航空推进器的制作方法

1.一种具有纵向轴线(x)的航空推进器(10)，其包括轮毂(12)、环形行的无导管上游转子叶片(14)和环形行的无导管下游定子叶片(16)，每一下游定子叶片(16)具有可变俯仰，且其中，所述下游定子叶片(16)中的至少一个相对于所述下游定子叶片(16)中的另一个处于闭合俯仰配置，因为所述下游定子叶片(16)中的所述至少一个具有的俯仰角(γ)小于所述另一个下游定子叶片(16)的所述俯仰角(γ)。

2.根据前一权利要求所述的航空推进器(10)，其特征在于，两个下游定子叶片(16)的所述俯仰角之间的差小于120°，优选小于60°。

3.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进器(10)，其特征在于，两个周向连续的下游定子叶片(16)的所述俯仰角之间的差小于45°，优选小于20°。

4.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述环形行的下游定子叶片(16)的围绕所述纵向轴线(x)的位于围绕所述纵向轴线(x)的第一角度扇区(s1)中的所述下游定子叶片(16)各自相对于所述环形行的下游定子叶片(16)的围绕所述纵向轴线(x)的位于围绕所述纵向轴线(x)的第二角度扇区(s2)中的至少一个下游定子叶片(16)处于所述闭合俯仰配置，所述第二角度扇区(s2)不同于所述第一角度扇区(s1)。

5.根据前一权利要求所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述环形行的下游定子叶片(16)包括在所述第一角度扇区(s1)和所述第二角度扇区(s2)中的每一个中的至少两个周向连续的下游定子叶片(16)。

6.根据权利要求4或5所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述第一角度扇区(s1)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。

7.根据权利要求4至6中任一项所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述第一角度扇区(s1)以选自12h处的角位置、3h处的角位置、6h处的角位置和9h处的角位置的角位置为中心。

8.根据权利要求4至7中任一项所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述环形行的下游定子叶片(16)的围绕所述纵向轴线的位于围绕所述纵向轴线的所述第二角度扇区(s2)的第一角度子扇区(s21)中的所述下游定子叶片(16)各自相对于围绕所述纵向轴线(x)的位于围绕所述纵向轴线(x)的所述第二角度扇区(s2)的第二角度子扇区(s22)中的所述下游定子叶片(16)处于开放俯仰配置，所述第二角度子扇区(s22)不同于所述第一角度子扇区(s21)。

9.根据前一权利要求所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述第一角度扇区(s1)以3h处和9h处的角位置中的一个为中心，且所述第一角度子扇区(s21)以3h处和9h处的所述角位置当中的另一个为中心，且其中，所述上游转子叶片(14)在围绕所述纵向轴线(x)的旋转方向(r1)上被驱动，使得位于所述第一角度扇区(s1)中的所述上游转子叶片(14)在范围从6h处的角位置到12h处的角位置的方向上围绕所述纵向轴线(x)旋转，且位于所述第一角度子扇区(s21)中的所述上游转子叶片(14)在从12h处的所述角位置到6h处的所述角位置的方向上围绕所述纵向轴线(x)被旋转驱动。

10.根据权利要求8所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述第一角度扇区(s1)以12h处的角位置为中心，且所述第一角度子扇区(s21)以6h处的角位置为中心。

11.根据权利要求4至7中任一项所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述环形行的下游定子叶片(16)的围绕所述纵向轴线(x)的位于围绕所述纵向轴线(x)的所述第二角度扇区(s2)的第一角度子扇区(s21)中的所述下游定子叶片(16)各自相对于围绕所述纵向轴线(x)的位于围绕所述纵向轴线(x)的所述第二角度扇区(s2)的第二角度子扇区(s22)中的所述下游定子叶片(16)处于所述开放俯仰配置，所述第二角度子扇区(s22)不同于所述第一角度子扇区(s21)。

12.根据前一权利要求所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述第一角度扇区(s1)以9h处的角位置为中心，且所述第一角度子扇区(s21)以3h处的角位置为中心。

13.根据权利要求11所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述第一角度扇区(s1)以12h处的角位置为中心，且所述第一角度子扇区(s21)以6h处的角位置为中心。

14.根据权利要求8至13中任一项所述的航空推进器(10)，其特征在于，所述第一角度子扇区(s21)在小于或等于180°、优选地小于或等于120°、更优选地小于或等于90°的角范围内延伸。

15.根据权利要求4至14中任一项所述的航空推进器(10)，其特征在于，围绕所述纵向轴线(x)位于所述第一角度扇区(s1)中或所述第二角度扇区(s2)中或者在必要的情况下位于所述第二角度扇区(s2)的所述第一角度子扇区(s21)中或所述第二角度扇区(s2)的所述第二角度子扇区(s22)中的所述下游定子叶片(16)中的每一个具有相同于约1°内的俯仰角(γ)。

16.根据权利要求4至15中任一项所述的航空推进器(10)，其特征在于，围绕所述纵向轴线(x)位于所述第一角度扇区(s1)中或所述第二角度扇区(s2)中或者在适用的情况下位于所述第二角度扇区(s2)的所述第一角度子扇区(s21)中或所述第二角度扇区(s2)的所述第二角度子扇区(s22)中的至少两个下游定子叶片(16)具有相同尺寸特性。

17.根据权利要求4至15中任一项所述的航空推进器(10)，其特征在于，围绕所述纵向轴线(x)的位于所述第一角度扇区(s1)中或所述第二角度扇区(s2)中或者在适用的情况下位于所述第二角度扇区(s2)的所述第一角度子扇区(s21)中或所述第二角度扇区(s2)的所述第二角度子扇区(s22)中的至少两个下游定子叶片(16)具有不同尺寸特性。

18.一种用于飞行器的推进系统，所述推进系统包括根据前述权利要求中任一项所述的航空推进器(10)和适于将所述航空推进器附接到所述飞行器的机身或机翼的吊架(18)，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所述航空推进器(10)的轮毂(12)，所述吊架(18)包括前边缘(41)和后边缘(42)，在所述前边缘与所述后边缘之间上表面(44)和下表面(43)在圆周方向上的每一侧上延伸，所述吊架(18)的所述上表面(44)和所述下表面(43)至少在所述吊架(18)的上游部分上周向地布置于径向平面的任一侧上，所述径向平面由所述纵向轴线(x)和至少部分地穿过所述吊架(18)的所述前边缘(41)的径向轴线界定，且其中，所述航空推进器(10)的环形行的下游定子叶片(16)包括：

19.根据前一权利要求所述的推进系统，其特征在于，所述第一群组(g1)的所述下游定子叶片(16)两两周向连续，和/或所述第二群组(g2)的所述下游定子叶片(16)两两周向连续。

20.一种操作根据权利要求1至17中任一项所述的航空推进器或者根据权利要求18或19所述的推进系统的方法，所述方法包括根据所述航空推进器(10)的操作的入射阶段调整每一下游定子叶片(16)的所述俯仰角(γ)。