游定子叶片和第二群组的下游定子叶片也经受相对相似的空气动力学负载。

55、此布置促进了吊架周围的流旁路，进而减少吊架与第一类型的下游定子叶片之间的压力扭曲上升，且避免了将增加空气动力学损失和噪声级的边界层分离和第一类型的下游定子叶片上的再循环区的形成。

56、吊架的“下表面”和“上表面”意指周向方向上的吊架的端面，所述端面在周向方向上定位在与下游定子叶片中的每一个的下表面和上表面相同的方向上。吊架可以具有不具有空气动力学轮廓的形状。

57、换句话说，第二群组的每一下游定子叶片相对于第一群组的每一下游定子叶片处于开放俯仰配置。

58、吊架可以围绕旋转轴线定位在围绕航空推进器的纵向轴线的12h或6h处的角位置处。此配置允许航空推进器附接到飞行器的机翼或附接在飞行器的机翼下方。吊架可以围绕旋转轴线定位在围绕航空推进器的纵向轴线的3h或9h处的角位置处。此配置允许航空推进器附接到飞行器机身的后部。

59、吊架可以整体或部分地纵向布置在环形行的下游定子叶片的下游。吊架可以整体或部分地周向布置在第一类型的两个周向邻近的下游定子叶片之间。

60、第一群组的下游定子叶片可以两两周向连续，和/或第二群组的下游定子叶片两两周向连续。

61、另一方面，提出一种飞行器，所述飞行器包括如上文所描述的航空推进器或如上文所描述的推进系统。

62、在另一方面中，提出一种操作如上文所描述的航空推进器或如上文所描述的推进系统的方法，所述方法包括根据航空推进器的操作的入射阶段调整每一下游定子叶片的俯仰角。

63、冲击操作的阶段可以通过以下特征中的一个或多个来表征：

64、-推进系统的介于0与0.4之间的推进马赫；

65、-所述推进系统包括处于至少部分展开状态的高提升装置(板条、挡片)；

66、-推进系统的海拔高度小于或等于5000m；

67、-推进系统的轨迹的斜率介于-1°与-10°之间(着陆入射阶段)或介于1°与20°之间(起飞入射阶段)；

68、-推进系统附接到飞行器，所述飞行器的攻角(即，前向速度与飞行器机身的主轴线之间的角度)介于0°与10°之间(着陆入射阶段)或介于0°与15°之间(起飞入射阶段)。

69、所述方法可包含感测前述特性中的一个或多个且将所述特性作为数据传输到数字控制系统(例如，驾驶舱与发动机之间的接口，被称为“全权数字发动机控制(fullauthority digital engine control)”，也被称为“fadec”)。第二类型的每一下游定子叶片的俯仰角的确定可以通过对所述数据的伺服控制来实现，特定来说通过数字控制系统来实现。